DE1107518B

DE1107518B - Aviation training device for simulating the effects of wind on the aerodynamic behavior of aircraft

Info

Publication number: DE1107518B
Application number: DEL23746A
Authority: DE
Inventors: Laurence Eugene Fogarty
Original assignee: Link Aviation Inc
Current assignee: Link Aviation Inc
Priority date: 1954-12-27
Filing date: 1955-12-27
Publication date: 1961-05-25

Description

Fliegerschulungsgerät zur Nachbildung der Windeinwirkung auf das aerodynamische Verhalten von Luftfahrzeugen Die Erfindung bezieht sich auf ein Bodengerät zum Ausbilden von Flugschülern, das mit ähnlichen Steuermitteln ausgerüstet ist wie ein wirkliches Flugzeug und zur wirklichkeitsgetreuen Nachbildung der Wirkung des Windes auf das aerodynamische Verhalten des Luftfahrzeuges dient.Aviation training device to simulate the wind effect on the aerodynamic Aircraft Behavior The invention relates to a ground training device of student pilots who are equipped with similar control means as a real one Airplane and for a realistic replica of the effect of the wind on the aerodynamic behavior of the aircraft is used.

Dabei werden nicht nur die Einwirkungen des Windes während des Fluges, sondern auch alle anderen Phasen, die speziell während des Start- und Landevorganges sowie bei allen Bodenmanövern auftreten, erfaßt. Weiterhin werden die Einwirkungen nachgeahmt, die sich bei Querwind oder böigem Wetter während des Start- und Landevorganges ergeben, um den Flugschüler mit einem besonders komplizierten Manöver, nämlich das Flugzeug zur Startbahn auszurichten und dennoch einen bestimmten Abtriftwinkel einzuhalten, vertraut zu machen. Außerdem sieht das Fliegerschulungsgerät eine Nachahmung derjenigen Kräfte vor, die der Strömungsdruck unter Berücksichtigung der Windwirkung auf das Flugzeug ausübt, um dem Flugschüler in realistischer Weise die Bewegungen der Flugzeugkanzel, die er im Fluge oder bei Bodenberührung wahrnimmt, zu vermitteln.Not only are the effects of the wind during the flight, but also all other phases that are specific to the take-off and landing process as well as occurring during all ground maneuvers. Furthermore, the effects mimicked, which occurs in cross winds or gusty weather during take-off and landing surrender to the student pilot with a particularly complicated maneuver, namely the Align the aircraft to the runway and still maintain a certain drift angle, to familiarize. In addition, the pilot training device sees an imitation of those Forces that the flow pressure, taking into account the wind effect on the Plane exercises, realistically to the trainee pilot the movements of the aircraft cockpit, which he perceives in flight or when touching the ground.

Bei den bekannten Bodengeräten erfolgt im allgemeinen die Berechnung der Flugbahn gegenüber der das Flugzeug umgebenden Luft unter Berücksichtigung der Windgeschwindigkeit, wobei die errechnete Flugbahn in der beschriebenen Weise aufgezeichnet wird. Das Registriergerät für die Flugbahn ist dabei gewöhnlich nur dem Fluglehrer sichtbar, nicht aber dem Flugschüler. Dieser ersieht die Wirkung des Windes auf den Flug nur daraus, daß ihm sein jeweiliger Standort durch hörbare und sichtbare Funksignale mitgeteilt und dieser Standort durch den Wind beeinflußt wird. Dabei wird aber der Einfluß des Windes auf die aerodynamischen Flugeigenschaften unberücksichtigt gelassen. Entsprechendes gilt für früher entwickelte Bodengeräte, bei denen dem Flugschüler das beim Blick aus dem Flugzeug erkennbare Gelände gezeigt wird. Auch dabei hat man den Einfluß des Windes im allgemeinen vernachlässigt. Um nun dem Flugschüler dieses Gelände in wirklichkeitsgetreuer Weise so vorzuführen, wie es sich sowohl beim Starten und Landen als auch während des Fluges darbietet, muß der Projektionsapparat od. dgl., mit dessen Hilfe man dieses Gelände wiedergibt, durch Spannungen beeinflußt werden, die den relativen Geschwindigkeiten zwischen dem nachzuahmenden Flugzeug und dem Erdboden entsprechen, und zwar den Geschwindigkeiten, die sich während und nach dem Start und der Bodenberührung ergeben. Wenn man nun, wie es bisher geschah, die Windspannung für die Dauer der Bodenberührung beim Starten und Landen abschaltet, dann stellt sich bei Bodengeräten, bei denen dem Flugschüler ein Anblick des Geländes geboten wird, eine wirklichkeitsfremde Erscheinung ein; denn der Flugschüler gewinnt den Eindruck, daß die Windgeschwindigkeit im Verhältnis zum Erdboden schlagartig wächst oder sinkt, sobald die Bodenberührung beim Starten aufhört oder beim Landen beginnt.In the case of the known ground devices, the calculation is generally carried out the flight path with respect to the air surrounding the aircraft, taking into account the Wind speed, with the calculated trajectory recorded in the manner described will. The recording device for the trajectory is usually only the flight instructor visible, but not to the student pilot. This sees the effect of the wind the flight only from the fact that its respective location through audible and visible Radio signals communicated and this location is influenced by the wind. Included however, the influence of the wind on the aerodynamic flight characteristics is not taken into account calmly. The same applies to previously developed ground equipment where the Trainee pilots are shown the terrain recognizable when looking out of the aircraft. Even the influence of the wind has generally been neglected. To the student pilot to show this terrain in a realistic way, as it is both when taking off and landing as well as during the flight, the projection apparatus must or the like, with the help of which this terrain is reproduced, influenced by tensions which are the relative speeds between the aircraft to be mimicked and correspond to the ground, namely the speeds that occur during and after takeoff and ground contact. If you now, as has been done so far, the wind voltage switches off for the duration of the ground contact during take-off and landing, Then there is ground equipment, with which the flight student a sight of the terrain is offered, an unreal appearance; because the student pilot wins the impression that the wind speed in relation to the ground is sudden grows or sinks as soon as the ground contact stops during take-off or when landing begins.

Der Erfindung liegt nun die Aufgabe zugrunde, ein Bodengerät zum Anlernen von Flugschülern zu schaffen, mit dem die Wirkungen des Windes auf das aerodynamische Verhalten eines Luftfahrzeuges beim Rollen vom bzw. zum Startplatz, während des Start-und Landevorganges, beim Zwischenflug und während des Fluges wirklichkeitsgetreu nachgeahmt werden, wobei ein elektronisches Rechengerät die anfallenden aerodynamischen Einflüsse in Steuerspannungen umwandelt und mit den Steuerruderreaktionen des Flugschülers vergleicht. Erfindungsgemäß kennzeichnet sich das Rechengerät dadurch, daß darin elektrische Spannungen abgeleitet werden, die den Fluggeschwindigkeiten des nachzuahmenden Luftfahrzeuges in einem Bezugskoordinatensystem entsprechen, wobei diese Spannungen während der Nachahmung der Roll-, Start-, Lande-, Zwischenflug- und Flugmanöver mit weiteren Spannungen verglichen werden, die der Windgeschwindigkeit in diesem Koordinatensystem entsprechen, und daß aus den beiden Spannungen eine resultierende Spannung abgeleitet wird, die der Fluggeschwindigkeit gegenüber der umgebenden Luft entspricht.The invention is now based on the object of providing a floor device for training by student pilots to create with the effects of the wind on the aerodynamic Behavior of an aircraft when taxiing from or to the take-off place, during the Realistic take-off and landing process during the intermediate flight and during the flight be mimicked, with an electronic computing device the resulting aerodynamic Influences are converted into control voltages and with the control rudder reactions of the student pilot compares. According to the invention, the computing device is characterized in that it electrical voltages are derived that imitate the flight speeds of the Aircraft correspond in a reference coordinate system, these voltages during the imitation of taxiing, take-off, landing, intermediate flight and flight maneuvers can be compared with further tensions, the wind speed in this Coordinate system, and that one of the two voltages resulting Voltage is derived, which is the airspeed relative to the surrounding air is equivalent to.

Einige Ausführungsbeispiele sind in der Zeichnung dargestellt, darin zeigt Fig. 1 schematisch das Rechengerät, dessen Einheiten in einem Blockdiagramm wiedergegeben sind, Fig. 2 das elektrische Schaltschema für das Rechengerät, das die in Achsenrichtung wirkende Beschleunigung ermittelt, Fig. 3 ein elektrisches Schaltschema von dem Teil des Rechengeräts, das die Geschwindigkeiten ermittelt, wobei dargestellt wird, wie der Windeinfluß in das Gerät eingefügt wird, Fig. 4 ein elektrisches Schaltschema von dem Teil des Rechengeräts, das den Staudruck ermittelt, nebst Zubehör, Fig. 5 ein elektrisches Schaltschema von dem Teil des Rechengeräts, das den Abtriftwinkel und den Anstellwinkel ermittelt, nebst Zubehör, Füg. 6 ein elektrisches Schaltschema von dem Teil des Rechengeräts, das die aerodynamischen Kräfte und Momente ermittelt, nebst Zubehör, und Fig. 7 ein elektrisches Schaltschema von dem Teil des Rechengeräts, das die Bodenkräfte ermittelt.Some embodiments are shown in the drawing, therein Fig. 1 shows schematically the computing device, its units in a block diagram are shown, Fig. 2 the electrical circuit diagram for the computing device, the the acceleration acting in the axial direction is determined, FIG. 3 an electrical one Circuit diagram of the part of the computing device that determines the speeds, showing how the wind influence is inserted into the device, FIG. 4 an electrical circuit diagram of the part of the computing device that determines the dynamic pressure, together with accessories, FIG. 5 shows an electrical circuit diagram of the part of the computing device, that determines the drift angle and the angle of attack, along with accessories, add. 6 a electrical circuit diagram of the part of the computing device that does the aerodynamic Forces and moments determined, together with accessories, and Fig. 7 an electrical circuit diagram from the part of the computing device that determines the ground forces.

In der Zeichnung sind bekannte Geräteaggregate schematisch durch Rechtecke dargestellt. Bei dem Ausführungsbeispiel handelt es sich um ein mit Gleichstrom arbeitendes Rechengerät, es kann jedoch ganz oder teilweise so ausgestaltet werden, daß es mit Wechselstrom arbeitet. Die Rückführaddierverstärker, die in dem Rechengerät zur Verwendung gelangen, sind bekannt, man verwendet sie bereits bei Bodengeräten zum Anlernen von Flugschülern sowie selbsttätigen Steuerungen und Regeleinrichtungen aller Art.In the drawing, known equipment units are shown schematically by rectangles shown. The embodiment is a direct current working computing device, but it can be designed in whole or in part so that it works with alternating current. The feedback adding amplifier that is in the computing device come to use are known, they are already used in ground equipment for training student pilots as well as automatic controls and regulating devices all kinds.

Fig. 1 zeigt schematisch in einem Blockdiagramm die verwendeten Rechenmethode. Durch Bedienung der üblichen Flugsteuerungen des Bodengeräts, z. B. der Drosselklappe und der Bremspedale, werden Spannungen abgeleitet, die Schub- und Bremskräfte darstellen, sowie weitere später beschriebene Spannungen, die dem Rechengerät 1 zugeführt werden. Dieses ermittelt die Beschleunigungen in den Richtungen der drei Hauptachsen. Einzelheiten des Geräts 1 sind in Fig. 2 dargestellt. Zu den Kräften, die auf das Flugzeug einwirken und es längs seiner Flugbahn zu beschleunigen oder zu verzögern suchen, gehören (1) der durch die Antriebsmaschine (Düse oder Luftschraube) erzeugte Schub, (2) die durch die relative Bewegung zwischen Flugzeug und Luft erzeugten aerodynamischen Kräfte und (3) die bei Bodenberührung vom Erdboden ausgehenden Kräfte.Fig. 1 shows schematically in a block diagram the calculation method used. By operating the usual flight controls of the ground equipment, e.g. B. the throttle valve and the brake pedals, tensions are derived that represent thrust and braking forces, as well as further voltages, described later, which are fed to the arithmetic unit 1. This determines the accelerations in the directions of the three main axes. details of the device 1 are shown in FIG. About the forces acting on the aircraft and seek to accelerate or decelerate it along its trajectory (1) the thrust generated by the prime mover (nozzle or propeller), (2) the aerodynamic ones created by the relative movement between the aircraft and the air Forces and (3) the forces emanating from the ground upon contact with the ground.

Das für die Errechnung der Beschleunigung längs der Hauptachsen verwendete Gerät 1 erhält Eingangsspannungen, die den Kräften entsprechen, die eine fortschreitende Bewegung des nachgeahmten Flugzeugs hervorzurufen suchen. Das Gerät 1 errechnet daraus die Beschleunigung des Luftfahrzeuges längs der drei Hauptachsen, die nachstehend als »Flugbahnachsenc , zuweilen auch als »Windachsen« bezeichnet sind. Die Beschleunigung längs der Flugbahn hängt zum Teil von den aerodynamischen Kräften ab, die auf das nachzuahmende Flugzeug einwirken und als Spannungen durch die Leitung 11 dem Rechengerät 1 zugeführt werden. Die in den drei Hauptachsen wirkenden Beschleunigungen längs der Flugbahn des nachzuahmenden Flugzeugs werden durch die Ausgangsspannungen ausgedrückt, die dem Rechengerät 2 (Fig. 3) aufgedrückt werden. Mit diesem Rechengerät werden die Geschwindigkeiten ermittelt. Die Spannungen, welche die Beschleunigungen längs der Hauptachsen angebzn, werden über die Zeit integriert. Auf diese Weise erhält man die Geschwindigkeitskomponenten des Flugzeugs, die in der Richtung der Hauptachsen verlaufen. Die verschiedenen Geschwindigkeiten werden in Komponenten aufgelöst und zusammengefügt, um auf diese Weise Ausgangsspannungen zu erhalten, die der Fluggeschwindigkeit über Grund entsprechen. Diese Ausgangspotentiale werden in bekannter Weise b; nutzt, um ein Registriergerät zu betreiben, das die Flugbahn aufzeichnet. Außerdem steuern die Ausgangsspannungen bekannte Geräte, die auf die Flughöhe ansprechen. Die Ausgangsspannungen des Rechengeräts 2 entsprechen genau der Geschwindigkeit über Grund, die das nachzuahmende Flugzeug nach und vor der Bodenberührung beim Starten und Landen erreicht, und zwar unabhängig von den nachzuahmenden Windverhältnissen. Diejenigen Spannungen, welche die Höhe und die Geschwindigkeit über Grund angeben, lassen sich verwenden, um Anzeigegeräte bekannter Art zu steuern, die dem Flugschüler und dem Fluglehrer die verschiedenen Fluggrößen anzeigen. Diese Geräte erfordern Eingangsspannungen, die von den wirklichkeitsfremden Unterbrechungen befreit sind, die sich bei den früheren Anlagen bei unvollständiger Berücksichtigung des Windes einstellten. Der Hauptgrund für die bessere Wirkung liegt darin, daß die Wirkungen des Windes in den Ausgangsspannungen des Rechengerätes 1 für die Beschleunigungen und des Rechengerätes 2 für die Geschwindigkeiten enthalten sind.The device 1 used for calculating the acceleration along the main axes receives input voltages which correspond to the forces which seek to cause a progressive movement of the simulated aircraft. The device 1 uses this to calculate the acceleration of the aircraft along the three main axes, which are hereinafter referred to as "trajectory axesc, sometimes also as" wind axes ". The acceleration along the flight path depends in part on the aerodynamic forces which act on the aircraft to be imitated and which are fed as voltages through the line 11 to the computing device 1. The accelerations acting in the three main axes along the flight path of the aircraft to be simulated are expressed by the output voltages which are applied to the arithmetic unit 2 (FIG. 3). The speeds are determined with this computing device. The stresses, which indicate the accelerations along the main axes, are integrated over time. In this way one obtains the speed components of the aircraft which run in the direction of the main axes. The different speeds are broken down into components and combined in order to obtain output voltages that correspond to the airspeed over the ground. These output potentials are b; used to operate a recorder that records the trajectory. In addition, the output voltages control known devices that respond to the flight altitude. The output voltages of the computing device 2 correspond exactly to the speed over the ground which the aircraft to be imitated reaches after and before touching the ground during take-off and landing, regardless of the wind conditions to be imitated. Those voltages which indicate the altitude and the speed over the ground can be used to control display devices of a known type which display the various flight sizes to the student pilot and the flight instructor. These devices require input voltages that are freed from the unreal interruptions that occurred in earlier systems when the wind was not fully taken into account. The main reason for the better effect is that the effects of the wind are contained in the output voltages of the arithmetic unit 1 for the accelerations and of the arithmetic unit 2 for the speeds.

Die Ausgangsspannungen des Rechengerätes 2 für die Geschwindigkeit über Grund werden durch ein vektoriell wirkendes Addiergerät 4 mit Potentialen zusammengefügt, die dem nachgeahmten Wind entsprechen und in üblicher Weise durch ein Windsteuergerät 3 abgeleitet werden. Dieses Windsteuergerät 3 enthält Steuerelemente, die der Fluglehrer entsprechend der Windstärke und der Windrichtung einstellen kann. Die Spannungen, welche die Fluggeschwindigkeit gegenüber dem Erdboden angeben - nachstehend als Erdgeschwindigkeitsspannungen bezeichnet -, und die Windgeschwindigkeitsspanungen werden zusammengefaßt und ergeben eine Staudruckgröße, die ein Maß für den wirklichen Staudruck darstellt, der auf das nachzuahmende Flugzeug einwirkt. Dieses Zusammenfassen erfolgt in einem Staudruck-Rechengerät 5. Bei den früheren Systemen wurde die Einwirkung des Windes auf den Staudruck völlig vernachlässigt, daher fielen die zahlreichen aerodynamischen Kräfte und Momente, die aus wirklichkeitsfremden Staudruckannahmen errechnet wurden, fehlerhaft aus. Nicht nur der Staudruck, sondern auch die aerodynamischen Kräfte und Momente werden bei einem wirklichen Flugzeug durch die Wirkungen beeinflußt, die der Wind auf den Anstellwinkel und die Abtriftwinkel des Flugzeugs hat. Bei den bisherigen Geräten zum Anlernen von Flugschülern blieben diese Wirkungen unberücksichtigt.The output voltages of the computing device 2 for the speed above ground are combined with potentials by a vectorally acting adding device 4, which correspond to the mimicked wind and in the usual way by a wind control device 3 can be derived. This wind control device 3 contains controls that the flight instructor can adjust according to wind strength and wind direction. The tensions which indicate the airspeed relative to the ground - hereinafter referred to as Earth speed stresses called -, and the wind speed stresses are summarized and result in a dynamic pressure variable which is a measure of the real Represents dynamic pressure acting on the aircraft to be mimicked. This summarizing takes place in a dynamic pressure calculator 5. In the earlier systems, the action the wind on the dynamic pressure completely neglected, so the numerous fell aerodynamic forces and moments resulting from unrealistic dynamic pressure assumptions were calculated incorrectly. Not only the dynamic pressure, but also the aerodynamic one Forces and moments in a real airplane are influenced by the effects that the wind has on the aircraft's angle of attack and drift. at The previous devices for training flight students did not take these effects into account.

