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Automatische Vorrichtung für Flugregelanlagen zur Verhinderung des
Überziehens Die Erfindung bezieht sich auf eine selbsttätige Vorrichtung für Flugregelungen
zur Anzeige der Annäherung an den kritischen Anstellwinkel und zur Verhinderung
des Überziehens.
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Eine der häufigsten Ursachen von Flugzeugabstürzen ist, daß Flugzustände
erreicht werden, die zum Überziehen führen, bevor der Flugzeugführer dies bemerkt.
Wenn ein kritischer Flugzustand durch Überziehen erreicht ist, ist es insbesondere
in Bodennähe sehr schwierig, die- normale Fluglage so rechtzeitig wieder herzustellen,
daß ein Absturz verhindert werden kann.
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Zur Verhinderung des Überziehens bei Flugzeugen sind bereits verschiedene
Einrichtungen vorgeschlagen worden, unter anderem ist eine automatische Flugregelung
bekannt, bei der das Höhenruder des Flugzeuges durch einen Servomotor gesteuert
wird. Dieser Servomotor wird durch ein resultierendes Steuersignal erregt, das als
Komponente ein von automatischen Einrichtungen, z. B. einem Vertikalkreisel, herrührendes
Neigungsabweichungssignal enthält und mit der Neigungsabweichung des Flugzeuges
von einem durch den Vertikalkreisel angegebenen Sollwert übereinstimmt. Das resultierende
Steuersignal enthält außerdem als Komponente ein von der Einstellung eines Handeinstellmittels
abhängiges Signal.
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Diese bekannte Flugregelanlage enthält eine Einrichtung, die ein Warnsignal
erzeugt, wenn sich das Flugzeug einem überzogenen Flugzustand nähert, sowie Einrichtungen,
die auf das Warnsignal ansprechen, um den Servomotor von der Steuerung durch das
resultierende Steuersignal abzuschalten und ihn augenblicklich durch das Warnsignal
zu erregen. Durch diese Maßnahme wird das Flugzeug aus der überzogenen Fluglage
in die normale Fluglage gebracht, wofür zwei Ausführungsformen vorgesehen sind.
Die eine Ausführung hat die Gestalt eines Anstellwinkelflügels, der am Flugzeug
in der Luftströmung angelenkt ist und normalerweise kein Signal erzeugt. Diese Anordnung
erzeugt aber, wenn der Anstellwinkel übermäßig groß wird, ein Steuersignal, das
die betreffende Steuereinrichtung abschaltet und als Steuersignal für den Servomotor
dient: Die andere Ausführungsform bedient sich eines Fluggeschwindigkeitsmessers,
der so geschaltet ist, daß er ein Steuersignal erzeugt, wenn die Fluggeschwindigkeit
des Flugzeuges sich einem kritischen Wert nähert, wobei dieses Steuersignal dazu
dient, das betreffende resultierende Steuersignal für. den Antrieb des Servomotors
unwirksam zu machen.
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Die Erfindung geht von der Tatsache aus, daß einem Überziehen eine
Beschleunigung des Flugzeuges in seiner Symmetrieebene vorausgeht, und zwar senkrecht
zu a) der relativen Windrichtung, b) dem Geschwindigkeitsvektor und c) der Ebene
der Flügel und/oder unzureichender Fluggeschwindigkeit mit einem nach oben gerichteten
zu steilen Anstellwinkel. Zu diesem Zweck weist die automatische Vorrichtung zur
Verhinderung des Überziehens eine Einrichtung zum Anzeigen der Annäherung an einen
überzogenen Flugstand auf, die gekennzeichnet ist durch Rechenvorrichtungen, die
aus Messungen des Staudruckes und der Masse des Flugzeuges ein Signal erzeugen,
das ein Maß für das Verhältnis. zwischen dem maximal verfügbaren Auftrieb unter
den herrschenden Flugbedingungen und der Masse des Flugzeuges ist, d. h. ein Maß
für das höchstzulässige Lastvielfache,, sowie durch eine Beschleunigungsmeßeinrichtung
zur Bildung eines Signals, das ein Maß für das Verhältnis zwischen der von den Tragflächen,
herrührenden Tragkraft und der Masse des Flugzeuges ist, d. h. ein Maß für das Ist-Lastvielfache
und ferner durch Einrichtungen, die auf die Differenz zwischen diesen beiden Signalen
ansprechen.