Bei dem Fliegerschulungsgerät hingegen werden die Wirkungen des Windes auf den Abtriftwinkel und den Anstellwinkel in neuartiger Weise durch das Rechengerät 6 nachgeahmt. Wie mit Bezug auf Fig. 5 im einzelnen erläutert werden wird, erfolgt eine Berechnung des tatsächlichen Abtriftwinkels durch Zusammanfassen sowohl desjenigen Abtriftwinkels, der durch den Wind erzeugt wird, als auch desjenigen Abtriftwinkels, der sich bei ruhender Luft aus den aerodynamischen Kräften und Bewegungen ergeben würde. Auch der Anstellwinkel wird in ähnlicher neuartiger Weise berechnet. Das aerodynamische Rechengerät 7 (Fig. 1), das in Fig. 6 im einzelnen dargestellt ist, verwendet die richtig ermittelte Staudruckspannung und die richtig ermittelten Größen des Abtriftwinkels und Anstellwinkels zur Errechnung der aerodynamischen Kräfte und Momente, die auf das nachzuahmende Flugzeug mit Bezug auf die Hauptachsen wirken. Die aerodynamischen Kräfte und Momente werden von dem Achsensystem des Flugzeugs auf das Achsensystem der Flugbahn übertragen, um die richtige Eingangsspannung über die Leitung 11 dem Rechengerät 1 zuzuführen. Von dem Achsensystem des Flugzeugs werden sie auf eine Gruppe von Erdachsen übertragen, um Spannungen abzuleiten, die Flugzeuginstrumente steuern, z. B. einen Kreiselhorizont, der die Winkellage des Flugzeugs gegenüber dem System der Erdachsen anzeigt.In the case of the pilot training device, however, the effects of the wind on the drift angle and the angle of attack in a new way by the computing device 6 imitated. As with reference to Fig. 5 in individually explained the actual drift angle is calculated by combining both the angle of drift created by the wind and that The drift angle that results from aerodynamic forces and movements when the air is still would result. The angle of attack is also calculated in a similar, novel way. The aerodynamic computing device 7 (Fig. 1), which is shown in Fig. 6 in detail uses the correctly determined dynamic pressure stress and the correctly determined Sizes of the drift angle and angle of attack for calculating the aerodynamic Forces and moments acting on the aircraft to be imitated with reference to the main axes works. The aerodynamic forces and moments are derived from the aircraft's axis system Transferred to the axis system of the trajectory to get the correct input voltage over to feed the line 11 to the computing device 1. From the plane's axis system they are transferred to a group of earth axes in order to dissipate tensions that Control aircraft instruments, e.g. B. a gyro horizon that the angular position of the Aircraft compared to the system of the earth's axes.

Das sinnbildliche Schema der Fig. 1 läßt natürlich die zahlreichen Verbindungen zwischen den verschiedenen Rechengeräten nicht erkennen. Diese ergeben sich vielmehr aus den Fig. 2 bis 7. Bekanntlich erfordern Rechengeräte der hier in Betracht kommenden Art sehr umfangreiche Zwischenverbindungen. In den verschiedenen Figuren werden die Flugzeugsteuerungen, die bei neuzeitlichen Bodengeräten zum Ausbilden von Flugschülern allgemein zur Verwendung gelangen, nur sinnbildlich und schematisch dargestellt. Es ist bekannt, wie diese nachgeahmten Steuerungen mechanisch mit den Potentiometerarmen verbunden werden, damit sie durch Verstellung gegenüber den Potentiometerwicklungen die den Steuereinflüssen entsprechenden Spannungen liefern.The symbolic scheme of Fig. 1, of course, leaves the numerous Cannot recognize connections between the various computing devices. These result rather, from FIGS. 2 to 7. As is known, computing devices require the here considered type very extensive interconnections. In the different Figures are the aircraft controls that are used in modern ground equipment to train are generally used by flight students, only symbolically and schematically shown. It is well known how these mimicked controls work mechanically with the Potentiometer arms are connected so that they can be adjusted relative to the potentiometer windings supply the voltages corresponding to the control influences.

Fig.7 zeigt im einzelnen ein Landesystem- oder Bodenkräfte-Rechengerät, das einen Teil der Recheneinrichtung bildet und mit dem Flugsystem-Rechengerät verbunden ist, um in wirklichkeitsgetreuer Weise die Vorgänge nachzuahmen, die sich bei der Bodenberührung während des Landens ergeben, wenn die Räder also auf die Startbahn oder das Landedeck eines Flugzeugträgers aufsetzen. Während des Landevorganges wirken dann sowohl auf die Räder vom Boden her Kräfte ein als auch dynamische Kräfte und Winddruck auf den Flugzeugkörper.Fig. 7 shows in detail a landing system or ground force calculator, which forms part of the computing device and is connected to the flight system computing device is to faithfully mimic the processes involved in the Ground contact occurs during landing when the wheels are on the runway or touch down the landing deck of an aircraft carrier. Take effect during the landing process then both forces on the wheels from the ground and dynamic forces and Wind pressure on the aircraft body.

Der schematisch in Fig. 2 gezeigte Rechenapparat für die Ermittlung der in den Hauptflugbahnachsen wirkenden Beschleunigungskräfte berechnet die Beschleunigungen, die auf das nachzuahmende Flugzeug entlang der Längs- oder X-Achse, entlang der Quer-oder Y-Achse und entlang der Hoch- oder Z-Achse wirken. Für die Berechnung der Beschleunigung entlang der Längsachse der Flugbahn werden Spannungen abgeleitet, die einen Maßstab für die längs dieser Achse wirkenden Kräfte und Kräftekomponenten bilden und in den Addierverstärker U-203 eingeführt werden. Eine Spannung, die dem Schub T der Antriebsmaschine entspricht, wird durch ein übliches, von der Maschineneinstellung abhängiges Rechengerät ermittelt und über Kosinuspotentiometer R-201 und R-202 i in den Verstärker U-203 eingeführt. Diese Potentiometer werden durch Stellmotoren M-500 und M-591 eingestellt. Der Motor M-500 stellt den Abtriftwinkel ein und der Stellmotor M-591 den Anstellwinkel. Der Verstärker U-203 empfängt also die Größe T - cos x X cos ß. Diese Spannung ist der Schubkomponente verhältnisgleich, die in der Richtung der Längsachse der Flugbahn des nachgeahmten Flugzeugs wirkt. An der Klemme 200 des Potentiometers R-203 liegt eine gleichbleibende Spannung an, die dem Netz entnommen ist. Der Arm dieses Potentiometers erfährt seine Einstellung durch einen üblichen Gewichtseinstellmotor, und zwar entsprechend dem augenblicklichen Gewicht W des nachgeahmten Flugzeugs. Dabei werden diesem Gewicht entsprechende Spannungen entgegengesetzten Vorzeichens auf die Klemmen eines Sirluspotentiometers R-204 aufgedrückt. Der Arm dieses Potentiometers erfährt seine Einstellung durch einen Flugbahn-Steigwinkelstellmotor M-301 entsprechend dem jeweiligen Steigwinkel y der nachzuahm3nden Flugbahn. In dieser Weise legt der Arm des Potentiometers R-204 an den Addierverstärker U-203 eine Spannung von der Größe W sin y. The computer shown schematically in FIG -Axis act. For the calculation of the acceleration along the longitudinal axis of the flight path, voltages are derived which form a measure for the forces and force components acting along this axis and which are introduced into the adding amplifier U-203. A voltage, which corresponds to the thrust T of the prime mover, is determined by a conventional arithmetic unit, which is dependent on the machine setting, and is fed into the amplifier U-203 via cosine potentiometers R-201 and R-202 i. These potentiometers are set by servomotors M-500 and M-591 . The M-500 motor sets the drift angle and the M-591 servomotor sets the angle of attack. The amplifier U-203 receives the quantity T - cos x X cos ß. This tension is proportional to the thrust component acting in the direction of the longitudinal axis of the flight path of the mock aircraft. A constant voltage is applied to terminal 200 of the potentiometer R-203, which has been taken from the mains. The arm of this potentiometer is adjusted by a conventional weight adjustment motor, in accordance with the instantaneous weight W of the imitated aircraft. In doing so, voltages with opposite signs corresponding to this weight are pressed onto the terminals of a Sirlus potentiometer R-204. The arm of this potentiometer is adjusted by a flight path climbing angle actuator M-301 according to the respective climbing angle y of the flight path to be imitated. In this way, the arm of the potentiometer R-204 applies a voltage of the magnitude W sin y to the adding amplifier U-203.

An die Klemmen 202 und 203 werden Spannungen angelegt, die Funktionen der Machzahl des nachgeahmten Flugzeugs sind. Diese Spannungen werden von Potentiometern abgeleitet, die durch einen Machzahleinstellmotor M-402 einstellbar sind. Die Wirkung dieses Einstellmotors wird in Fig. 4 erläutert. Mit der Spannung an der Klemme 202 wird die Wicklung eines Potentiometers R-205 erregt, dessen Arm seine Einstellung durch den Staudruckstellmotor M-401 erfährt, wodurch eine Spannung abgeleitet wird, die dem Begriff f (M) q, also dem Produkt der Funktion der Machzahl und des Staudrucks verhältnisgleich ist. Die Spannung ,f (M) q wird durch ein Potentiometer R-205 abgeändert, und zwar in Abhängigkeit vom Abtriftwinkel ß. Diese abgeänderte Spannung wird in den Addierverstärker U-291 eingeführt. Die Spannung an der Klemme 203 dient dazu, ein Potentiometer R-207 zu erregen, dessen Arm durch die Winkelverstellung 8, des Seitenruderfußhebyls eingestellt wird. Der Arm des Potentiometers R-207 liefert also eine Spannung von der Größe f (M) 8". Diese Spannung erregt ein Potentiometer R-29$, dessen Arm durch den Staudruckstellmotor M-401 eingestellt wird. Der Arm liefert daher eine Spannung von der Größe f(M)8,q, die dem Addierverstärker U-201 zugeführt wird.Voltages are applied to terminals 202 and 203 which are functions of the mach number of the mimicked aircraft. These voltages are derived from potentiometers that can be adjusted by a Mach number setting motor M-402. The effect of this adjusting motor is explained in FIG. The voltage at terminal 202 excites the winding of a potentiometer R-205, the arm of which is adjusted by the dynamic pressure actuator M-401, which derives a voltage that corresponds to the term f (M) q, i.e. the product of the function of the Mach number and dynamic pressure is proportional. The voltage, f (M) q is changed by a potentiometer R-205, depending on the drift angle ß. This modified voltage is fed into the adding amplifier U-291. The voltage at terminal 203 is used to excite a potentiometer R-207, the arm of which is adjusted by the angle adjustment 8 of the rudder foot lever. The arm of the potentiometer R-207 thus supplies a voltage of the size f (M) 8 ". This voltage excites a potentiometer R-29 $, the arm of which is adjusted by the dynamic pressure actuator M-401. The arm therefore supplies a voltage from the Quantity f (M) 8, q which is fed to the adding amplifier U-201.

Die auf das in Bewegung befindliche Flugzeug wirkende Seitenkraft Y, entspricht den Spannungen f (M) 8v q und f (M) q ß, die dem Verstärker U-201 zugeführt werden. Die entlang der Flugbahnlängsachse und der Flugbahnquerachse wirkenden Komponenten der Seitenkraft werden nun dadurch bestimmt, daß die Ausgangsspannung des Verstärkers U-201 in eine Längskomponente Y, sin ß und eine Querkomponente Y, cos ß aufgelöst wird. Diesem Zweck dienen Potentiometer R-209 und R-210, deren Arme so eingestellt werden, wie es schematisch durch den Abtriftwinkelstellmotor M-599 angezeigt wird. Diejenige Komponente der Flugzeugseitenkraft, die entlang der Längsachse der Flugbahn wirkt, wird an den Verstärker U-203 über die Leitung 204 angelegt. Ferner wird an den Verstärker U-203 eine Spannung D - cos ß derjenigen Komponente des Flugwiderstandes angelegt, die entlang der Längsachse der Flugbahn wirkt. Sie wird dadurch gewonnen, daß die Ausgangsspannung des Addierverstärkers U-202 entsprechend dem Abtriftwinkel ß mittels des Kosinuspotentiometers R-211 abgeändert wird. In dem Verstärker U-202 werden Spannungen addiert, die den verschiedenen, den Flugwiderstand beeinflussenden Faktoren entsprechen. Der Fahrwiderstand D des Flugzeugs läßt sich durch folgende Formel ausdrücken: D=qSCD. 1n dieser Formel bedeutet q den Staudruck, S die nominelle Flügelfläche und CD den Widerstandsbeiwert.The side force Y acting on the moving aircraft corresponds to the voltages f (M) 8v q and f (M) q β which are fed to the amplifier U-201. The components of the lateral force acting along the longitudinal axis of the flight path and the transverse axis of the flight path are now determined by resolving the output voltage of the amplifier U-201 into a longitudinal component Y, sin ß and a transverse component Y, cos ß. Potentiometers R-209 and R-210 are used for this purpose, the arms of which are set as shown schematically by the drift angle actuator M-599. That component of the aircraft's lateral force that acts along the longitudinal axis of the flight path is applied to amplifier U-203 via line 204. Furthermore, a voltage D - cos ß of that component of the flight resistance which acts along the longitudinal axis of the flight path is applied to the amplifier U-203. It is obtained by modifying the output voltage of the adding amplifier U-202 in accordance with the drift angle β by means of the cosine potentiometer R-211. In the amplifier U-202 , voltages are added which correspond to the various factors influencing flight resistance. The aircraft's driving resistance D can be expressed by the following formula: D = qSCD. In this formula q means the dynamic pressure, S the nominal wing area and CD the drag coefficient.

Der Widerstandsbeiwert CD wird durch eine Reihe von Faktoren bestimmt, von denen einige typische Faktoren in dem Gerät der Fig. 2 berücksichtigt werden. CD kann ausgedrückt werden als: CD = CDO -I- CDZLC öLG -f- CDgwp bWF -f- k CL2. In dieser Formel bedeutet CDO den Luftwiderstand im freien Flug, C%G die durch das Fahrgestell bedingte Komponente des Beiwerts, CDöWi, die Komponente des Luftwiderstandsbeiwerts der Landeklappen und k CL@ den induzierten Widerstand.The drag coefficient CD is determined by a number of factors, some typical factors of which are taken into account in the apparatus of FIG. CD can be expressed as: CD = CDO -I- CDZLC öLG -f- CDgwp bWF -f- k CL2. In this formula CDO means the drag in free flight, C% G the component of the coefficient due to the chassis, CDöWi, the component of the drag coefficient of the landing flaps and k CL @ the induced drag.

Jede Komponente des Widerstandskoeffizienten ändert sich je nach der Machzahl des Fluges, was mit der Zusammendrückbarkeit der Luft zusammenhängt. In Übungsgeräten, bei denen infolge entsprechender Bauart Flugzeuge mit niedrigen Fluggeschwindigkeiten nachzuahmen sind, kann man unterstellen, daß die Beiwerte des Luftwiderstands konstant sind. Wenn das Übungsgerät aber Schnellflugzeuge nachahmen soll, dann ist es erwünscht, die Spannungen, die den Luftwiderstandsbeiwert angeben, je nach der Machzahl abzuändern. An der Klemme 205 wird dem Verstärker U-206 eine Spannung zugeleitet, die einen Maßstab für den Grundwiderstandsbeiwert CDO darstellt. Diese Spannung kann von einem Potentiometer abgeleitet werden, das durch den Machzahl-Einstellmotor M-402 eingestellt wird. Der Klemme 206 wird nun eine weitere Spannung f (M) zugeführt und zweimal mit dem Auftriebskoeffizienten (CL) multipliziert und dann dem Verstärker U-206 zugeführt. Der zweimaligenMultiplikation dienen Potentiometer R-212 und R-213. Die beiden Eingangsspannungen des Verstärkers U-206 bilden also einen Maßstab für die erste und letzte Komponente des Widerstandsbeiwerts in der obigen Gleichung. Spannungen, die Funktionen der Machzahl darstellen, können den Klemmen 207 und 208 von Potentiometern R-214 und R-215 zugeführt werden. Auch die Spannungen f (M) werden durch nicht dargestellte Potentiometer abgeleitet, die ihre Einstellung durch den Machzahl-Einstellmotor erfahren. Diese Spannungen werden in Abhängigkeit von der Stellung des Fahrgestells und der Landeklappen des nachzuahmenden Flugzeugs abgeändert. Es geschieht dies durch Potentiometer R-214 und R-215, deren Arme durch die Steuerung LG für das Fahrgestell und die Steuerung WF für die Landeklappen eingestellt werden. DieArme dieser Potentiometer R-214 und R-215 liefern also Spannungen, die den. Begriffen CD", öLG und CD"., 8WF der obigen Gleichung verhältnisgleich sind. Diese Spannungen werden dem Addierverstärker U-207 zugeführt, dessen Ausgangsspannung ein Potentiometer R-216 erregt. Dieses ändert die Ausgangsspannung in Abhängigkeit vom nachgeahmten Staudruck ab und liefert seine Ausgangsspannung an den Addierverstärker U-202. Diese Ausgangsspannung bildet einen Maßstab für den Luftwiderstand des Fahrgestells und der Landeklappen. Die Komponenten des Widerstandsbeiwerts, die durch die Ausgangsspannung des Verstärkers U-206 dargestellt werden, werden nunmehr in ähnlicher Weise mit dem Staudruck multipliziert. Das geschieht durch ein Potentiometer R-217, das dem Verstärker U-202 eine Spannung zuführt, die einen Maßstab für den Grundwiderstand und den induzierten Widerstand liefert.Each component of the drag coefficient changes depending on the Mach number of flight, which is related to the compressibility of the air. In training devices, which are designed to imitate aircraft with low flight speeds, it can be assumed that the coefficients of air resistance are constant. However, if the training device is to mimic high-speed airplanes, then it is desirable to vary the voltages, which indicate the drag coefficient, depending on the Mach number. A voltage is fed to the amplifier U-206 at terminal 205 , which represents a measure of the basic drag coefficient CDO. This voltage can be derived from a potentiometer adjusted by the Mach number adjustment motor M-402. A further voltage f (M) is now fed to terminal 206 and multiplied twice by the lift coefficient (CL) and then fed to amplifier U-206. Potentiometers R-212 and R-213 are used for double multiplication. The two input voltages of the amplifier U-206 thus form a measure for the first and last components of the drag coefficient in the above equation. Voltages that are functions of Mach number can be applied to terminals 207 and 208 of potentiometers R-214 and R-215. The voltages f (M) are also derived by potentiometers, not shown, which are set by the Mach number setting motor. These voltages are varied depending on the position of the landing gear and the landing flaps of the aircraft to be mimicked. This is done using potentiometers R-214 and R-215, the arms of which are set by the control unit LG for the landing gear and the control unit WF for the landing flaps. The arms of these potentiometers R-214 and R-215 therefore supply voltages that the. Terms CD ", ÖLG and CD"., 8WF are proportional to the above equation. These voltages are fed to the adding amplifier U-207, the output voltage of which is activated by a potentiometer R-216. This changes the output voltage depending on the simulated dynamic pressure and supplies its output voltage to the adding amplifier U-202. This output voltage forms a measure of the air resistance of the landing gear and the landing flaps. The components of the drag coefficient, which are represented by the output voltage of the amplifier U-206, are now similarly multiplied by the dynamic pressure. This is done by a potentiometer R-217, which supplies the amplifier U-202 with a voltage that provides a scale for the basic resistance and the induced resistance.