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Eine erste Anzeige dafür, daß sich das Flugzeug. dem kritischen Anstellwinkel
nähert, wird aus dem Höchst-Lastvielfachen (n,"ax) berechnet, das ohne ein Überziehen
erreicht werden kann. Diese Lastvielfache. wird durch Messung des Stauluftdruckes
(q) am Flugzeug -bestimmt und diese Signalgröße mit automatischen
oder
mit manuellen Einstellungen kombiniert. die sich aus dem maximalen Auftriebsbeiwert
des Flugzeuges CLmax, der Flügelfläche S des Flugzeuges sowie des Gesamtgewichtes
W des Flugzeuges ergeben.
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Das normale Lastvielfache eines Flugzeuges (n) ist definiert als Verhältnis
zwischen dem gesamten Auftrieb (L) und dem Gesamtgewicht W des Flugzeuges und wird
dargestellt durch die Gleichung:
Der Auftrieb (L) des Flugzeuges ist durch folgende Gleichung gegeben: L=q ₧
CL ₧ S, worin q den Staudruck, CL den Auftriebswert, S die
Flügelfläche und W das Gesamtgewicht bedeuten. Das für ein Flugzeug in Flugbedingung
ist .definiert als
worin CL(max) der maximale, sicherheitszulässige Auftriebsbeiwert ist. CLm wird
beim Flug auch durch die Stellung der Flügellandeklappen verändert, welche das effektive
Flügelprofil verändert, so daß bei der Berechnung von (nmax) noch eine Korrektion
bezüglich der Stellung der Flügellandeklappen notwendig wird. Das so erhaltene Signal
des Höchst Lastvielfachen (nmax) kann man von einem Signal subtrahieren, das sich
aus dem Ist Lastvielfachen (nist) und einem gewünschten Sicherheitskoeffizienten
zusammensetzt. Solange das aus dieser Subtraktion resultierende Differenzsignal
negativ ist, wird eine sichere Fluglage angezeigt und kein Signal an die Flugregelanlagen
weitergegeben. Durch Verwendung eines Sicherheitsfaktors kann die vorliegende Sicherheitsregelvorrichtung
zur Wirkung gebracht werden, sobald die Fluglage sich den Bedingungen des Überziehens
nähert.
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Wird das Signal positiv, d. h. wird das um den Sicherheitsfaktor Ist-Lastvielfache
auf den Tragflächen größer als das Höchst-Lastvielfache, so wird ein proportionales
Regelsignal erzeugt und an ein oder mehrere Regelelemente des Flugzeuges weitergegeben,
wie etwa an den Leistungs- oder Schubleistungsregler des Motors und vorzugsweise
auch an die Einstellvorrichtung für das Höhenruder. Es kann somit das Differenzregelsignal
an einen Drosselservomotor gegeben werden und dadurch die Drosseln der Flugzeugmotoren
proportional mit dem Signal geöffnet werden. Dies bewirkt eine Zunahme der Fluggeschwindigkeit
und damit eine Zunahme des Staudrucks q, daß das System bald ein höheres Lastvielfaches
als zulässig melden kann, wenn das Flugzeug wieder eine sichere Fluglage eingenommen
hat.