Ferner wird dem die Widerstandskräfte addierenden Verstärker U-202 eine Spannung von dem die Erdkräfte addierenden Verstärker U-208 zugeführt. Diese Spannung, die nur auftritt, wenn das Flugzeug bei dem nachzuahmenden Flug Bodenberührung hat und eine verzögernde Kraft darstellt, wird durch die in der Fig.7 näher erläuterte Schaltung abgeleitet. Man erkennt also, daß der Gesamtluftwiderstand des Flugzeugs durch die Ausgangsspannung des Verstärkers U-202 wiedergegeben wird. Wie bereits erwähnt, werden nun die Wirkungen, die der Luftwiderstand auf die Beschleunigungskomponenten entlang der Längsachse und entlang den Querachsen der Flugbahn hat, dadurch nachgeahmt, daß die Spannung, welche die Widerstandskraft angibt, in Komponenten aufgelöst und diese Komponenten den Addierverstärkern U-203 und U-204 zugeführt werden.Furthermore, the amplifier U-202 adding the resistance forces is supplied with a voltage from the amplifier U-208 adding the earth forces. This voltage, which only occurs when the aircraft is in contact with the ground during the flight to be simulated and represents a retarding force, is derived by the circuit explained in more detail in FIG. It can therefore be seen that the total air resistance of the aircraft is represented by the output voltage of the amplifier U-202 . As already mentioned, the effects that air resistance has on the acceleration components along the longitudinal axis and along the transverse axes of the flight path are mimicked by the fact that the voltage, which indicates the drag force, is broken down into components and these components are sent to the adding amplifiers U-203 and U-204 are fed.

Die vier beschriebenen Spannungen, welche die entlang der Längsrichtung der Flugbahn wirkenden Spannungen darstellen, werden im Verstärker U-203 addiert und durch die Masse des Flugzeugs dividiert. Diese Division wird durch Änderung des Rückkopplungswiderstandes R-218 des Addierverstärkers U-203 in Abhängigkeit vom Gewicht des nachzuahmenden Flugzeugs bewirkt. Wie schematisch dargestellt, erfolgt die Verstellung des Einstellarmes des Rückkopplungswiderstandes R-218 durch den Stellmotor, der das Gewicht des Flugzeugs angibt. Das Gewicht des Flugzeugs ist der Masse proportional. An der Klemme 210 erscheint also eine Spannung, die der in der Längsrichtung der Flugbahn wirkenden Beschleunigung proportional ist. Da die für die Bestimmung der Größe der verschiedenen Spannungen verwendeten aerodynamischen Angaben gewöhnlich auf die Stabilisierungsachsen bezogen sind, empfiehlt es sich, die Kräfte auf die Flugbahnachsen und die Momente auf die Flugzeugachsen umzurechnen, um die x-, y- und z-Koordinaten des Flugzeugschwerpunkts im Raum und die drei Eulerschen Winkel V, 0 und 0 zu errechnen, welche die Lage des Flugzeugs gegenüber dem Erdboden bestimmen.The four stresses described, which are those along the longitudinal direction The stresses acting on the trajectory are added in the amplifier U-203 and divided by the mass of the aircraft. This division is made by modification of the feedback resistor R-218 of the adding amplifier U-203 as a function of caused by the weight of the aircraft to be imitated. As shown schematically, takes place the adjustment of the adjustment arm of the feedback resistor R-218 by the Servomotor that indicates the weight of the aircraft. The weight of the aircraft is proportional to the mass. A voltage appears at the terminal 210 that the acceleration acting in the longitudinal direction of the flight path is proportional. There the aerodynamic ones used to determine the magnitude of the various stresses If information is usually related to the stabilization axes, it is advisable to convert the forces on the flight path axes and the moments on the aircraft axes, about the x, y and z coordinates of the aircraft's center of gravity in space and the three Eulers Angle V, 0 and 0 to calculate which is the position of the aircraft relative to the ground determine.

Die entlang der Querachse der Flugbahn wirkenden Kräfte werden in entsprechender Weise im Verstärker U-204 addiert und dann durch die Masse des Flugzeugs dividiert. Diese Division erfolgt durch Änderung des Rückkopplungspotentiometers R-219 des Verstärkers U-204 je nach dem Gewicht des nachzuahmenden Flugzeugs. An der Klemme 211 entsteht dann eine Spannung, die der seitlichen Beschleunigung quer zur Flugbahn verhältnisgleich ist. Die Spannungen, welche die Querkraft angeben, die im Verstärker U-204 addiert sind, bestehen aus einer Spannung von der Größe W cos y sin 0, welche die entlang der Querachse der Flugbahn wirkende Gewichtskomponente darstellt, ferner aus einer Spannung von der Größe D5 sin /3, welche die quer zur Flugbahn wirkende Komponente des Luftwiderstandes angibt, ferner aus einer Spannung von der Größe Y, cos P, welche die entlang der Querachse wirkende Komponente der Seitenkräfte darstellt, und schließlich aus einer Spannung von der Größe T cos y sin ß, welche die entlang der Querachse der Flugbahn wirkende Komponente des Schubes darstellt. Eine Spannung, die einen Maßstab für die seitlichen Kräfte liefert, die während der Bodenberührung des Flugzeugs wirksam sind, wird in der in Fig. 7 gezeigten Weise abgeleitet und der Klemme 711 zugeführt.The forces acting along the transverse axis of the flight path are correspondingly added in the amplifier U-204 and then divided by the mass of the aircraft. This division is done by changing the feedback potentiometer R-219 of amplifier U-204 according to the weight of the aircraft to be mimicked. A voltage then arises at terminal 211 which is proportional to the lateral acceleration across the flight path. The voltages indicating the transverse force, which are added in the amplifier U-204, consist of a voltage of the magnitude W cos y sin 0, which represents the weight component acting along the transverse axis of the flight path, and a voltage of the magnitude D5 sin / 3, which indicates the component of the air resistance acting transversely to the flight path, further from a voltage of the size Y, cos P, which represents the component of the lateral forces acting along the transverse axis, and finally from a voltage of the size T cos y sin ß which represents the component of the thrust acting along the transverse axis of the flight path. A voltage, which provides a measure of the lateral forces which are effective during the ground contact of the aircraft, is derived in the manner shown in FIG. 7 and applied to the terminal 711.

In entsprechender Weise werden die entlang der lotrechten Flugbahnachse wirkenden Kräfte im Verstärker U-205 addiert und durch die Masse des Flugzeugs dividiert. Diese Division erfolgt durch Änderung des Rückkopplungswiderstandes R-220 des Verstärkers U-205 in Abhängigkeit vom Gewicht des nachgeahmten Flugzeugs. Die dem Verstärker U-205 zugeführten Spannungen, welche die lotrecl-atcn Kräfte angeben, bestehen aus einer Spannung von der Größe W cos y cos 0, welche die entlang der lotrechten Achse der Flugbahn wirkende Komponente des Flugzeuggewichts wiedergibt, ferner aus einer Spannung von der Größe T sin y, die der entlang der lotrechten Achse wirkenden Komponente des Antriebsschubes verhältnisgleich ist, und schließlich aus einer Spannung von der Größe q S CL, welche die entlang der lotrechten Achse der Flugbahn wirkende Komponente des Auftriebs L darstellt. Die Auftriebsspannung wird dadurch gewonnen, daß an die Klemme 213 eine konstante Spannung angelegt wird, von der eine in Abhängigkeit vom Staudruck abgeänderte Spannung durch ein Potentiometer R-221 abgeleitet wird. Weiter wird die Spannung in Abhängigkeit von dem Auftriebskoeffizienten mit Hilfe des Potentiometers R-222 abgeändert. Wie schematisch dargestellt, erfolgt die Einstellung des Armes des Potentiometers R-222 mit Hilfe des Stellmotors M-505, der eine Einstellung entsprechend dem Auftriebskoeffizienten bewirkt und dessen Wirkung in Fig. 5 erläutert wird. Ferner erhält der die lotrechten Kräfte addierende Verstärker U-205 eine Eingangsspannung für die Bodenkräfte. Diese werden in der in Fig. 7 erläuterten Weise abgeleitet und dem Verstärker U-205 über die Klemme 701 zugeführt. Diese Spannung wird angelegt, sobald die Räder den Boden berühren, und sie wächst in dem Maße, in dem der Bodendruck der Räder steigt, wobei die Zusammendrückung der Fahrgestellfedern des Flugzeugs nachgeahmt wird. Es erscheint also an der Klemme 212 eine Spannung entsprechend der Beschleunigung az, die entlang der lotrechten Achse der Flugbahn wirkt. Mit der Klemme 212 kann das übliche Anzeigegerät verbunden sein, das den Beschleunigungsmesser des Flugzeugs nachahmt. Dieses Anzeigegerät kann ein einfaches Spannungsmeßgerät sein oder auch aus einem Stellmotor bestehen, der einen Zeiger so verstellt, daß dieser die lotrechte Beschleunigung wiedergibt. Die Einheiten, in denen diese Beschleunigung ausgedrückt wird, können dabei der Erdbeschleunigung g entsprechen.In a corresponding way, the forces acting along the vertical flight path axis are added in the amplifier U-205 and divided by the mass of the aircraft. This division is done by changing the feedback resistance R-220 of the amplifier U-205 depending on the weight of the imitated aircraft. The voltages supplied to the amplifier U-205, which indicate the lotrecl-atcn forces, consist of a voltage of the magnitude W cos y cos 0, which reflects the component of the aircraft weight acting along the vertical axis of the flight path, and also of a voltage of the Quantity T sin y, which is proportional to the component of the propulsion thrust acting along the vertical axis, and finally from a voltage of the magnitude q S CL, which represents the component of the lift L acting along the vertical axis of the flight path. The lift voltage is obtained by applying a constant voltage to terminal 213, from which a voltage, which is modified depending on the dynamic pressure, is derived by a potentiometer R-221. In addition, the voltage is changed depending on the lift coefficient with the help of the potentiometer R-222. As shown schematically, the setting of the arm of the potentiometer R-222 takes place with the aid of the servomotor M-505, which effects an adjustment in accordance with the lift coefficient and the effect of which is explained in FIG. The amplifier U-205, which adds the vertical forces, also receives an input voltage for the ground forces. These are derived in the manner explained in FIG. 7 and fed to the amplifier U-205 via terminal 701. This voltage is applied as soon as the wheels touch the ground and it increases as the ground pressure of the wheels increases, mimicking the compression of the aircraft's chassis springs. A voltage corresponding to the acceleration az, which acts along the vertical axis of the flight path, therefore appears at the terminal 212. The conventional display device which mimics the aircraft accelerometer can be connected to the terminal 212. This display device can be a simple voltmeter or consist of a servomotor which adjusts a pointer so that it reflects the vertical acceleration. The units in which this acceleration is expressed can correspond to the acceleration due to gravity g.

Die der lotrechten Beschleunigung entsprechende Spannung wird auch an die Wicklung eines Potentiometers R-223 angelegt, dessen Arm durch den Gewichtseinstellmotor eingestellt wird. Dieser multipliziert die Beschleunigung mit der Masse und liefert an der Klemme 710 eine Spannung F, entsprechend der lotrechten Kraft. Diese Spannung kann auch dadurch abgeleitet werden, daß die dem Gewicht, dem Auftrieb und den Bodenkräften entsprechenden Eingangsspannungen des Verstärkers U-205 in einem besonderen, nicht dargestellten Addierverstärker addiert werden. Die an der Klemme 710 entstehende, der lotrechten Kraft entsprechende Spannung wird dazu benutzt, die Bodenkräfte zu errechnen, wie es in Fig. 7 erläutert wird.The voltage corresponding to the perpendicular acceleration is also applied to the winding of a potentiometer R-223 , the arm of which is adjusted by the weight adjustment motor. This multiplies the acceleration by the mass and delivers a voltage F at terminal 710, corresponding to the perpendicular force. This voltage can also be derived by adding the input voltages of the amplifier U-205 corresponding to the weight, the buoyancy and the ground forces in a special adding amplifier (not shown). The voltage generated at terminal 710 and corresponding to the perpendicular force is used to calculate the ground forces, as is explained in FIG. 7.

In Fig.3 ist das Gerät wiedergegeben, das die gemäß Fig. 2 errechneten Spannungen aufnimmt, die der Flugbahnbeschleunigung entsprechen. Durch dieses Gerät werden Spannungen abgeleitet, die einen Maßstab für die Bodengeschwindigkeiten darstellen und zum Betrieb der üblichen Registriergeräte zur Aufzeichnung der Flugbahn dienen. Ferner leitet das Gerät Spannungen ab, welche die Steiggeschwindigkeit und die Höhe wiedergeben sowie verschiedene andere, beim Bodengerät verwendete Spannungen. Die Spannung von der Größe a", die der entlang der Flugbahn wirkenden Längsbeschleunigung entspricht, wird einem Integrator I-301 zugeführt, der die Spannung ax über die Zeit integriert und eine Spannung Va; liefert, die der Geschwindigkeit des Flugzeugs in der Längsrichtung der Flugbahn verhältnisgleich ist. Die Geschwindigkeitsspannung wird durch Potentiometer R-301 und R-302 in Komponenten aufgelöst. Diese beiden Potentiometer erfahren ihre Einstellung durch einen Stellmotor M-301 entsprechend dem Flugbahnneigungswinkel. Die der lotrechten Komponente der 5 Flugbahngeschwindigkeit entsprechende Spannung erscheint an dem Arm des Sinuspotentiometers R-302 und wird außerdem dem Anzeigegerät 1-RC zugeführt, das die Steiggeschwindigkeit angibt. Da die in Wirklichkeit verwendeten Anzeiger für die Steiggeschwindigkeit mit erheblicher Verzögerung arbeiten, wird ein Kondensator C-301 vorgeschaltet, der das Anzeigegerät I-RC verzögernd ansprechen läßt, wenn sich beim nachgeahmten Flug die Steiggeschwindigkeit ändert. Die Spannung wird ferner dem Integrator I-302 zugeführt, der die lotrechte Geschwindigkeit über die Zeit integriert und eine die Flughöhe angebende Ausgangsspannung h liefert, die den Stellmotor A-302 der Flughöhe entsprechend steuert. Es können auch der Stellmotor M-302 und das Integriergerät I-302 durch einen integrierenden Motor mit Geschwindigkeitszuordnung ersetzt werden, also durch einen Motor, dessen Drehzahl der Steiggeschwindigkeit verhältnisgleich ist. Die horizontale Komponente der Flugbahngeschwindigkeit Viz wird von dem Arm des Potentiometers R-301 aus dem Stellmotor M-303 für die Bodengeschwindigkeit zugeführt. Dieser dreht sich dann in eine Winkelstellung, die der waagerechten Geschwindigkeit des Flugzeugs entspricht. Die Welle dieses Stellmotors M-303 dient zur Einstellung der weiter unten erläuterten Elemente.In FIG. 3, the device is shown, which is calculated according to FIG Absorbs stresses that correspond to the trajectory acceleration. Through this device stresses are derived, which represent a measure of the ground speed and used to operate the usual recording devices for recording the trajectory. The device also derives voltages that determine the rate of climb and altitude as well as various other voltages used in the ground unit. the Tension of the magnitude a ", that of the longitudinal acceleration acting along the flight path corresponds to an integrator I-301 is supplied, which the voltage ax across the Time integrated and a voltage Va; that supplies the speed of the aircraft is proportional in the longitudinal direction of the flight path. The speed tension is resolved into components by potentiometers R-301 and R-302. These two Potentiometers are set accordingly by an M-301 servomotor the flight path inclination angle. That of the perpendicular component of the 5 trajectory velocity corresponding voltage appears on the arm of the sine potentiometer R-302 and becomes also fed to the display device 1-RC, which indicates the rate of climb. There the indicators used in reality for the rate of climb with considerable Delay work, a capacitor C-301 is connected upstream of the display device I-RC can be responded to with a delay if the rate of climb during the simulated flight changes. The voltage is also fed to the integrator I-302, which is the perpendicular Speed integrated over time and an output voltage indicating the flight altitude h supplies, which controls the servomotor A-302 according to the flight altitude. It can also the servomotor M-302 and the integrator I-302 through an integrating Motor with speed assignment can be replaced, i.e. by a motor whose Speed of the rate of climb is proportional. The horizontal component the trajectory velocity Viz is determined by the arm of the potentiometer R-301 from the Servomotor M-303 supplied for the ground speed. This then rotates into an angular position that corresponds to the horizontal speed of the aircraft. The shaft of this servomotor M-303 is used to adjust the settings explained below Elements.

Die Spannung V., welche die Flugbahngeschwindigkeit angibt, wird auch in eine »nördliche« und eine »östliche« Komponente aufgelöst. Dies geschieht durch Potentiometer R-305 und R-306, die ihre Einstellung durch den Stellmotor M-300 für den Azimutwinkel der Flugbahn erfahren. Die nördliche Komponente und die östliche Komponente der Flugbahngeschwindigkeit werden durch Potentiometer R-303 und R-304 aufgelöst, um die waagerechte Komponente der nördlichen Geschwindigkeit VA. und die waagerechte Komponente der östlichen Geschwindigkeit V& zu ermitteln. Diese Spannungen werden durch Integriergeräte I-303 und I-304 integriert, deren Ausgangsspannungen dazu dienen, einen Stellmotor M-304 auf nördliche Weglänge und einen Stellmotor M-305 auf südliche Weglänge einzustellen. Natürlich kann man auch in jedem dieser beiden Fälle die Kombination eines Integrators und eines Stellmotors durch einen Stellmotor mit Geschwindigkeitszuordnung ersetzen. Die Antriebswellen der Stellmotoren M-304 und M-305 geben dann die nördliche und die östliche Komponente der Geschwindigkeit über Grund des Flugzeugs wieder. Die SchreibfAer des üblichen Registriergeräts für die Flugbahn wird in bekannter Weise in den beiden aufeinander senkrechten Hauptrichtungen durch diese Stellmotoren verstellt und zeichnet dann auf einer üblichen Navigationskarte die Bahn des Flugzeugs über Grund auf. Die durch die Motoren 1M-304 und M-305 bewirkten Einstellungen geben dann genau den Standort des Flugzeugs auf einer Landkarte wieder, und zwar sowohl während der Manöver auf dem Flugfeld als auch im Flug. Man kann von der Winkelstellung der beiden Stellmotoren h1-304 und llVI-305 auch einen Antrieb für ein Gerät, z. B. ein Projektionsgerät, ableiten, das die Lage des Flugzeugs gegenüber dem Gelände sichtbar macht; die Winkelstellungen der Motorwellen geben jederzeit genau den Standort des nachgeahmten Flugzeugs gegenüber einem Ausgangspunkt des Geländes an. Um den Azimutwinkel der Flugbahn für die Einstellung des Motors M-300 zu errechnen, wird die folgende Gleichung aufgelöst: Die Spannung ay, welche die seitliche Beschleunigung angibt, die gemäß Fig. 2 abgeleitet wird, wird an die Wicklung eines Kosinuspotentiometers R-307 angelegt, dessen Arm seine Einstellung durch den Stellmotor M-601 für den Querneigungswinkel des Flugzeugs erfährt. Die am Arm erscheinende Spannung hat dann die Größe ay cos 0. Diese Spannung wird einem Addierverstärker U-301 zugeführt und stellt einen Maßstab für die waagerechte Komponente der Zentrifugalbeschleunigung entlang der Y-Achse des Flugzeugs dar. Die der senkrechten Beschleunigung entsprechende Spannung a- wird in der aus Fig. 2 ersichtlichen Weise abgeleitet und an die Wicklung eines Sinuspotentiometers R-308 angelegt, dessen Arm seine Einstellung durch einen Stellmotor M-601 entsprechend dem Querneigungswinkel 0 erfährt. An dem Arm erscheint dann eine Spannung entsprechend a. sind 0. Diese Spannung wird ebenfalls dem Addierverstärker U-301 zugeführt und entspricht der waagerechten Komponente der Zentrifugalbeschleunigung entlang der z-Achse des Flugzeugs. Die Summe der beiden Spannungen stellt also die Größe in der Klammer der obigen Gleichung dar. Es handelt sich dabei um die gesamte waagerechte Komponente der Zentrifugalbeschleunigung gegenüber dem Erdboden und entspricht der Gesamtspannung, die der Addierverstärker U-302 erhält. Der Addierverstärker U-302 hat ein Rückkopplungs-Kosinuspotentiometer R-309, das in Abhängigkeit von dem Steigungswinkel y der Flugbahn geändert wird. Die Ausgangsspannung des Verstärkers U-302 wird einem Verstärker U-303 zugeführt, der einen Rückkopplungswiderstand besitzt, der durch ein Potentiometer R-310 entsprechend der Geschwindigkeit längs der Bahn Vx des nachgeahmten Fluges geändert wird. Daraus ergibt sich, daß die Ausgangsspannung des Verstärkers U-301 durch den cos y im Verstärker U-302 dividiert wird und durch Vx im Verstärker U-303 dividiert wird, so daß sich eine Spannung ypF' ergibt, die der Änderungsgeschwindigkeit des Azimutwinkels der Flugbahn entspricht. Diese Spannung wird nun einem Integrator I-305 zugeführt. der die Spannung über die Zeit integriert und eine Spannung p,,' erzeugt, die den Azimutwinkel der Flugbahn wiedergibt und einen Stellmotor M-300 diesem Winkel entsprechend einstellt.The voltage V., which indicates the flight path speed, is also broken down into a “northern” and an “eastern” component. This is done by potentiometers R-305 and R-306, which are set by the servomotor M-300 for the azimuth angle of the flight path. The north component and the east component of the flight path velocity are resolved by potentiometers R-303 and R-304 to give the horizontal component of the north velocity VA. and to determine the horizontal component of the easterly velocity V &. These voltages are integrated by integrating devices I-303 and I-304, the output voltages of which are used to set a servomotor M-304 to the northern path length and a servomotor M-305 to the southern path length. Of course, in either of these two cases, the combination of an integrator and a servomotor can be replaced by a servomotor with speed assignment. The drive shafts of the servomotors M-304 and M-305 then reproduce the north and east components of the ground speed of the aircraft. The writing device of the usual recording device for the flight path is adjusted in a known manner in the two mutually perpendicular main directions by these servomotors and then records the path of the aircraft over the ground on a conventional navigation map. The settings effected by the motors 1M-304 and M-305 then accurately reflect the location of the aircraft on a map, both during maneuvers on the airfield and in flight. You can also use the angular position of the two servomotors h1-304 and llVI-305 to drive a device, e.g. B. derive a projection device that makes the position of the aircraft vis-à-vis the terrain; the angular positions of the motor shafts give the exact location of the imitated aircraft in relation to a starting point on the site at all times. In order to calculate the azimuth angle of the flight path for the adjustment of the motor M-300, the following equation is solved: The voltage ay, which indicates the lateral acceleration, which is derived according to FIG. 2, is applied to the winding of a cosine potentiometer R-307, the arm of which is set by the servomotor M-601 for the bank angle of the aircraft. The voltage appearing on the arm is then ay cos 0. This voltage is fed to an adding amplifier U-301 and represents a measure for the horizontal component of the centrifugal acceleration along the Y-axis of the aircraft. The voltage corresponding to the vertical acceleration becomes a- derived in the manner shown in FIG. 2 and applied to the winding of a sine potentiometer R-308, the arm of which is set by a servomotor M-601 in accordance with the bank angle 0. A tension then appears on the arm corresponding to a. are 0. This voltage is also fed to the adding amplifier U-301 and corresponds to the horizontal component of the centrifugal acceleration along the z-axis of the aircraft. The sum of the two voltages therefore represents the size in brackets of the above equation. It is the total horizontal component of the centrifugal acceleration relative to the ground and corresponds to the total voltage received by the adding amplifier U-302 . The adding amplifier U-302 has a feedback cosine potentiometer R-309 which is changed depending on the pitch angle y of the flight path. The output voltage of the amplifier U-302 is fed to an amplifier U-303 which has a feedback resistor which is varied by a potentiometer R-310 according to the speed along the trajectory Vx of the simulated flight. It follows that the output voltage of the amplifier U-301 is divided by the cos y in the amplifier U-302 and divided by Vx in the amplifier U-303, so that a voltage ypF 'results which corresponds to the rate of change of the azimuth angle of the flight path is equivalent to. This voltage is now fed to an integrator I-305. which integrates the voltage over time and generates a voltage p ,, 'which represents the azimuth angle of the flight path and a servomotor M-300 adjusts this angle accordingly.

Ein weiterer Stellmotor M-306, bei dem es sich um einen üblichen Motor mit Stellungszuordnung handelt, ist durch eine Spannung entsprechend der Fluggeschwindigkeit entlang der Längsrichtung der Flugbahn einstellbar. Diesem Stellmotor wird die Spannung Vx des Integriergeräts I-301 zugeführt.Another servomotor, M-306, which is a common motor acts with position assignment is through a voltage corresponding to the airspeed adjustable along the length of the flight path. The voltage is supplied to this servomotor Vx of the integrator I-301.

Um den Neigungswinkel zu errechnen und den Stellmotor M-301 entsprechend einzustellen, wird durch eine entsprechende Rechenschaltung die folgende Gleichung gelöst: Spannungen, die den einzelnen Gliedern des Klammerinhalts entsprechen, werden dem Addierverstärker U-304 durch Potentiometer R-312, R-313 und R-314 geliefert (Fig. 3). Da die Erdbeschleunigung konstant ist, kann das Potentiometer R-314 von dem Netz aus durch eine konstante Spannung erregt werden. Die Ausgangsspannung des Verstärkers U-304 wird durch den Verstärker U-305 dividiert, dessen Rückkopplungswiderstand R-315 zu diesem Zweck durch den Stellmotor M-306 einstellbar ist. Auf diese Weise liefert der Verstärker U-305 eine Ausgangsspannung, die der Geschwindigkeit y' entspricht, mit welcher sich der Neigungswinkel ändert. Es ist dies die durch die obige Gleichung angegebene Größe. Diese Ausgangsspannung wird nun durch ein Integriergerät I-306 integriert und liefert dann eine dem Neigungswinkel y entsprechende Spannung. Mit dieser Spannung wird der Stellmotor M-301 eingestellt.In order to calculate the angle of inclination and to set the servomotor M-301 accordingly, the following equation is solved by a corresponding arithmetic circuit: Voltages which correspond to the individual terms of the contents of the brackets are supplied to the adding amplifier U-304 through potentiometers R-312, R-313 and R-314 (Fig. 3). Since the acceleration due to gravity is constant, the potentiometer R-314 can be excited by a constant voltage from the mains. The output voltage of the amplifier U-304 is divided by the amplifier U-305, whose feedback resistor R-315 can be adjusted for this purpose by the servomotor M-306. In this way, the amplifier U-305 supplies an output voltage which corresponds to the speed y 'at which the angle of inclination changes. It is the quantity given by the above equation. This output voltage is now integrated by an integrator I-306 and then supplies a voltage corresponding to the angle of inclination y. The servomotor M-301 is set with this voltage.

Die Spannungen a,, und a, für die seitliche und die senkrechte Beschleunigung werden einem Stellmotor M-307 zugeführt, der entsprechend dem Verhältnis der beiden Spannungen eingestellt wird und als »Kugelwinkel-Stellmotor« bezeichnet wird. Bei dem Kugelwinkel A, handelt es sich um die Anzeige eines üblichen Neigungsmessers, dessen Größe durch folgende Gleichung gegeben ist: Die der seitlichen Beschleunigung entsprechende Spannung a,y wird als Eingangsspannung in der üblichen Weise dem Stellmotor zugeführt, und es wird eine der senkrechten Beschleunigung entsprechende Spannung a, verwendet, um das Nachlaufpotentiometer des Stellmotors zu erregen, der sich dann entsprechend dem Verhältnis der beiden Spannungen einstellt. Die Ausgangswelle des Stellmotors wird in bekannter Weise mit der Kugel eines üblichen, motorisch einstellbaren Kugelanzeigegeräts gekuppelt. Den Kupplungsvorgang vollzieht ein Umwandlungsgerät, das die lineare Bewegung entsprechend dem Arcus Tangens umwandelt. Eine andere Lösung ist in Fig.3 durch gestrichelte Linien angedeutet. Bei dieser Lösung wird das der Tangensfunktion entsprechend gewickelte Nachlaufpotentiometer R-316 an die der senkrechten Beschleunigung entsprechende Spannung a; angelegt. Dann kann man die Kugel des Querneigungsanzeigers unmittelbar mit der Welle des Stellmotors verbinden. In Fig. 4 sind die Schaltungen dargestellt, die eine Vereinigung der nachgeahmten Flugzeuggeschwindigkeit über Grund mit der nachgeahmten Windgeschwindigkeit durchführen, um jederzeit den wahren Staudruck in Gestalt einer Spannung zu erhalten. Man braucht diese Spannung zum Berechnen der aerodynamischen Größen. Die der Horizontalgeschwindigkeit des Flugzeugs über Grund verhältnisgleiche Spannung VA wird nach der in Fig. 3 erläuterten Weise abgeleitet, um den Stellmotor M-303 dieser Geschwindigkeit entsprechend einzustellen. Die Spannung wird auch an die Wicklung der Potentiometer R-401 und R-402 angelegt. Die Einstellung des Armes des Potentiometers R-401 erfolgt durch den Stellmotor M-303, welcher der Geschwindigkeit über Grund entsprechend eingestellt wird. Daher ist die von dem Potentiometerarm abgegriffene Spannung dem Wert VIL2 verhältnisgleich. Diese Spannung wird über eine Leitung 401 an einen Addierverstärker U-401 angelegt. Das Potentiometer R-403 liegt an einer konstanten Spannung, seine Ausgangsspannung wird an ein Potentiometer R-404 angelegt. Die beiden Potentiometer R-403 und R-404 werden durch den Fluglehrer der Windgeschwindigkeit V", entsprechend eingestellt. Vom Arm des Potentiometers R-404 empfängt daher der Addierverstärker U-401 über die Leitung 402 eine Spannung, die der Größe V.2 verhältnisgleich ist. Die durch den Arm des Potentiometers R-402 abgegriffene Spannung, die der Größe VI, V" entspricht, dient zur Erregung eines Kosinuspotentiometers R-405, dessen Arm entsprechend dem Winkel y"" eingestellt wird, der von der Windrichtung ypw und der Kursrichtung (Azimut) V,o gebildet wird. Diese Einstellung erfolgt durch das Differentialgetriebe 405, dessen eine Eingangswelle durch den Stellmotor M-300 entsprechend dem Azimut eingestellt wird und dessen andere Eingangswelle mittels eines Stellknopfes vom Fluglehrer entsprechend der Windrichtung eingestellt werden kann. Die Spannung, die der Arm des Kosinuspotentiometers R-405 abgreift, wird durch einen Verstärker U-402 in der Phase umgekehrt. Daher wird eine Spannung verhältnisgleich der Größe -2 Vit V» cos VP dem Addierverstärker U-401 über die Leitung 403 zugeleitet. Da die Größen Vjt und V» die Geschwindigkeitsvektoren des Flugzeugs und des Windes darstellen, und da y", der Winkel zwischen diesen Vektoren ist, ergibt es sich, daß die Resultierende dieser Vektoren, also die Geschwindigkeit des Flugzeugs gegenüber der Luft (Vp), nach dem Kosinusgesetz wie folgt errechnet werden kann: Vp2 = Vh2 - Vw2 - 2 VA V» cos ypp z" . The voltages a ,, and a, for the lateral and vertical acceleration are fed to a servomotor M-307, which is set according to the ratio of the two voltages and is referred to as a »spherical angle servomotor«. The spherical angle A is the display of a conventional inclinometer, the size of which is given by the following equation: The voltage a, y corresponding to the lateral acceleration is fed to the servomotor as input voltage in the usual way, and a voltage a corresponding to the vertical acceleration is used to excite the servomotor's overrun potentiometer, which then changes according to the ratio of the two voltages adjusts. The output shaft of the servomotor is coupled in a known manner with the ball of a conventional, motor-adjustable ball display device. The coupling process is carried out by a conversion device that converts the linear movement according to the arc tangent. Another solution is indicated in Figure 3 by dashed lines. With this solution, the follow-up potentiometer R-316, wound according to the tangent function, is connected to the voltage a; created. Then you can connect the ball of the slope indicator directly to the shaft of the servomotor. 4 shows the circuits which combine the simulated aircraft speed over the ground with the simulated wind speed in order to obtain the true dynamic pressure in the form of a voltage at all times. You need this voltage to calculate the aerodynamic quantities. The voltage VA, which is proportional to the horizontal speed of the aircraft above ground, is derived in the manner explained in FIG. 3 in order to adjust the servomotor M-303 accordingly to this speed. Voltage is also applied to the winding of potentiometers R-401 and R-402. The setting of the arm of the potentiometer R-401 is done by the servomotor M-303, which is set according to the speed above ground. The voltage tapped off by the potentiometer arm is therefore proportional to the value VIL2. This voltage is applied to an adding amplifier U-401 via a line 401. The potentiometer R-403 is at a constant voltage, its output voltage is applied to a potentiometer R-404. The two potentiometers R-403 and R-404 are set accordingly by the flight instructor for the wind speed V ". The adding amplifier U-401 therefore receives a voltage from the arm of the potentiometer R-404 via the line 402 which is proportional to the magnitude V.2 The voltage tapped off by the arm of the potentiometer R-402, which corresponds to the magnitude VI, V ", is used to excite a cosine potentiometer R-405, the arm of which is set according to the angle y"", which depends on the wind direction ypw and the Course direction (azimuth) V, o is formed. This setting is made by the differential gear 405, one input shaft of which is adjusted by the servomotor M-300 according to the azimuth and the other input shaft can be adjusted by the flight instructor according to the wind direction by means of an adjusting knob. The voltage tapped by the arm of the cosine potentiometer R-405 is reversed in phase by an amplifier U-402. Therefore, a voltage with a ratio of -2 Vit V »cos VP is fed to the adding amplifier U-401 via the line 403. Since the quantities Vjt and V »represent the velocity vectors of the aircraft and the wind, and since y" is the angle between these vectors, it follows that the resultant of these vectors, i.e. the velocity of the aircraft in relation to the air (Vp), can be calculated according to the cosine law as follows: Vp2 = Vh2 - Vw2 - 2 VA V »cos ypp z" .

Die rechte Seite dieser Gleichung wird in der oben erläuterten Weise einem Addierverstärker U-401 zugeführt, an dessen Ausgangsklemme daher eine Spannung erscheint, die der Größe Vp2 verhältnisgleich ist. Diese Spannung, die dem Quadrat der Luftgeschwindigkeit entspricht, wird einem Stellmotor M-400 zugeführt. Dieser Luftgeschwindigkeitsmotor ist ein üblicher Einstellmotor, der mit einer quadratisch wirkenden Rückführung ausgestattet ist, so daß der von ihm zurückgelegte Winkelweg die Größe Vp linear wiedergibt. Beispielsweise kann die Rückführspannung für den Stellmotor M-400 an der Leitung 406 mit Hilfe von Potentiometern R-406 und R-407 abgeleitet werden, die beide durch den Stellmotor M-400 eingestellt werden. Der spezifische Staudruck »q« je Flächeneinheit, der auf das Flugzeug wirkt, läßt sich durch folgende Formel ausdrücken: Da die Luftdichte 5 eine Funktion der Höhe ist, läßt sich der Staudruck aus der die Größe Vp2 angebenden Spannung ableiten, die der Verstärker U-401 liefert. Zu diesem Zweck wird diese Spannung in der aus Fig.4 ersichtlichen Weise an ein Potentiometer R-408 angelegt, dessen Arm durch den Höhenstellmotor M-302 verstellbar ist. Die durch den Arm des Potentiometers R-408 abgegriffene Spannung stellt einen Stellmotor M-401 ein, der den spezifischen Staudruck angibt, wobei die Ausgangswelle zur Einstellung zahlreicher Potentiometer dient. Der Fluggeschwindigkeitseinstellmotor M-400 stellt den Arm eines Potentiometers R-409 ein, wodurch eine der Fluggeschwindigkeit verhältnisgleiche Spannung dem Addierverstärker U-403 zugeführt wird. Der Rückkopplungswiderstand dieses Verstärkers wird durch das Potentiometer R-410 umgekehrt verhältnisgleich zur Schallgeschwindigkeit verstellt, die wiederum von der Höhe abhängt. Auf diese Weise wird die Fluggeschwindigkeit durch die Höhe dividiert und so eine Spannung geliefert, die der Machzahl verhältnisgleich ist und zur Einstellung des Machzahl-Stellmotors M-402 dient. Das Potentiometer R-408 ist nichtlinear gewickelt oder durch Parallelschaltung an Widerständen so abgeglichen, daß es die Funktion wiedergibt, mit der sich die Luftdichte mit der Höhe ändert.The right-hand side of this equation is fed to an adding amplifier U-401 in the manner explained above, at the output terminal of which therefore a voltage appears which is proportional to the quantity Vp2. This voltage, which corresponds to the square of the air speed, is fed to a servomotor M-400. This air speed motor is a conventional adjustment motor which is equipped with a quadratic feedback so that the angular path covered by it represents the quantity Vp linearly. For example, the feedback voltage for the servomotor M-400 on line 406 can be derived with the aid of potentiometers R-406 and R-407 , both of which are set by the servomotor M-400. The specific dynamic pressure "q" per unit area that acts on the aircraft can be expressed by the following formula: Since the air density 5 is a function of the altitude, the dynamic pressure can be derived from the voltage indicating the quantity Vp2, which the amplifier U-401 supplies. For this purpose, this voltage is applied in the manner shown in FIG. 4 to a potentiometer R-408, the arm of which can be adjusted by the height adjustment motor M-302. The voltage picked up by the arm of the potentiometer R-408 is set by a servomotor M-401, which indicates the specific dynamic pressure, whereby the output shaft is used to set numerous potentiometers. The airspeed adjustment motor M-400 adjusts the arm of a potentiometer R-409, whereby a voltage that is proportionate to the airspeed is fed to the adding amplifier U-403. The feedback resistance of this amplifier is adjusted by the potentiometer R-410 in inverse proportion to the speed of sound, which in turn depends on the altitude. In this way, the airspeed is divided by the altitude to provide a voltage that is proportional to the Mach number and is used to adjust the Mach number servomotor M-402. The potentiometer R-408 is wound non-linearly or balanced by parallel connection of resistors in such a way that it reproduces the function with which the air density changes with altitude.