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Drosselverstellungen bewirken jedoch nur ziemlich langsame Veränderungen
der Flugzeuggeschwindigkeit, insbesondere bei Düsenflugzeugen, und deshalb stellt
ein Drosselregelsystem allein keine ausreichende Lösung dar. Aus diesem Grund kann
man die Änderungsgeschwindigkeit des genannten Signals (nist minus nmax) bilden
und an die Höhenrudersteuerung geben. Dies hat den Vorteil, daß sich das Flugzeug
von einem bevorstehenden Überziehen schneller erholt. Auch bewirkt das Höhenruder
dann eine Zurückführung des Flugzeuges in die ursprüngliche Längsneigung, so daß
weniger Gefahr dafür besteht, daß das System zur Verhinderung des Überziehens eine
kopflastige Lage bzw. Gleitflug nach der Geschwindigkeitsregelung hervorruft: Die
Alleinregelung durch Drosselverstellungen wird im Fall eines beginnenden Überziehens
ausreichen, d. h. wenn die Annäherung an das Überziehen allmählich geschieht, so
daß das nur bei einer beträchtlichen Änderungsgeschwindigkeit in dem genannten Signal
an die Drosselregelung bewegt wird. Dieses Änderungssignal kann entweder positiv
oder negativ sein, je nachdem, ob das genannte (nist minus nmax)-Signal zu- oder
abnimmt, so daß das bei Abwesenheit von Änderungen in der Normalbeschleunigung in
seine Trimmstellung zurückgebracht wird.
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Ein Ausführungsbeispiel einer Vorrichtung zur Verhinderung des Überziehens
ist in einer schematischen Zeichnung dargestellt. Zur Bildung von nmax wird eine
Vorrichtung zur kontinuierlichen Messung des Staudrucks q sowie eine Vorrichtung
zur kontinuierlichen Berechnung des tatsächlich herrschenden Gewichtes W verwendet.
Den Staudruck erhält man mit einem Luftgeschwindigkeitsmesser vom Pitotrohr-Typ
8; der mit einer Barometerdose 2 in einem Gehäuse 4 in Verbindung steht, dessen
Inneres durch die Rohrleitung 6 unter statischem Druck steht. Die Barometerdose
ist dem Gesamtdruck im Pitotrohr 8 ausgesetzt. Ein Geber 10 ist mit dem beweglichen
Ende der Barometerdose verbunden und kann E-förmig als induktiver Geber mit beweglichem
Joch 12 ausgeführt sein, das mit der Barometerdose und drei bewickelten Kernen verbunden
ist, die auf einer festen oder verstellbaren Grundlage 14 angebracht sind. Die Wicklungen
auf den beiden äußeren Kernen werden aus einer Wechselstromquelle in entgegengesetzter
Richtung erregt, und der Ausgang der Sekundärwicklung auf dem mittleren Kern ist
mit einer Kombinationsschaltung verbunden, die den Luftgeschwindigkeitsmesser 16
enthalten kann. Der Faktor S@ wird in die Schaltung mittels eines veränderlichen
Widerstandes 18 eingeführt, der für einen gegebenen Flugzeugtyp eine feste Einstellung
haben kann. Da jedoch der Auftriebsbeiwert eines Flugzeuges sich mit der Stellung
der Flügellandeklappen ändert, wird auch eine zweite Variable eingeführt, welche
direkt durch die Stellung der Flügellandeklappen 20 verändert wird. Zu diesem Zweck
wird über die Zuleitungen 24 und 26 ein zweiter Widerstand 22 angeschlossen, auf
dem ein Schleifkontakt28 entsprechend der Bewegung der Flügellandeklappen bewegt
wird, wodurch der abgegriffene und zwischen den Leitungen 30 und 32 auftretende
Teil des Signals S @ CL ,"ax) zunimmt, wenn die Flügelflappen nach
unten bewegt werden. Dieses Signal stellt das Produkt aus q und S' CL ,"ax
verändert durch die Flügelklappenstellung dar, und man erhält durch Division mit
W das Verhältnis x"ta .