Die Machzahl ist bekanntlich das Verhältnis der Fluggeschwindigkeit zur Schallgeschwindigkeit in der Flughöhe. Um die durch stürmisches Wetter bedingten Verhältnisse nachzuahmen, können die Arme der Potentiometer R-403 und R-404 durch den Fluglehrer regellos verstellt werden. Auf diese Weise lassen sich die durch stürmisches Wetter bedingten regellosen Schwankungen der Windgeschwindigkeit nachahmen. In entsprechender Weise kann man die regellosen Änderungen der Windrichtung, die bei stürmischem Wetter eintreten, ebenfalls berücksichtigen und zu diesem Zweck die die Windrichtung in das Differentialgetriebe 405 einleitende Welle entsprechend antreiben. Für die regellosen Antriebe, durch deren Hilfe Änderungen der Windgeschwindigkeit und der Windrichtung nachzuahmen sind, lassen sich motorisch angetriebene Nocken verwenden.The Mach number is known to be the ratio of the airspeed the speed of sound at altitude. To those caused by stormy weather To mimic relationships, the arms of the R-403 and R-404 potentiometers can be used the flight instructor can be adjusted randomly. In this way the Imitating random fluctuations in wind speed caused by stormy weather. In a corresponding way one can see the random changes in the wind direction that occur in stormy weather, also take into account and for this purpose the wave introducing the wind direction into the differential gear 405 accordingly drive. For the random drives, which help to change the wind speed and the wind direction are to be imitated, motor-driven cams can be used use.

In Fig. 5 ist das Rechengerät dargestellt, das zur Errechnung der seitlichen Abtrift und der Anstellwinkel dient. Der Abtriftwinkel errechnet sich dadurch, daß man den durch Wind bewirkten Abtriftwinkel (ß») dem gewöhnlichen Abtriftwinkel ßN hinzufügt. Dieser letztgenannte Winkel drückt die Abtrift aus, die nicht durch Wind, sondern durch die aerodynamischen Einflüsse hervorgerufen ist, die bei Windstille eine Abtrift bewirken würden. Die Winkel werden sowohl für den Zustand der Bodenberührung als auch für den Zustand des freien Fluges errechnet. Dabei wird die Wirkung, die der Seitenwind sowohl beim Start als auch bei der Landung auf den Abtriftwinkel hat, in wirklichkeitsgetreuer Weise nachgeahmt.In Fig. 5, the computing device is shown, which is used to calculate the lateral drift and the angle of attack is used. The drift angle is calculated by making the angle of drift caused by the wind (ß ») the usual angle of drift ßN adds. This latter angle expresses the drift that does not go through Wind, but is caused by the aerodynamic influences that occur when there is no wind would cause a drift. The angles are used for both the state of the ground contact as well as for the state of free flight. Thereby the effect that the crosswind both at takeoff and landing on the drift angle has mimicked in a realistic way.

Der gewöhnliche Abtriftwinkel ßN läßt sich durch folgende Gleichung ausdrücken: ßN = -r+yp,cos0-y'sin0.The usual drift angle βN can be given by the following equation express: ßN = -r + yp, cos0-y'sin0.

Da der Abtriftwinkel ßN den Winkel zwischen der Längsachse des Flugzeugs und der Längsrichtung der Flugbahn darstellt, entspricht die Geschwindigkeit, mit der sich dieser Winkel ß.N ändert, der Differenz zwischen der Winkelgeschwindigkeit, mit der sich das Flugzeug gegenüber der Flugbahn um seine Hochachse dreht (genannt Ausschergeschwindigkeit), und der Winkelgeschwindigkeit, mit der sich die Längsachse der Flugbahn ändert (V,,' cos (P - y' sin 0). Die Winkelgeschwindigkeit der Längsachse der Flugbahn ist also aus einer waagerechten Komponente VP cos 0 und einer senkrechten Komponente y' sin 0 zusammengesetzt.Since the drift angle ßN is the angle between the longitudinal axis of the aircraft and the longitudinal direction of the Represents the trajectory, corresponds to the speed, with which this angle ß.N changes, the difference between the angular velocity, with which the aircraft turns around its vertical axis in relation to the flight path (called Veering speed), and the angular speed with which the longitudinal axis moves the trajectory changes (V ,, 'cos (P - y' sin 0). The angular velocity of the longitudinal axis the trajectory is therefore made up of a horizontal component VP cos 0 and a vertical component Component y 'is composed of sin 0.

Mit den in Fig. 5 gezeigten Mitteln werden Spannungen abgeleitet, die den Größen dieser Gleichung entsprechen. Diese Spannungen werden dem Addierverstärker U-501 zugeführt. Eine Ausschergeschwindigkeitsspannung, deren Ableitung in Fig. 6 gezeigt wird, wird dem Verstärker U-501 über die Klemme 501 zugeführt. Eine Spannung entsprechend der Geschwindigkeit y', mit der sich der Anstieg der Flugbahn ändert, wird in der in Fig. 3 gezeigten Weise abgeleitet und an die Klemme 517 angelegt und erregt die Wicklung eines Sinuspotentiometers R-516. Der Arm dieses Potentiometers erfährt seine Einstellung durch einen Stellmotor M-601, der den Neigungswinkel des Flugzeugs angibt. Auf diese Weise erhält der Verstärker U-501 eine Spannung, die der Größe y' sin 0 entspricht. Ferner wird gemäß Fig. 3 eine Spannung abgeleitet, die der Geschwindigkeit y,' entspricht, mit der sich der Azimutwinkel der Flugbahn ändert. Diese Spannung wird der Klemme 502 zugeführt, um die Wicklung eines Kosinuspotentiometers R-515 zu erregen. Der Arm dieses Potentiometers wird ebenfalls durch den Stellmotor M-601 dem Neigungswinkel des Flugzeugs entsprechend eingestellt. Auf diese Weise wird an den Verstärker U-501 eine Spannung von der Größe V,,' cos 0 angelegt. Die Ausgangsspannung dieses Verstärkers entspricht also der Größe ßN , d. h. der Geschwindigkeit, mit der sich der Abtriftwinkel ändert. Diese Ausgangsspannung wird durch ein Integriergerät I-501 über die Zeit integriert und liefert eine Spannung ß.;, die dann dem Addierverstärker U-502 zugeführt wird.With the means shown in Fig. 5, voltages are derived which correspond to the magnitudes of this equation. These voltages are fed to the adding amplifier U-501. A shear rate voltage, the derivation of which is shown in FIG. 6, is fed to amplifier U-501 via terminal 501. A voltage corresponding to the speed y 'at which the slope of the flight path changes is derived as shown in Fig. 3 and applied to the terminal 517 and energizes the winding of a sine potentiometer R-516. The arm of this potentiometer is adjusted by a servomotor M-601, which indicates the angle of inclination of the aircraft. In this way, the amplifier U-501 receives a voltage which corresponds to the quantity y ' sin 0. Furthermore, according to FIG. 3, a voltage is derived which corresponds to the speed y 1 'at which the azimuth angle of the flight path changes. This voltage is applied to terminal 502 to energize the winding of a cosine potentiometer R-515. The arm of this potentiometer is also adjusted by the servomotor M-601 according to the angle of inclination of the aircraft. In this way, a voltage of the magnitude V ,, 'cos 0 is applied to the amplifier U-501. The output voltage of this amplifier corresponds to the quantity βN , ie the speed at which the drift angle changes. This output voltage is integrated over time by an integrator I-501 and supplies a voltage β.; Which is then fed to the adding amplifier U-502.

Der Abtriftwinkel ß des Flugzeugs läßt sich als der Winkel definieren, dessen Tangens das Verhältnis zwischen der Fluggeschwindigkeit gegenüber der Luft, in bezug auf die Querachse und der Fluggeschwindigkeit gegenüber der Luft, in bezug auf die Längsachse gemessen, ist. Dieses Verhältnis läßt sich durch die Formel ausdrücken, worin Vpy die mit Bezug auf den Luftraum entlang der Quer- oder Y-Achse gemessene Fluggeschwindigkeit und Vpx die mit Bezug auf den Luftraum entlang der Längs- oder X-Achse gemessene Fluggeschwindigkeit darstellt.The drift angle β of the aircraft can be defined as the angle whose tangent is the ratio between the airspeed in relation to the air, with respect to the transverse axis, and the airspeed in relation to the air, measured with respect to the longitudinal axis. This relationship can be expressed by the formula express where Vpy is the airspeed measured with respect to the airspace along the transverse or Y-axis and Vpx is the airspeed measured with respect to the airspace along the longitudinal or X-axis.

Steht das Flugzeug auf dem Boden, dann ergibt sich der durch horizontal wirkenden Wind erzeugte Abtriftwinkel zu: Hierin bedeutet Vyw die Windgeschwindigkeit entlang der Y-Achse und Vxw die Windgeschwindigkeit entlang der X-Achse.If the aircraft is on the ground, the angle of drift created by the horizontally acting wind is: Herein, Vyw means the wind speed along the Y-axis and Vxw means the wind speed along the X-axis.

Wenn sich das Flugzeug mit einer Geschwindigkeit Vx in der Längsrichtung seiner Flugbahn in Bewegung setzt, dann ergibt sich der resultierende Abtriftwinkel unter dem Einfluß des Windes wie folgt: Nimmt man an, daß der Wind horizontal weht, dann besteht die Windgeschwindigkeitskomponente Vyi" entlang der Querachse gemessen aus zwei Komponenten, deren eine die Größe - V3" sin VP,, cos 0 und deren andere Größe V", cos pp" sin 0 sin y hat. Man kann also folgende Formel aufstellen: Vy" = VQ" (- sin V"u cos 0 -+- cos y", sin 0 sing) . In entsprechender Weise hat die Geschwindigkeitskomponente Vxw entlang der Querachse gemessen die Größe 17" cos V"u, cos y. Daher ergibt sich folgende Formel für die durch den Wind beeinflußte Abtrift: In dem in Fig. 5 gezeigten Rechengerät wird der Zähler in dieser Gleichung in Form seiner einzelnen Glieder einem Addierverstärker U-503 zugeführt. Mit Hilfe von Potentiometern R-501, R-502 und R-503 wird eine Spannung abgeleitet, die einen Maßstab für den Wert - Y". sin V",, cos 0 darstellt. Eine dem Netz entnommene konstante Spannung liegt an der Wicklung des Potentiometers R-501, dessen Arm durch den Fluglehrer je nach der gewünschten Windgeschwindigkeit eingestellt wird. Mit der Spannung Vw von entgegengesetzten Vorzeichen wird die Wicklung des Sinuspotentiometers R-502 erregt, dessen Arm durch die Abtriebswelle 409 des Differentialgetriebes 405 der Fig. 4 eingestellt wird, und zwar auf den Winkel y,.. Die vom Arm abgegriffene Spannung wird an das Kosinuspotentiometer R-503 angelegt. Die Einstellung dieses Armes erfolgt durch den Stellmotor M-601, der den Querneigungswinkel angibt. Die dem Begriff - 1;,,. sin V"" cos 0 entsprechende Spannung, die vom Arm des Potentiometers R-503 abgegriffen wird, liegt am Addierverstärker U-503 an.If the aircraft starts moving at a speed Vx in the longitudinal direction of its flight path, then the resulting angle of drift under the influence of the wind is as follows: Assuming that the wind blows horizontally, the wind speed component Vyi ", measured along the transverse axis, consists of two components, one of which is the quantity - V3" sin VP "cos 0 and the other quantity V", cos pp "sin 0 sin y has. One can therefore set up the following formula: Vy " = VQ" (- sin V "u cos 0 - + - cos y", sin 0 sing). Correspondingly, the velocity component Vxw measured along the transverse axis has the quantity 17 " cos V" u, cos y. Therefore the following formula results for the drift influenced by the wind: In the arithmetic unit shown in FIG. 5, the counter in this equation is fed to an adding amplifier U-503 in the form of its individual elements. With the help of potentiometers R-501, R-502 and R-503, a voltage is derived that represents a measure of the value - Y ". Sin V""cos 0. A constant voltage taken from the mains is applied to the winding of the potentiometer R-501, the arm of which is adjusted by the flight instructor depending on the desired wind speed. The winding of the sine potentiometer R-502, the arm of which is set by the output shaft 409 of the differential gear 405 of FIG Cosine potentiometer R-503 applied. The setting of this arm is done by the servomotor M-601, which indicates the bank angle. The term - 1; ,,. The voltage corresponding to sin V "" cos 0, which is tapped from the arm of the potentiometer R-503, is applied to the adding amplifier U-503.

In entsprechender Weise wird durch die Potentiometer R-501, R-504, R-505 und R-506 eine Spannung abgeleitet, die der Größe VQ" cos yp"" sin 0 sin y entspricht und an den Addierverstärker U-503 angelegt wird. Ferner wird in entsprechender Weise durch die Potentiometer R-501, R-504 und R-508 eine Spannung abgeleitet, die der Größe V", cos VPU, cos y oder V..". entspricht und zusammen mit einer V,-Spannung dem Addierverstärker U-505 zugeführt wird. Die I x-Spannung wird in der in Fig. 3 gezeigten Weise abgeleitet und über die Klemme 504 zugeführt.In a corresponding manner, the potentiometers R-501, R-504, R-505 and R-506 derive a voltage which corresponds to the quantity VQ "cos yp""sin 0 sin y and is applied to the adding amplifier U-503. Furthermore, a voltage is derived in a corresponding manner by the potentiometers R-501, R-504 and R-508, which corresponds to the quantity V ", cos VPU, cos y or V .." Adding amplifier U-505 is fed in. The I x voltage is derived in the manner shown in FIG.

Der Addierverstärker U-505 liefert eine Ausgangsspannung entsprechend dem Zähler der obigen Gleichung für ß". Die Ausgangsspannung des Addierverstärkers U-505 dient dem Zweck, einen Stellmotor U-504 entsprechend der Gesamtluftgeschwindigkeit einzustellen, die entlang der Längsachse gemessen ist. Die der Größe Vyw entsprechende Spannung wird vom Verstärker U-503 aus einem rückgekoppelten Verstärker U-504 zugeführt, dessen Rückkopplungswiderstand R-507 durch den Stellmotor M-504 eingestellt wird. Der Rückkopplungsverstärker U-504 liefert eine Ausgangsspannung, die der Größe arc tg ßw entspricht. Diese Spannung dient dazu, den Stellmotor M-502 entsprechend dem Windtriftwinkel ßw einzustellen. Zu diesem Zweck ist der Stellmotor M-502 mit einem Rückführpotentiometer R-509 versehen, das der Tangensfunktion entsprechend gewickelt ist. Der Arm des Potentiometers R-510 wird entsprechend dem Winkel ß" eingestellt und greift eine Spannung ab, die dem durch den Wind beeinflußten Abtriftwinkel entspricht. Diese Spannung wird über die Leitung 505 einem Addierverstärker U-502 zugeführt. Dieser Verstärker addiert die Spannungen ßN und fjw und liefert eine Spannung, die dem wirklichen Abtriftwinkel verhältnisgleich ist. Mit dieser Spannung wird der Triftwinkel-StellmotorM-500 eingestellt. Die Welle des Stellmotors M-500 dient der Einstellung der Arme zweier Potentiometer R-526 und R-527 zur Ableitung von Spannungen, die bei den aerodynamischen, mit Bezug auf Fig. 6 zu erläuternden Rechnungen gebraucht werden. Ferner braucht man diese Spannungen, um andere Potentiometer einzustellen.The adding amplifier U-505 supplies an output voltage corresponding to the numerator of the above equation for ß ". The output voltage of the adding amplifier U-505 is used to set a servomotor U-504 according to the total air speed, which is measured along the longitudinal axis The corresponding voltage is fed from the amplifier U-503 from a feedback amplifier U-504, the feedback resistor R-507 of which is set by the servomotor M-504 . The feedback amplifier U-504 delivers an output voltage which corresponds to the quantity arc tg ßw serves to adjust the servomotor M-502 according to the wind drift angle ßw. For this purpose the servomotor M-502 is provided with a feedback potentiometer R-509, which is wound according to the tangent function. The arm of the potentiometer R-510 is adjusted according to the angle ß "is set and picks up a voltage that corresponds to the drift angle influenced by the wind praises. This voltage is fed to an adding amplifier U-502 via line 505. This amplifier adds the voltages βN and fjw and supplies a voltage which is proportional to the actual drift angle. The drift angle servomotor M-500 is adjusted with this voltage. The shaft of the servomotor M-500 is used to adjust the arms of two potentiometers R-526 and R-527 for the derivation of voltages which are used in the aerodynamic calculations to be explained with reference to FIG. You also need these voltages to adjust other potentiometers.

Der wirkliche Anstellwinkel entspricht bei dem nachzuahmenden Flugzeug dem Anstellwinkel xN, der sich infolge der aerodynamischen Einflüsse bei Windstille ergibt, sowie dem hinzuzufügenden Angriffswinkel des Windes a%. Der gewöhnliche Anstellwinkel xN ist der Winkel zwischen dem Längsneigungswinkel und der Anströmrichtung. Die Geschwindigkeit xN , mit der sich dieser Winkel ändert, gleicht also der Summe oder Differenz zwischen der Geschwindigkeit seiner Drehbewegung um die Querachse g,, (Nickgeschwindigkeit) und der Geschwindigkeit mit der sich die Neigung der Flugbahn ändert. Es ergeben sich also die Gleichungen Gemäß Fig. 5 wird von der Klemme 508 aus dem Addierverstärker U-509 eine Spannung q1 zugeführt, die der Nickgeschwindigkeit entspricht. Abgeleitet wird diese Spannung in der später mit Bezug auf Fig. 6 erläuterten Weise. In der in Fig. 2 gezeigten Weise wird eine der senkrechten Beschleunigung A,, entsprechende Spannung abgeleitet und über die Klemme 212 und den Addierverstärker U-507 in einen Verstärker U-508 eingeführt, dessen Rückkopplungswiderstand R-514 entsprechend der nachgeahmten Luftgeschwindigkeit durch den Stellmotor M-400 veränderlich ist. Auf diese Weise entsteht an dem Ausgang des Verstärkers U-508 eine Spannung die an den Addierverstärker U-509 angelegt wird. Die Summe der angelegten Spannungen entspricht der Geschwindigkeit xN , mit der sich der Anstellwinkel ändert. Die gesamte Ausgangsspannung, die der Verstärker U-509 liefert, wird über die Zeit durch ein entsprechendes Gerät I-502 integriert, das an der Leitung 509 eine Spannung xiv liefert, die einem Verstärker U-513 zugeführt wird.The actual angle of attack in the aircraft to be imitated corresponds to the angle of attack xN, which results as a result of the aerodynamic influences when there is no wind, as well as the angle of attack of the wind a% to be added. The usual angle of attack xN is the angle between the pitch angle and the direction of flow. The speed xN, with which this angle changes, thus equals the sum or difference between the speed of its rotary movement around the transverse axis g ,, (pitching speed) and the speed with which the inclination of the flight path changes. So the equations result According to FIG. 5, a voltage q1 is fed from the terminal 508 of the adding amplifier U-509, which voltage corresponds to the pitching speed. This voltage is derived in the manner explained later with reference to FIG. 6. In the manner shown in Fig. 2, a voltage corresponding to the vertical acceleration A ,, is derived and fed via the terminal 212 and the adding amplifier U-507 to an amplifier U-508, whose feedback resistor R-514 corresponds to the simulated air speed by the servomotor M-400 is mutable. This creates a voltage at the output of the amplifier U-508 which is applied to the adding amplifier U-509. The sum of the applied voltages corresponding to the speed xN, with which the angle of incidence changes. The total output voltage supplied by the amplifier U-509 is integrated over time by a corresponding device I-502 , which supplies a voltage xiv on line 509, which is fed to an amplifier U-513.

Die Ermittlung des Anstellwinkels a" des Windes wird ähnlich durchgeführt wie die des Abtriftwinkels des Windes. Die dabei in Betracht kommenden Windgeschwindigkeiten werden indessen gegenüber der lotrechten Achse statt gegenüber der Querachse gemessen. Analog der Ermittlung des Abtriftwinkels ergibt sich dann der Anstellwinkel des Windes durch die Gleichung In dieser Gleichung bedeutet Vzw die entlang der Hochachse (Z-Achse) des Flugzeugs gemessene Komponente der Windgeschwindigkeit. Diese Komponente läßt sich ihrerseits wieder in zwei Komponenten zerlegen, nämlich V" sin ypP"sin0 und Vwcos yPU cos O cos y. Man kann also den Anstellwinkel a" des Windes durch folgende Gleichung wiedergeben: Gemäß Fig.5 wird der Zähler dieser Gleichung dadurch errechnet, daß einem Addierverstärker U-510 zwei Spannungen zugeführt werden, die den Größen V" sin ypP w sin 0 und V" cos yJP u, cos 0 sin y entsprechen. Die der erstgenannten Größe entsprechende Spannung wird durch Potentiometer R-501, R-502 und R-519 abgeleitet, während die der zweiten Größe entsprechende Spannung durch Potentiometer R-501, R-504, R-517 und R-518 erzeugt wird. Die Ausgangsspannung des Verstärkers U-510 wird einem Verstärker U-511 zugeführt, dessen Rückkopplungswiderstand R-520 veränderlich ist. Eingestellt wird dieser Rückkopplungswiderstand entsprechend dem Nenner der obigen Gleichung durch den Stellmotor M-504. Der Verstärker U-511 liefert daher eine Ausgangsspannung, die dem Quotienten des Bruches entspricht. Diese Spannung wird einem Stellmotor M-503 zugeführt, der seine Welle entsprechend dem Anstellwinkel des Windes einstellt, also entsprechend xw. Der Rückführwiderstand des Stellmotors M-503 ist der Tangensfunktion entsprechend gewickelt. Daher entspricht die Einstellung des Motors nicht dem Arcus Tangens, sondern dem Winkel selbst. Der Stellmotor M-503 stellt seinerseits ein Potentiometer R-522 entsprechend dem Winkel ,-% ein. Die auf diese Weise abgegriffene Spannung, die der Größe x" entspricht, wird dem Addierverstärker U-513 zugeführt. Die Ausgangsspannung dieses Verstärkers stellt also den gesamten Anstellwinkel dar. Diese Spannung wird einem Stellmotor M-501 zugeführt, der seine Welle entsprechend dem Anstellwinkel dreht.The determination of the angle of incidence a ″ of the wind is carried out in a similar way to that of the angle of drift of the wind equation In this equation, Vzw means the component of the wind speed measured along the vertical axis (Z-axis) of the aircraft. This component can in turn be broken down into two components, namely V "sin ypP" sin0 and Vwcos yPU cos O cos y. The angle of attack a "of the wind can therefore be represented by the following equation: According to FIG. 5, the numerator of this equation is calculated by supplying two voltages to an adding amplifier U-510, which correspond to the quantities V "sin ypP w sin 0 and V" cos yJP u, cos 0 sin y. The voltage corresponding to the former is derived by potentiometers R-501, R-502 and R-519 , while the voltage corresponding to the second is generated by potentiometers R-501, R-504, R-517 and R-518. The output voltage of the amplifier U-510 is fed to an amplifier U-511 whose feedback resistance R-520 is variable. This feedback resistance is set according to the denominator of the above equation by the servomotor M-504. The amplifier U-511 therefore supplies an output voltage which corresponds to the quotient of the fraction. This voltage is fed to a servomotor M-503, which adjusts its shaft according to the angle of attack of the wind, i.e. according to xw. The feedback resistance of the servomotor M-503 is wound according to the tangent function. Therefore, the setting of the motor does not correspond to the arc tangent, but to the angle itself. The servomotor M-503 in turn sets a potentiometer R-522 according to the angle, -%. The voltage tapped in this way, which corresponds to the quantity x " , is fed to the adding amplifier U-513. The output voltage of this amplifier thus represents the entire angle of attack. This voltage is fed to a servomotor M-501 , which rotates its shaft according to the angle of attack .

Der Auftriebsbeiwert CL eines Flugzeugs läßt sich durch folgende Gleichung ausdrücken CL = CLao -I- CLa -f- CLayyrarvr -I- . . .J .The lift coefficient CL of an aircraft can be expressed by the following equation CL = CLao -I- CLa -f- CLayyrarvr -I-. . .J.

Jede der verschiedenen Komponenten, die zueinander addiert den Auftriebsbeiwert ergeben, sind Funktionen der Machzahl. Wenn mit dem Fliegerschulungsgerät nur Flugzeuge mit langsamer Fluggeschwindigkeit nachzuahmen sind, dann kann man die einzelnen Glieder als Konstante betrachten. Soll das Gerät aber zum Nachahmen des Fluges von Schnellflugzeugen dienen, die auch große Höhe erreichen, dann empfiehlt es sich, die Abhängigkeit der Komponenten von der Machzahl zu berücksichtigen.Each of the different components that add up to each other add up the lift coefficient are functions of the Mach number. If with the flight training device only airplanes are to be imitated with slow airspeed, then you can the individual Consider terms as constants. But if the device is to imitate the flight of High-speed aircraft serve that also reach great heights, then it is advisable to stop the dependency of the components of the Mach number to be taken into account.

Gemäß Fig. 5 wird der Klemme 511 eine sich mit der Machzahl ändernde Spannung von einem Potentiometer R-414 der Fig. 4 aus zugeführt. Diese Spannung, die unmittelbar einem Addierverstärker U-516 zugeführt wird, stellt das Glied CL", des Gesamtauftriebsbeiwerts dar, das seinerseits den Grundwert des Beiwerts darstellt, der sich ergibt, wenn der Anstellwinkel des Flugzeugs sich auf Null beläuft.According to FIG. 5, the terminal 511 is supplied with a voltage which changes with the Mach number from a potentiometer R-414 of FIG. This voltage, which is fed directly to an adding amplifier U-516 , represents the term CL ″, the total lift coefficient, which in turn represents the basic value of the coefficient that results when the angle of attack of the aircraft amounts to zero.

Die Spannung, die sich mit der Machzahl ändert, wird weiter über eine Klemme 513 an ein Potentiometer R-524 angelegt, dessen Arm in Abhängigkeit von dem Anstellwinkel durch den Stellmotor M-501 eingestellt wird und eine Spannung abgreift, die der CL, -x-Komponente des Auftriebsbeiwerts verhältnisgleich ist. Diese Spannung wird einem Verstärker U-516 zugeführt. Ferner wird die von der Machzahl abhängige Spannung, die über das Potentiometer R-415 (Fig. 4) abgeleitet wird, über die Klemme 512 an ein Potentiometer R-525 angelegt, das mit den Landeklappen in Verbindung steht, und dessen Arm daher eine Spannung abgreift, die der Komponente CLaj).1.8@-r des gesamten Auftriebsbeiwerts entspricht. Diese Spannung wird dem Addierverstärker U-516 zugeführt. Das Potentiometer R-525 ist durch die Landeklappensteuerung YIjF verstellbar, die vom Flugschüler bedient werden kann. Es lassen sich auch weitere Einflüsse nachahmen, die durch andere Flugzeugelemente auf den Auftriebsbeiwert ausgeübt werden können, z. B. durch Sturzflugbremsen. Hierzu braucht man nur zusätzliche Schaltungen anzuordnen, die denjenigen der Landeklappensteuerung entsprechen. Die die einzelnen Komponenten des Auftriebsbeiwerts darstellenden Spannungen werden im Addierverstärker U-516 addiert. Die Ausgangsspannung dieses Verstärkers dient dann dazu, den Stellmotor M-505 dem Auftriebsbeiwert entsprechend einzustellen. Wenn es sich erübrigt, den Einfluß nachzuahmen, den eine Änderung der Machzahl auf den Auftriebsbeiwert hat, dann können gleichbleibende Spannungen, die dem Netz entnommen werden, an Stelle der f (M)-Spannungen verwendet werden.The voltage, which changes with the Mach number, is also applied via a terminal 513 to a potentiometer R-524, the arm of which is set by the servomotor M-501 as a function of the angle of attack and taps off a voltage that the CL, -x -Component of the lift coefficient is proportional. This voltage is fed to an amplifier U-516. Furthermore, the voltage dependent on the Mach number, which is derived via the potentiometer R-415 (Fig. 4), is applied via the terminal 512 to a potentiometer R-525, which is connected to the landing flaps, and whose arm is therefore a voltage which corresponds to the component CLaj) .1.8 @ -r of the total lift coefficient. This voltage is fed to the adding amplifier U-516. The potentiometer R-525 can be adjusted by the flap control YIjF, which can be operated by the student pilot. It is also possible to imitate other influences that can be exerted on the lift coefficient by other aircraft elements, e.g. B. by diving brakes. For this one only needs to arrange additional circuits which correspond to those of the landing flap control. The stresses representing the individual components of the lift coefficient are added in the adding amplifier U-516 . The output voltage of this amplifier is then used to adjust the servomotor M-505 according to the lift coefficient. If it is unnecessary to imitate the influence that a change in the Mach number has on the lift coefficient, then constant voltages taken from the network can be used in place of the f (M) voltages.

Fig.6 zeigt schematisch ein Rechengerät, das aerodynamische Momente, Winkelgeschwindigkeiten und Winkel um die Achsen des nachzuahmenden Flugzeugs errechnen soll. Drehmomente um die Längsachse versuchen auf das Flugzeug eine Querneigung auszuüben. Das Gesamtdrehmoment um die Längsachse eines Flugzeugs im Fluge läßt sich durch die Formel Mx = q S b C (tot) ausdrücken. In dieser Formel stellt dar q den Staudruck, S die Flügelfläche, b die Spannweite und Cl (tot) den Gesamtschlingermomentkoeffizienten.FIG. 6 schematically shows a computing device which is intended to calculate aerodynamic moments, angular velocities and angles around the axes of the aircraft to be imitated. Torques about the longitudinal axis attempt to bank the aircraft. The total torque around the longitudinal axis of an aircraft in flight can be expressed by the formula Mx = q S b C (tot). In this formula q represents the dynamic pressure, S the wing area, b the wingspan and Cl (tot) the total roll moment coefficient.

Der Gesamtschlingermomentkoeffizient wird durch die Einstellung der Steuerungen und durch weitere Erscheinungen bestimmt, die einem Flugzeug eine Querneigung erteilen. Er läßt sich beispielsweise durch folgende Formel ausdrücken: Das Querneigungsmoment, das durch Verstellung der Querruder erzeugt wird, wird durch das Glied Cl@Q bx beeinflußt, das nachstehend als »Querrudereffekt« bezeichnet werden wird. Da bei den meisten Flugzeugen das Höhenruder gegenüber der Längsachse des Flugzeugs nicht symmetrisch angeordnet ist, sondern etwas höher als die Längsachse liegt, bewirkt eine Verstellung des Höhenruders ebenfalls ein Querneigungsmoment. Dieses wird durch das Glied Cl,, bv der Gleichung berücksichtigt. Durch die V-Form der Flügel wird der eine Flügel einen größeren Auftrieb als der andere haben und infolgedessen ein Querneigungsmoment erzeugen. Dieses ist in der Gleichuni; durch das Glied Cl';ß berücksichtigt. Das Glied schließlich berücksichtigt die dämpfend wirkenden Kräfte, die einer Drehung des Flugzeugs um die Längsachse entgegenwirken und eine Funktion dieser Drehgeschwindigkeit p um die Längsachse, der Flügelspannweite b und der Luftgeschwindigkeit Vp sind. Der Begriff arc tg stellt den Neigungswinkel der Schraubenbewegung dar, die von den Flügeln des Flugzeugs bei Drehbewegung um die Längsachse, also beim Schlingern, beschrieben wird. Wenn das Flugzeug ausschert, fliegt der eine Flügel schneller als der andere und erhält daher einen höheren Auftrieb als dieser, so daß ein Querneigungsmoment entsteht. Jeder Cl-Koeffizient wird durch Windkanalmessungen oder rechnerisch bestimmt. Diese Koeffizienten sind Funktionen der Machzahl und werden durch die Gestalt des Flugzeugs beeinflußt. Soll der Flugschüler am Fliegerschulungsgerät auch im Fliegen von Schnellflugzeugen ausgebildet werden, so empfiehlt es sich, den Einfluß der Machzahl auf diese Koeffizienten zu berücksichtigen.The total roll moment coefficient is determined by the setting of the controls and other phenomena that bank an aircraft. It can be expressed, for example, by the following formula: The bank moment, which is generated by adjusting the ailerons, is influenced by the term Cl @ Q bx, which will hereinafter be referred to as the "aileron effect". Since in most aircraft the elevator is not arranged symmetrically with respect to the longitudinal axis of the aircraft, but is somewhat higher than the longitudinal axis, an adjustment of the elevator also causes a moment of bank angle. This is taken into account by the term C1 ,, bv of the equation. Due to the V-shape of the wings, one wing will have more lift than the other and consequently create a banking moment. This is in the match university; taken into account by the term Cl '; ß. The Member Finally, the damping forces that counteract a rotation of the aircraft about the longitudinal axis and are a function of this rotational speed p about the longitudinal axis, the wingspan b and the air speed Vp are taken into account. The term arc tg represents the angle of inclination of the screw movement which is described by the wings of the aircraft when rotating around the longitudinal axis, i.e. when rolling. When the aircraft veers out, one wing flies faster than the other and therefore receives a higher lift than this, so that a banking moment arises. Each Cl coefficient is determined by wind tunnel measurements or by calculation. These coefficients are functions of the Mach number and are influenced by the shape of the aircraft. If the trainee pilot is to be trained in flying high-speed aircraft on the pilot training device, it is advisable to take into account the influence of the Mach number on these coefficients.