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Während das Nettogewicht des Flugzeuges bekannt ist, ändert sich das
Gesamtgewicht natürlich mit dem Treibstoffvorrat und der sonstigen Ladung. Den Faktor
für die Treibstoffladung erhält man mit einem Widerstand 34, der an eine Stromquelle
angeschlossen ist und eine variable Anzapfung 36 besitzt, die durch eine geeignete
Lastmeßeinrichtung oder durch einen Treibstofflüssigkeitsstandanzeiger 37 verstellt
wird. Mit Abnahme der Treibstoffladung bewegt sich der Schleifkontakt nach unten,
wodurch ein wachsender Teil des Widerstands kurzgeschlossen und die Spannung in
der Leitung 38 erhöht wird. Als Ladung ist Bombenfracht angenommen, so daB beim
Abwurf der Bomben die Bomben-Ausklinkschalter 40 aufeinanderfolgend geschlossen
und dadurch die Serienwiderstände 42 kurzgeschlossen werden. Das resultierende Lastsignal
gelangt in eine Folgeeinrichtung mit einem
Verstärker 44, welcher
den Servomotor 46 - betätigt, dessen Ausgang die eine Seite des Differentials 48
antreibt. Ebenfalls durch den Motor 46 wird das Rückkopplungspotentiometer 50 angetrieben;
dessen Ausgang ebenfalls in den Verstärker 44 eingespeist wird, um dem Primärsignal
in der Leitung 52 entgegenzuwirken, so daß die Lage der Welle des Motors 46 mechanisch
die durch das Flugzeug getragene Last wiedergibt. Die zweite Seite des Differentials
48 kann mit dem Knopf 54 betätigt werden, vor allem zur Einstellung des anfänglichen
Gesamtgewichts des Flugzeuges vor dem Start, wobei die vom Motor getriebene Seite
des Differentials 48 in dem Maße Gewicht abzieht, als Treibstoff verbraucht und
wie beispielsweise die Bombenlast abgeworfen wird und wobei kontinuierlich das Gesamtfluggewicht
des Flugzeuges gemessen wird. Die angetriebene Seite des Differentials ist in der
gezeichneten Weise mit dem Gesamtgewichtsmesser 56 durch eine Welle verbunden, die
durch die gestrichelte Linie 58 dargestellt ist. Diese Welle verstellt auch den
Gleitkontakt 60 auf der Primärwicklung eines variablen Transformators, der die Zahl
der wirksamen Windungen der Primärwicklung, welche von den Zuleitungen 30 und 32
erregt werden, verändert. Bei Abnahme des Gewichts bewegt sich der Gleitkontakt
nach oben und verringert die Zahl der wirksamen Windungen auf der Primärwicklung
und erhöht damit die in der Sekundärwicklung 62 induzierte und zwischen den Leitungen
64 und 66 auftretende Spannung. Durch diese Vorrichtung wird ein Signal gebildet,
das dem Verhältnis -
proportional ist und dem zulässigen nmax entspricht.
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Wird dieses durch das Ist-Lastvielfache übertroffen, so droht ein
Überziehen des Flugzeuges; daher ist eine Vorrichtung zum Vergleich dieses Lastvielfachen
mit dem Ist-Lastvielfachen vorgesehen, die im Augenblick, wo das letztere sich dem
ersteren nähert (bzw. es übertrifft, falls es um einen Sicherheitsfaktor vergrößert
wurde), eine automatische Vorrichtung zur Erhöhung der Fluggeschwindigkeit q oder
des dynamischen Druckes zur Wirkung bringt. Vorzugsweise kann auch eine Vorrichtung
zur Verringerung des Lastvielfachen .eingesetzt werden, bei der die Aufwärtsbeschleunigung
ausgeschaltet und eine Abwärtsbeschleunigung eingeführt wird. Eine Vertikalbeschleunigung
des Flugzuges wird durch eine Änderung der Vertikalbelastung der Tragflächen hervorgerufen,
die solche Ausmaße annehmen kann, daß sie die aerodynamische Tragfähigkeit der Tragfläche
(CLmax) bei dieser Geschwindigkeit überschreiten und ein Überziehen hervorrufen
kann. Das Sicherungssystem wird jedoch ohne Rücksicht auf den tatsächlichen Wert
des zulässigen nmax wirksam, da das System darauf beruht, daß der Ausdruck nist
(vergrößert durch einen beliebigen Sicherheitsfaktor) größer wird als nmax.