In Fig. 6 wird aus diesem Grunde ein Potentiometer R-601 an eine f(M)-Spannung, d. h. eine von der Machzahl abhängige Spannung, angelegt. Der Arm des Potentiometers ist durch die Querrudersteuerung verstellbar, die in üblicher Weise vom Flugschüler bedient wird. Wird durch die f(M)-Spannung ein Querrudereffektkoeffizient dargestellt, erzeugt der Arm des Potentiometers eine Spannung, die dem Begriff Cl" bx entspricht. Diese Spannung wird über die Leitung 604 einem Addierverstärker U-601 zugeführt. Eine Spannung entsprechend dem Begriff Cl,, bv wird in entsprechender Weise durch ein Potentiometer R-603 abgeleitet und ebenfalls dem Addierverstärker U-601 zugeführt. Der Arm des Potentiometers R-603 erfährt seine Einstellung durch die Höhenruderfußhebel, die von dem Flugschüler bedient werden. Auch in diesem Falle kann die Spannung von der Machzahl abhängig gemacht werden, indem man die f(M)-Spannung in gleicher Weise dem Potentiometer R-603 zuführt, in dem die Spannung für den Querrudereffektkoeffizienten abgeleitet wurde. Eine dem Abtriftwinkel ß verhältnisgleiche Spannung (in Abhängigkeit von der Machzahl abgeleitet, wie in Fig. 5 gezeigt) wird über eine Klemme 602 dem Addierverstärker U-691 zugeführt und stellt den Begriff C"ß des Schlingermomentkoeffizienten dar. Das Dämpfungsglied wird dem Verstärker U-601 über die Leitung 605 zugeführt. Das Glied schließlich, das den Einfluß des Ausscherens auf das Querneigungsmoment berücksichtigt, wird dem Verstärker U-601 über die Leitung 606 zugeführt. Jede dieser Einzelspannungen kann in Abhängigkeit von der Machzahl abgeändert werden, wozu man entsprechend verstellbare Potentiometer verwenden kann, die je nach der Machzahl von dem Stellmotor M-492 eingestellt werden und der Einfachheit halber nicht dargestellt sind. Häufig sind diese Koeffizienten aber von der Machzahl nichtlinear abhängig, und man muß daher nichtlineare Potentiometer zur Erzeugung der f(M)-Spannungen und zur Beeinflussung der anderen Eingangsspannungen vorsehen. Die verschiedenen, dem Verstärker U-601 zugeführten Eingangsspannungen werden summiert. Der Verstärker U-601 liefert daher eine Ausgangsspannung, die dem Gesamtschlingermomentkoeffizienten C, (tot) verhältnisgleich ist. Diese Spannung wird nun an ein Potentiometer R-604 angelegt, dessen Arm durch den Staudruck-Stellmotor M-401 verstellbar ist und eine Spannung abgreift, die dem Begriff q S b Cl (tot) verhältnisgleich ist. Diese Spannung wird in ein Integriergerät I-601 über den Addierverstärker U-602 eingeführt und entspricht den Querneigungsmomenten. Da der Integrator I-601 diese Momente über die Zeit integriert, liefert er eine Spannung p, die der Querneigungsgeschwindigkeit entspricht, d. h. der Geschwindigkeit der Drehung des Flugzeugs um seine Längsachse. Ferner wird dem Verstärker U-602 und damit auch dem Integriergerät I-601 eine Spannung zugeführt, die die bei Bodenberührung auftretenden Querneigungsmomente berücksichtigt und in der aus Fig. 7 ersichtlichen Weise abgeleitet und einer Klemme 702 zugeführt wird. Diese Spannung entsteht nur dann, wenn ein Rad früher als das andere den Boden berührt oder wenn ein Querneigungsmoment durch Wenden des Flugzeugs auf dem Rollfeld entsteht.For this reason, in FIG. 6 a potentiometer R-601 is applied to an f (M) voltage, ie a voltage that is dependent on the Mach number. The arm of the potentiometer can be adjusted by the aileron control, which is operated in the usual way by the student pilot. If an aileron effect coefficient is represented by the f (M) voltage, the arm of the potentiometer generates a voltage which corresponds to the term Cl "bx. This voltage is fed via line 604 to an adding amplifier U-601. A voltage corresponding to the term Cl, , bv is derived in a corresponding manner by a potentiometer R-603 and also fed to the adding amplifier U-601. The arm of the potentiometer R-603 is set by the elevator foot lever operated by the trainee pilot can be made dependent on the Mach number by applying the f (M) voltage to the potentiometer R-603 in the same way from which the voltage for the aileron effect coefficient was derived. as shown in Fig. 5) is fed to the adding amplifier U-691 via a terminal 602 and represents the term C "ß of the Schlingermome The attenuator is fed to the amplifier U-601 via line 605 fed. The Member Finally, which takes into account the influence of the veering on the bank angle, is fed to the amplifier U-601 via the line 606. Each of these individual voltages can be modified as a function of the Mach number, for which purpose adjustable potentiometers can be used which are set by the servomotor M-492 depending on the Mach number and are not shown for the sake of simplicity. However, these coefficients are often non-linearly dependent on the Mach number, and non-linear potentiometers must therefore be provided for generating the f (M) voltages and for influencing the other input voltages. The various input voltages fed to the amplifier U-601 are summed up. The amplifier U-601 therefore supplies an output voltage which is proportional to the total roll torque coefficient C, (tot). This voltage is now applied to a potentiometer R-604, the arm of which can be adjusted by the dynamic pressure servomotor M-401 and taps a voltage that is proportional to the term q S b Cl (tot). This voltage is fed into an integrator I-601 via the adding amplifier U-602 and corresponds to the bank moments. Since the integrator I-601 integrates these moments over time, it supplies a voltage p which corresponds to the bank rate, ie the speed at which the aircraft is turning about its longitudinal axis. In addition, the amplifier U-602 and thus also the integrator I-601 are supplied with a voltage which takes into account the transverse inclination moments that occur when touching the ground and is derived in the manner shown in FIG. 7 and supplied to a terminal 702. This tension only arises if one wheel hits the ground earlier than the other or if a bank angle is created by turning the aircraft on the tarmac.

Die Spannung p, die der Geschwindigkeit der , Drehung um die Längsachse des Flugzeugs entspricht, wird einem Verstärker U-603 zugeführt, dessen Rückkopplungswiderstand R-605 durch einen Stellmotor M-400 in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit verstellbar ist. Die Ausgangsspannung des Verstärkers ; U-603 ist daher der Größe verhältnisgleich. Schließlich wird dem Verstärker U-601 über die obenerwähnte Leitung 605 eine dem Dämpfungsglied entsprechende Spannung zugeführt. Da die ' Flügelspannweite b und die Zahl 2 Konstanten sind, können sie durch entsprechende Bemessung und Einstellung der Widerstände berücksichtigt werden. Im Bedarfsfalle kann die den Koeffizienten C,p darstellende Spannung in Abhängigkeit von der Machzahl beeinfiußt werden.The voltage p, which corresponds to the speed of the rotation around the longitudinal axis of the aircraft, is fed to an amplifier U-603, the feedback resistor R-605 of which can be adjusted by a servomotor M-400 as a function of the airspeed. The output voltage of the amplifier; U-603 is therefore of great size proportional. Finally, the amplifier U-601 becomes an attenuator via the aforementioned line 605 corresponding voltage supplied. Since the 'wingspan b and the number 2 are constants, they can be taken into account by appropriate dimensioning and setting of the resistances. If necessary, the voltage representing the coefficient C, p can be influenced as a function of the Mach number.

Die der Drehgeschwindigkeit um die Längsachse entsprechende Spannung p wird vom Integriergerät I-601 ebenfalls dem Addierverstärker U-604 zugeführt. Da die Drehgeschwindigkeit p auf die Flugzeugachsen bezogen ist, unterscheidet sie sich von der Geschwindigkeit 0', mit der sich der Querneigungswinkel ändert. Dieser Unterschied beläuft sich auf die Größe (q, sin 0 + r cos 0) tg 0. Der Grund hierfür liegt darin, daß der Querneigungswinkel auf den Erdboden bezogen ist. Daher muß eine Spannung entsprechend der Größe (q1 sin 0 + r cos 0) tg 0 ebenfalls dem Addierverstärker U-604 zugeführt werden. Eine Spannung schließlich, die der Längsneigungsgeschwindigkeit q1 verhältnisgleich ist, wird in der später erläuterten Weise abgeleitet und durch Potentiometer R-606 und R-607 entsprechend dem Querneigungswinkel aufgelöst. Die der Größe q sin 0 entsprechende Komponente wird an den Eingang des Verstärkers U-610 zusammen mit einer Spannung angelegt, die vom Potentiometer R-626 abgenommen wird und der Größer cos 0 entspricht. Die Wicklung des Potentiometers R-626 wird mit der Spannung r erregt, also entsprechend dem Gier- oder Ausscherwinkel. Der Arm des Potentiometers R-626 wird ebenfalls durch den den Querneigungswinkel angebenden Servomotor M-601 eingestellt. Die Ausgangsspannung des Verstärkers U-610 wird in Abhängigkeit von tg 0 durch Potentiometer R-608 abgeändert und dem Verstärker U-604 zugeführt. Die Ausgangsspannung des Verstärkers U-604 entspricht daher der Geschwindigkeit 0', mit der sich der Querneigungswinkel ändert. Diese Spannung wird durch ein Integriergerät I-602 über die Zeit integriert. Es entsteht dadurch an der Leitung 607 eine Ausgangsspannung für die Einstellung des Stellmotors M-601 auf den Querneigungswinkel des vom Schulungsgerät nachgeahmten Flugzeugs. Der Querneigungswinkel-Stellmotor M-601 kann z. B. dazu dienen, die horizontale Anzeige eines Kreiselhorizonts einzustellen, der in üblicher Weise durch ein entsprechend einstellbares Instrument in der Kabine des Schulungsgeräts dargestellt wird. Ferner kann der Stellmotor M-601 benutzt werden, um ein das Gelände darstellendes Bild, z. B. ein projiziertes Bild, das sich dem Flugschüler darbietet, entsprechend zu verstellen.The voltage p corresponding to the rotational speed around the longitudinal axis is also fed from the integrator I-601 to the adding amplifier U-604. Since the turning speed p is related to the aircraft axes, it differs from the speed 0 'with which the bank angle changes. This difference amounts to the quantity (q, sin 0 + r cos 0) tg 0. The reason for this is that the bank angle is related to the ground. Therefore, a voltage corresponding to the quantity (q1 sin 0 + r cos 0) tg 0 must also be fed to the adding amplifier U-604. Finally, a voltage which is proportional to the pitch speed q1 is derived in the manner explained later and resolved by potentiometers R-606 and R-607 in accordance with the bank angle. The component corresponding to the quantity q sin 0 is applied to the input of the amplifier U-610 together with a voltage that is taken from the potentiometer R-626 and corresponds to the magnitude cos 0. The winding of the potentiometer R-626 is excited with the voltage r, i.e. corresponding to the yaw or shear angle. The arm of the potentiometer R-626 is also adjusted by the servo motor M-601 which indicates the bank angle. The output voltage of the amplifier U-610 is modified depending on tg 0 by potentiometer R-608 and fed to the amplifier U-604. The output voltage of the amplifier U-604 therefore corresponds to the speed 0 ' at which the bank angle changes. This voltage is integrated over time by an I-602 integrator. This creates an output voltage on line 607 for setting the servomotor M-601 to the bank angle of the aircraft mimicked by the training device. The bank angle servomotor M-601 can e.g. B. serve to set the horizontal display of a gyro horizon, which is displayed in the usual way by an appropriately adjustable instrument in the cabin of the training device. The servomotor M-601 can also be used to create an image representing the terrain, e.g. B. to adjust a projected image presented to the student pilot accordingly.

Ein ähnliches Rechengerät wie das oben beschriebene dient dem Zweck, die Nickbewegung, d. h. die Momente, Geschwindigkeiten und Winkel um die Flugzeugquer- oder Y-Achse zu errechnen. Diese Nickmomente lassen sich durch folgende Gleichung ausdrücken: In dieser Gleichung bedeutet c die Sehne des Flügelprofils, Xeg den Abstand des Schwerpunkts des Flugzeugs vorn Bezugspunkt der gemessenen oder berechneten Koeffizienten des Nickmoments und T den Schub. Das Glied Cmo der obigen Gleichung für das Gesamtnickmoment berücksichtigt eine konstante Grundgröße dieses Moments. Der Begriff' stellt Nickmomente dar, die durch eine KraftL bedingt sind, die in einem Abstand X"q vom Schwerpunkt des Flugzeugs, also an einem Hebelarm, wirkt. Die Größe stellt einen Dämpfungswiderstand dar, der sich einer Drehung des Flugzeugs um seine Querachse entgegensetzt. Die Begriffe C,n" b e, C."", , und C7n" 8 eg stellen denjenigen Anteil des Nickmomentkoeffizienten dar, der auf Verstellung des Höhenruders, der Landeklappen und des Fahrgestells zurückzuführen ist. Die Größe kT stellt ein Nickmoment dar, das durch den Schub der Antriebsmaschine erzeugt wird. Die Richtung dieses Schubes verläuft gewöhnlich in einem gewissen Abstand von der durch den Schwerpunkt verlaufenden Querachse des Flugzeugs, so daß er das Flugzeug um seine Querachse zu drehen sucht, und zwar mit einem dem Schub T entsprechenden Moment. Die Koeffizienten werden ähnlich abgeleitet, wie es bei den Schlingermomentkoeffizienten beschrieben wurde, sie werden einem Addierverstärker U-606 zugeleitet. Die gleichbleibende Größe Cm. läßt sich durch eine konstante Spannung berücksichtigen, die an die Klemme 608 angelegt wird. Die Koeffizienten für die Wirkungen des Höhenruders, der Landeklappen und des Fahrgestells werden durch Potentiometer R-609, R-610 und R-611 abgeleitet, die durch die zugehörigen Steuerbewegungen bei Bedienung der Steuerung durch den Flugschüler bewirkt werden. Der Begriff wird in der dargestellten Weise dadurch abgeleitet, daß eine dem Auftriebsbeiwert entsprechende Spannung von der Anschlußklemme 610 aus der Wicklung eines Potentiometers R-614 zugeführt wird, dessen Arm in Abhängigkeit von der Schwerpunktlage des nachzuahmenden Flugzeugs entweder von Hand durch den Fluglehrer, am besten aber durch einen Stellmotor verstellt wird. Dieser Stellmotor gibt die Schwerpunktlage an. Alle diese Eingangsspannungen, die dem Addierverstärker U-607 zugeführt werden, können in Abhängigkeit von der Machzahl mit Hilfe des Machzahl-Stellmotors M-402 beeinflußt werden. Die Ausgangsspannung des Addierverstärkers U-607 stellt also den Gesamtnickmomentkoeffizienten dar. Diese Spannung wird an die Wicklung eines Potentiometers R-612 gelegt, dessen Arm in Abhängigkeit vom Staudruck durch den Stellmotor M-401 verstellbar ist. Dieser Arm greift eine Spannung ab, die dem Moment um die Flugzeugquerachse entspricht, und führt diese in den Addierverstärker U-608 ein. Das durch den Schub der Maschine bewirkte Nickmoment wird von einer Klemme 201 abgeleitet und dem Verstärker U-608 zugeführt. Die Ausgangsspannung des Addierverstärkers U-608 ist daher den um die Flugzeugquerachse wirkenden Nickmomenten verhältnisgleich. Wenn das Flugzeug bei dem durch das Schulungsgerät nachgeahmten Fluge den Boden berührt, so entsteht eine Spannung, die den durch die Bodenberührung erzeugten Momenten (z. B. beim Bremsen) um die Querachse verhältnisgleich ist. Wie diese Spannung abgeleitet wird, ist in der Fig.7 erläutert. Diese Spannung wird über die Klemme 703 dem Addierverstärker U-608 zugeführt.A computing device similar to the one described above is used to calculate the pitching movement, ie the moments, speeds and angles around the aircraft transverse or Y-axis. These pitching moments can be expressed by the following equation: In this equation, c is the chord of the wing profile, Xeg is the distance between the center of gravity of the aircraft and the reference point of the measured or calculated coefficients of the pitching moment, and T is the thrust. The term Cmo of the above equation for the total pitching moment takes into account a constant basic variable of this moment. The term' represents pitching moments that are caused by a force L that acts at a distance X "q from the center of gravity of the aircraft, i.e. on a lever arm represents a damping resistance that opposes a rotation of the aircraft about its transverse axis. The terms C, n "be, C."", and C7n" eg 8 represent that portion of the pitching moment coefficient due to adjustment of the elevator, the landing flaps and the chassis. The variable kT represents a pitching moment that is generated by the thrust of the prime mover. The direction of this thrust usually runs at a certain distance from the transverse axis of the aircraft running through the center of gravity, so that it tries to turn the aircraft about its transverse axis, with a moment corresponding to the thrust T. The coefficients are derived in a manner similar to that described for the roll moment coefficients; they are fed to an adding amplifier U-606. The constant size cm. can be taken into account by a constant voltage that is applied to terminal 608. The coefficients for the effects of the elevator, the landing flaps and the landing gear are derived by potentiometers R-609, R-610 and R-611, which are caused by the associated control movements when the control is operated by the trainee pilot. The term is derived in the manner shown in that a voltage corresponding to the lift coefficient is supplied from the terminal 610 from the winding of a potentiometer R-614, the arm of which, depending on the center of gravity of the aircraft to be imitated, either manually by the flight instructor, but preferably by a servomotor is adjusted. This servomotor indicates the center of gravity. All of these input voltages, which are fed to the adding amplifier U-607, can be influenced depending on the Mach number with the aid of the Mach number servomotor M-402 . The output voltage of the adding amplifier U-607 thus represents the total pitching torque coefficient. This voltage is applied to the winding of a potentiometer R-612, the arm of which can be adjusted by the servomotor M-401 depending on the dynamic pressure. This arm picks up a voltage that corresponds to the moment around the aircraft transverse axis and feeds this into the adding amplifier U-608. The pitching moment caused by the engine's thrust is derived from a terminal 201 and fed to the amplifier U-608. The output voltage of the adding amplifier U-608 is therefore proportional to the pitching moments acting around the aircraft transverse axis. If the aircraft touches the ground during the flight mimicked by the training device, a voltage arises which is proportional to the moments generated by the ground contact (e.g. when braking) about the transverse axis. How this voltage is derived is explained in FIG. This voltage is fed to the adding amplifier U-608 via terminal 703.

Die Ausgangsspannung des Verstärkers U-608 wird durch ein Gerät I-603 über die Zeit integriert. Die von diesem- Gerät gelieferte Ausgangsspannung q1 ist der Längsneigungsgeschwindigkeit verhältnisgleich und wird einem Addierverstärker U-610 zugeführt. Der Rückkopplungswiderstand R-613 dieses Verstärkers wird durch den Stellmotor M-400 für die Luftgeschwindigkeit verstellt. Der Verstärker liefert daher eine dem Dämpfungsglied entsprechende Spannung, die dem Addierverstärker U-607 zugeführt wird.The output voltage of the amplifier U-608 is integrated over time by a device I-603. The output voltage q1 supplied by this device is proportional to the pitch rate and is fed to an adding amplifier U-610. The feedback resistor R-613 of this amplifier is adjusted by the servomotor M-400 for the air speed. The amplifier therefore provides a signal to the attenuator corresponding voltage which is fed to the adding amplifier U-607.

Die Geschwindigkeit 0', mit welcher sich das Flugzeug gegenüber der Horizontalen um seine Querachse dreht, unterscheidet sich von der Nickgeschwindigkeit q1, die auf die Achsen des Flugzeugs bezogen ist durch die Größe (q1 cos 0 - r sin 0). Die Nickgeschwindigkeitsspannung q1 wird an ein Kosinuspotentiometer R-606 angelegt, dessen Arm eine Einstellung durch den Stellmotor M-601 entsprechend dem Querneigungswinkel erfährt. Eine Spannung r, die der Ausschergeschwindigkeit entspricht, ist an ein Sinuspotentiometer R-627 angelegt. Daher werden dem Addierverstärker U-611 Spannungen zugeführt, deren Summe der Nickgeschwindigkeit O' gegenüber der Horizontalen gleicht. Die Ausgangsspannung des Verstärkers U-611, die also die Größe 0' hat, wird durch das Gerät I-604 integriert und liefert eine Spannung zur Einstellung des Nickwinkel-Stellmotors M-602. Die Ausgangswelle des Stellmotors M-602 dient dem Zweck, den die Längsneigung angebenden Anzeigefaden eines Kreiselhorizontalgeräts einzustellen, das in üblicher Weise im Schulungsgerät angeordnet ist. Außerdem aber kann die Welle des Stellmotors M-602 beispielsweise ein Projektionsgerät, der Längsneigung des Flugzeugs entsprechend, einstellen, mit dessen Hilfe dem Flugzeugschüler das Bild des Geländes dargeboten wird.The speed 0 'at which the aircraft moves in relation to the Horizontal turns around its transverse axis, differs from the pitching speed q1, which is related to the axes of the aircraft by the quantity (q1 cos 0 - r sin 0). The pitch speed voltage q1 is applied to a cosine potentiometer R-606, its arm can be adjusted by the servomotor M-601 according to the bank angle learns. A voltage r, which corresponds to the shear speed, is on Sine potentiometer R-627 applied. Therefore, voltages are applied to the adding amplifier U-611 supplied, the sum of which equals the pitching speed O 'relative to the horizontal. The output voltage of the amplifier U-611, which has the size 0 ', is determined by the device I-604 integrates and supplies a voltage for setting the pitch angle servomotor M-602. The output shaft of the servomotor M-602 serves the purpose that the longitudinal inclination set indicating thread of a gyro horizontal device, which in usual Way is arranged in the training device. In addition, however, the shaft of the servomotor M-602, for example, a projection device that corresponds to the pitch of the aircraft, set, with the help of which presented the image of the terrain to the aircraft student will.