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Zur Bestimmung und Messung der Normalbeschleunigung dient ein Vertikalbeschleunigungsmesser,
der schematisch als eine Masse 68 an einem um die Welle 72 drehbaren Hebel 70 dargestellt
ist. Die Masse wird im Normalzustand durch eine Schraubenfeder 74 im Gleichgewicht
gehalten, bei einer Aufwärtsbeschleunigung wird sie sich aber proportional dieser
Beschleunigung nach unten bewegen, bei gleichzeitiger Dehnung der Feder, und so
die drehbare Wicklung 76 des Stellungsübertragers 78 verdrehen, dessen feste Wicklung
80 von einer Wechselstromquelle erregt wird. Die Ausgangsspannung zwischen den Leitungen
82 und 84 verändert sich daher wie die Vertikalbeschleunigung: Ein Sicherheitskoeffizientenwähler
86 wird in eines der beiden Signale (nist oder nmax) eingeführt, um einen Sicherheitsfaktor
zur Vorwegnahme des Überziehens zur Verfügung zu haben. Mit diesem Sicherheitsfaktor
erreicht man eine Vergrößerung des nist-Signals um einen kleinen Betrag, so daß
das Ausgangssignal in den Leitungen 88 und 90 um beispielsweise 10°/° größer als
das ursprüngliche Signal in den Leitungen 82 und 84 ist. Dazu man einen Koeffizientenwähler
in Form eines variablen Transformators 86, der durch Leitungen 88 und 90 mit der
Wicklung 92 eines Vergleichstransformators 94 verbunden ist, der nist von nmax subtrahiert.
Entsprechend ist die andere Wicklung des Transformators 94 in Serie mit der Leitung
64 vom Transformator 61 geschaltet. Die beiden Wicklungen des 94 erhalten die Signale
in einander entgegengesetzter Richtung, so daß, wenn das Signal in der Wicklung
92 gleich groß wie das Signal in 94 und dazu entgegengesetzt gerichtet ist, ein
Nullsignal an den Demodulator 96 übertragen wird. Unterscheidet sich jedoch das
der Wicklung 94, so wird ein Signal den Demodulator übertragen, dessen Phase sich
umkehrt, je nachdem nist größer oder kleiner als nmax ist. Die Gleichstromsignale
vom Demodulator 96 ändern sich von positiver Polarität über nach negativer Polarität
-entsprechend der Phase des zugeführten Wechselstrom-Eingangssignals.
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Da ein Überziehen nur in dem Fall droht, wenn das verstärkte nist-Signal
das nmax Signal überschreitet, muß verhindert werden, daß Signale an die Drosseln
übertragen werden, wenn nist kleiner als nmax ist. Zu diesem Zweck ist in der Leitung
98' ein Gleichrichter 98 eingefügt, der so geschaltet ist, daß er nur ein positives
Signal durchläßt. Dieses Signal gelangt dann über einen Verstärker 100 an den Drosselservomotor
102, der den Leistungs- bzw. Schubleistungsregler (Gashebelbock104) betätigt, so
daß deDrosselöffnung vergrößert wird, sobald man sich dem Überziehen nähert. -In
diesem Fall wird zweckmäßigerweise auch das Höhenruder betätigt, um ein schnelleres
oder langsameres Ansprechen des Flugzeuges auf das Gefahrsignal zu gewährleisten.
Zu diesem Zweck ist eine zweite, über Zuleitungen 98' und 99 angeschlossene Schaltung
in einer Differenzierschaltung 106 vorgesehen, die ein Signal bildet, das nur der
Änderungsgeschwindigkeit des Drosselsignals in Leitungen 98' und 99 proportional
ist und die dieses differenzierte Signal an den Mischverstärker 108 weitergibt.
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Als Hauptantrieb für das Höhenruder 112 ist ein hydraulischer Hilfskraftantrieb
110 mit beweglichem Gehäuse vorgesehen, der von einem elektrohydraulischen Antrieb
113 gesteuert wird, welcher seinerseits durch den Mischverstärker 108 gesteuert
wird. Ist das Flugzeug mit einer Flugregelanlage ausgerüstet, so kann deren Ausgangssignal
ebenfalls in den Verstärker 108 eingespeist werden, zusätzlich zur Eingabe von der
Differenzierschaltung 106 her. Die manuelle Steuerung=ist an das Vervielfältigungsglied
!!4 angeschlossen, das einzeln sowohl mit dem Antrieb des Ausgangs 113 als auch
mit der Ventilsteuerung 110' des Hauptantriebs verbunden ist. Auch eineRückkopplungsverbindung
118 vom Antrieb 113 zum Mischverstärker 108 ist vorgesehen.