Das links unten in Fig. 6 gezeigte Rechengerät dient zur Ermittlung der Ausschermomente und der Ausschergeschwindigkeit, die in ähnlicher Weise wie die Momente und Geschwindigkeiten für die Quer- und Längsneigung errechnet werden. Die Ausschermomente des Flugzeugs im freien Flug lassen sich durch die folgende Formel wiedergeben: Die ersten drei Glieder innerhalb der Klammer stellen den Querruderausscherkoeffizienten, den Höhenruderausscherkoeffizienten und den durch die Abtrift bedingten Ausseherkoeffizienten dar. Das vierte Glied stellt den Ausscherkoeffizienten dar, der durch die Querneigungsgeschwindigkeit bedingt ist. Das letzte Glied ist ein Dämpfungsglied, das die Widerstände berücksichtigt, die dem Ausscheren entgegenwirken und von der Ausschergeschwindigkeit abhängen. Spannungen, die den ersten drei Koeffizienten verhältnisgleich sind, werden von den Potentiometern R-616 und R-617 und von der Klemme 603 aus einem Addierverstärker U-612 zugeführt. Die den letzten beiden Gliedern der Klammer entsprechende Spannung wird durch Spannungen der Querneigungsgeschwindigkeit p und der Ausschergeschwindigkeit r geliefert, die einem Addierverstärker U-613 zugeführt werden, dessen Ausgangsspannung durch die Luftgeschwindigkeit Vp dividiert wird. Die Division erfolgt dadurch, daß der Rückkopplungswiderstand R-618 des Verstärkers U-613 der Luftgeschwindigkeit entsprechend durch den Stellmotor M-400 eingestellt wird. Ebenso wie bei der Berechnung der Koeffizienten für das Querneigungsmoment und das Nickmoment können die Koeffizienten des Ausschermoments der Machzahl entsprechend abgeändert werden, bevor man sie in den Addierverstärker U-612 einführt. Bei mehrmotorigen Flugzeugen wird schließlich ein Ausschermoment durch Verschiedenheiten des Schubes der rechts und links befindlichen Motoren bewirkt. Um auch diese Schubmomente zu berücksichtigen, werden dem Addierverstärker U-615 im entgegengesetzten Sinn Spannungen zugeführt, die dem Schub der verschiedenen Antriebsmotoren verhältnisgleich sind. Diese Spannungen werden mit Hilfe bekannter Rechengeräte abgeleitet. Die Ausgangsspannung des Verstärkers U-615 stellt dann die Differenz der Schübe dar, der das Ausschermoment verhältnisgleich ist. Wenn mit dem Schulungsgerät ein mehrmotoriges Flugzeug nachgeahmt werden soll, dann muß man die Widerstände des Addierverstärkers für die Ermittlung der Schubdifferenzen entsprechend der Länge der Hebelarme bemessen, auf welche die einzelnen Schübe der Maschinen wirken. Die einzelnen Koeffizientspannungen werden im Verstärker U-612 addiert, dessen Ausgangsspannung an die Wicklung eines Potentiometers R-619 angelegt wird. Der durch den Stellmotor M-401 entsprechend dem Staudruck eingestellte Arm des _Potentiometers R-619 führt die abgegriffene Spannung in einen Addierverstärker U-614 ein, dem außerdem von einer Klemme 704 aus eine Spannung zugeführt wird, die den durch Bodenberührung bedingten Ausschermomenten entspricht. Die Ausgangsspannung M, des Addierverstärkers U-614 wird durch ein Gerät I-605 über die Zeit integriert. An der Ausgangsklemme dieses Integriergeräts entsteht dann die Ausschergeschwindigkeit darstellende Spannung r. Diese Spannung wird in der oben beschriebenen Weise verwendet, um den Abtriftwinkel und die Kursrichtung des Flugzeugs zu errechnen.The arithmetic unit shown at the bottom left in FIG. 6 is used to determine the deflection moments and the deflection speed, which are calculated in a similar manner to the moments and speeds for the transverse and longitudinal inclination. The swinging moments of the aircraft in free flight can be expressed by the following formula: The first three terms within the brackets represent the aileron deflection coefficient, the elevator deflection coefficient and the overturn coefficient due to the drift. The fourth element represents the deflection coefficient which is due to the bank rate. The last link is an attenuator that takes into account the resistances that counteract the pull-out and depend on the pull-out speed. Voltages which are proportional to the first three coefficients are fed from the potentiometers R-616 and R-617 and from terminal 603 from an adding amplifier U-612. The voltage corresponding to the last two members of the bracket is provided by voltages of the bank speed p and the shear speed r , which are fed to an adding amplifier U-613 , the output voltage of which is divided by the air speed Vp. The division is done by adjusting the feedback resistor R-618 of the amplifier U-613 according to the air speed by means of the servomotor M-400. As with the calculation of the coefficients for the bank torque and the pitch torque, the coefficients of the swing torque can be modified according to the Mach number before they are introduced into the adding amplifier U-612. In the case of multi-engine airplanes, a deflection torque is finally caused by differences in the thrust of the engines on the right and left. In order to also take these thrust moments into account, voltages are fed to the adding amplifier U-615 in the opposite direction, which are proportional to the thrust of the various drive motors. These voltages are derived with the help of known computing devices. The output voltage of the amplifier U-615 then represents the difference between the thrusts, which is proportional to the pull-out torque. If a multi-engine airplane is to be imitated with the training device, then the resistances of the adding amplifier for determining the thrust differences must be dimensioned according to the length of the lever arms on which the individual thrusts of the machines act. The individual coefficient voltages are added in the amplifier U-612, the output voltage of which is applied to the winding of a potentiometer R-619. The arm of the potentiometer R-619, which is adjusted by the servomotor M-401 according to the dynamic pressure, feeds the tapped voltage into an adding amplifier U-614, which is also supplied with a voltage from a terminal 704 that corresponds to the swinging moments caused by contact with the ground. The output voltage M, of the adding amplifier U-614 is integrated over time by a device I-605. At the output terminal of this integrator, the voltage r, which represents the shear rate, arises. This voltage is used in the manner described above to calculate the angle of drift and heading of the aircraft.

In Fig. 7 ist das Rechengerät dargestellt, das die durch die Bodenberührung der Räder bedingten Kräfte und Momente errechnet. Die Größen dieser Kräfte und Momente sind der gesamten lotrechten Kraft verhältnisgleich, die bei der Bodenberührung auf das Flugzeug wirkt. Die einen Maßstab für diese Kraft bildende Spannung wird in der in Fig. 2 gezeigten Weise abgeleitet und über eine Klemme 710 an Potentiometer R-701 und R-702 angelegt, deren Arme durch den Flugschüler bei Betätigung des linken und rechten Bremspedals des nachgeahmten Flugzeugs eingestellt werden. Die Bremskräfte, die auf das Flugzeug von jedem Rad ausgeübt werden, stellen eine Funktion der auf das Rad wirkenden senkrechten Kraft und der Bremsfußhebelausschwenkung dar. Es werden dem Addierverstärker U-702 Spannungen über Kontakte zugeführt, die den von den Rädern ausgeübten Bremskräften verhältnisgleich sind. Die Ausgangsspannung des Verstärkers U-702 ist also der Bremskraft der beiden Haupträder des Fahrgestells des nachgeahmten Flugzeugs verhältnisgleich. Die Spannungen, welche die einzelnen Radbremskräfte darstellen, werden an den Addierverstärker U-702 durch die Relaiskontakte K-701 und K-702 angelegt, um die Wirkung nachzuahmen, mit der die Bremskräfte bei einer Querneigung des Flugzeugs zur Wirkung kommen, wenn dabei nur ein einziges Rad zur Bodenberührung kommt. Ein Potentiometer R-703, dessen Wicklung einerseits an einem positiven und andererseits an einem negativen Potential liegt, hat einen Arm, der durch den Stellmotor M-601 für den Querneigungswinkel des Flugzeugs einstellbar ist. Die Spannung dieses Armes wird über entgegengesetzt gepolte Verstärker X-701 und X-702 den Wicklungen von Relais K-701 und K-702 zugeführt. Neigt sich das Flugzeug bei dem nachzuahmenden Flug nach links, so daß das rechte Rad noch nicht zur Bodenberührung kommt, dann verstellt der Stellmotor M-601 den Arm des Potentiometers R-703 mit Bezug auf Fig. 7 aufwärts und legt über den Verstärker X-701 eine positive Spannung an die Wicklung des Relais K-701. Da der Verstärker X-702 entgegengesetzt gepolt ist, fließt kein Strom durch die Wicklung des Relais K-702. Das Relais K-701 spricht aber nur an, wenn die Querneigung des Flugzeugs genügend groß ist. Dann öffnet sich der Ruhekontakt »a« des Relais, während sich sein Arbeitskontakt »b« schließt. Durch Öffnen des Ruhekontakts »a« wird die vom rechten Rad des Fahrgestells ausgeübte Bremskraft bzw. die dieser Kraft entsprechende Spannung vom Verstärker U-702 abgeschaltet. Da das rechte Rad noch keine Bodenberührung hat, wirkt die gesamte senkrechte Kraft auf das linke Rad, so daß dessen Bremskraft entsprechend vergrößert wird. Diese Vergrößerung der Bremskraft des linken Rades wird dadurch nachgeahmt, daß der Arbeitskontakt »b« des Relais K-701 geschlossen wird. Dadurch wird der Widerstand R-704 kurzgeschlossen und vergrößert die dem Verstärker U-702 zugeführte, die Bremskraft des linken Rades darstellende Spannung. Neigt sich das Flugzeug bei dem nachzuahmenden Flug nach rechts, dann findet der umgekehrte Vorgang statt. Dann wird also das Relais K-702 statt des Relais K-701 erregt.In Fig. 7 the arithmetic unit is shown, which calculates the forces and moments caused by the ground contact of the wheels. The magnitudes of these forces and moments are proportional to the total vertical force that acts on the aircraft when it touches the ground. The voltage forming a scale for this force is derived in the manner shown in FIG. 2 and applied via a terminal 710 to potentiometers R-701 and R-702 , the arms of which are set by the trainee pilot when the left and right brake pedals of the simulated aircraft are pressed will. The braking forces exerted on the aircraft by each wheel are a function of the vertical force acting on the wheel and the brake pedal swing. Voltages are fed to the adder amplifier U-702 via contacts which are proportional to the braking forces exerted by the wheels. The output voltage of the amplifier U-702 is therefore proportional to the braking force of the two main wheels of the chassis of the imitated aircraft. The voltages representing the individual wheel braking forces are applied to the adding amplifier U-702 through the relay contacts K-701 and K-702 in order to mimic the effect with which the braking forces come into effect when the aircraft is banked, if only one only wheel comes into contact with the ground. A potentiometer R-703, the winding of which is on the one hand at a positive and on the other hand at a negative potential, has an arm that can be adjusted by the servomotor M-601 for the bank angle of the aircraft. The voltage of this arm is fed to the windings of relays K-701 and K-702 via amplifiers X-701 and X-702 of opposite polarity. If the aircraft tilts to the left during the flight to be simulated, so that the right wheel does not yet touch the ground, then the servomotor M-601 adjusts the arm of the potentiometer R-703 upwards with reference to FIG. 701 apply a positive voltage to the winding of relay K-701. Since the amplifier X-702 has the opposite polarity, no current flows through the winding of the relay K-702. The relay K-701 only responds if the aircraft bank is sufficiently large. Then the normally closed contact “a” of the relay opens while its normally open contact “b” closes. By opening the normally closed contact »a«, the braking force exerted by the right wheel of the chassis or the voltage corresponding to this force is switched off by the amplifier U-702. Since the right wheel has not yet touched the ground, the entire vertical force acts on the left wheel, so that its braking force is increased accordingly. This increase in the braking force of the left wheel is imitated in that the normally open contact "b" of relay K-701 is closed. As a result, the resistor R-704 is short-circuited and increases the voltage supplied to the amplifier U-702 , which represents the braking force of the left wheel. If the aircraft tilts to the right during the flight to be imitated, the reverse process takes place. Then relay K-702 is energized instead of relay K-701.

Die Spannungen, welche die Bremskräfte der einzelnen Räder angeben, werden über Ruhekontakte »a« polarisierter Relais PSRL und PSRR einem Addierverstärker U-702 zugeführt. Das Bremsmoment, das ein Rad verträgt, ohne zu rutschen, ist natürlich begrenzt. Diese Grenze hängt von der auf das Rad wirkenden lotrechten Kraft ab. Aus diesem Grunde wird eine für diese lotrechte Kraft als Maßstab geltende Spannung als Eingangsspannung jedem der beiden polarisierten Relais PSRL und PSRR zugeführt. Im entgegengesetzten Sinn wirken auf diese polarisierten Relais Spannungen, die den auf die einzelnen Räder wirkenden Bremsmomenten verhältnisgleich sind. Wenn nun das Bremsmoment die erwähnte Grenze unterschreitet und daher kein Rutschen des Rades eintritt, dann bleiben die Kontakte »a« der polarisierten Relais geschlossen und leiten die das Bremsmoment darstellende Bremskraft dem Verstärker U-702 zu. Überschreitet das Bremsmoment aber die Grenze, so daß ein Rutschen des Rades eintritt, dann überwiegt die Spannung, welche die Bremskraft darstellt, den Einfluß der die lotrechte Kraft darstellenden Spannung und schaltet das betreffende Relais um, so daß dieses seinen Kontakt »a« öffnet und seinen Kontakt »b« schließt. Durch diesen Schaltvorgang wird daher die das Bremsmoment darstellende Spannung abgeschaltet und statt dessen eine »Rutsch«-Spannung eingeschaltet, die der auf das Flugzeug wirkenden senkrechten Kraft verhältnisgleich ist. Die Einschaltung erfolgt über den Kontakt »b« des polarisierten Relais. Die Eingangsspannung des Verstärkers U-702 ist also der gesamten Bremskraft (bzw. der beim Rutschen der Räder wirksamen, den Lauf des Flugzeugs verzögernden Reibungskraft ) verhältnisgleich, wobei die Bremskraft davon abhängt, wie weit der linke bzw. der rechte Bremsfußhebel niedergetreten wird.The voltages that indicate the braking forces of the individual wheels are fed to an adding amplifier U-702 via normally closed contacts »a« of polarized relays PSRL and PSRR. The braking torque that a wheel can withstand without slipping is of course limited. This limit depends on the perpendicular force acting on the wheel. For this reason, a voltage which is used as a measure for this perpendicular force is supplied as an input voltage to each of the two polarized relays PSRL and PSRR. In the opposite sense, voltages act on these polarized relays, which are proportional to the braking torques acting on the individual wheels. If the braking torque falls below the mentioned limit and therefore the wheel does not slip, the contacts "a" of the polarized relay remain closed and transmit the braking force representing the braking torque to the amplifier U-702. If the braking torque exceeds the limit so that the wheel slips, then the voltage representing the braking force outweighs the influence of the voltage representing the vertical force and switches the relevant relay so that it opens its contact "a" and its contact "b" closes. As a result of this switching process, the voltage representing the braking torque is switched off and instead a "slip" voltage is switched on, which is proportional to the vertical force acting on the aircraft. It is switched on via contact "b" of the polarized relay. The input voltage of the amplifier U-702 is therefore proportional to the total braking force (or the frictional force that slows the aircraft's movement when the wheels slip), whereby the braking force depends on how far the left or right brake pedal is depressed.

Der sich auf die Flughöhe einstellende Stellmotor betätigt einen Schalter S-WW durch einen auf seiner Welle befindlichen, nicht dargestellten Nocken. Dieser Nocken schließt die Schaltkontakte, wenn die Flughöhe gleich Null wird, und hält die Kontakte während der Bodenberührung des Flugzeugs geschlossen. Während das nachzuahmende Flugzeug sich also auf dem Boden befindet, wird eine den gesamten Bremskräften oder Rutschbremskräften verhältnisgleiche Spannung über den Kontakt 7a des Sehalters S- WW dem Addierverstärker U-202 (Fig. 2) von dem Addierverstärker U-208 aus zugeführt. Die am Kontakt 7a des Schalters S- WW liegende Spannung wird ferner einem Addierverstärker U-703 zugeführt, der seinerseits über eine Klemme 703 den Addierverstärker U-608 mit einer Eingangsspannung beliefert, der Nickmomente addiert. Wenn die Bremskräfte wirksam werden, so suchen sie, das Flugzeug nach vorn zu kippen. Dieser Erscheinung wird dadurch begegnet, daß die Rechenschaltung, welche die Nickmomente ermittelt, eine Eingangsspannung empfängt, die der gesamten Bremskraft verhältnisgleich ist.The servomotor, which adjusts to the flight altitude, actuates a switch S-WW by means of a cam (not shown) located on its shaft. This cam closes the switch contacts when the flight altitude equals zero and keeps the contacts closed while the aircraft is in contact with the ground. While the aircraft to be imitated is on the ground, a voltage equal to the total braking forces or slip braking forces is fed to the adding amplifier U-202 (Fig. 2) from the adding amplifier U-208 via the contact 7a of the Sehalters S- WW. The voltage at the contact 7a of the switch S- WW is also fed to an adding amplifier U-703, which in turn supplies the adding amplifier U-608 via a terminal 703 with an input voltage that adds pitching moments. When the braking forces become effective, they try to tip the aircraft forward. This phenomenon is countered by the fact that the computing circuit which determines the pitching moments receives an input voltage which is proportional to the total braking force.

Wenn nun der Flugzeugführer eines wirklichen Flugzeugs das rechte Rad mit einer anderen Kraft bremst als das linke, dann schert das Flugzeug aus, und zwar mit einem Moment, das von dem Unterschied der beiden Bremskräfte abhängt. Dieses Mittel wird zum Steuern von Flugzeugen beim Rollen auf dem Boden angewendet. Um nun das durch unterschiedliches Bremsen der rechts und links befindlichen Räder bewirkte Ausscheren nachzuahmen, werden dem Addierverstärker U-705 Bremskraftspannungen im entgegengesetzten Wirkungssinn zugeführt. Dabei dient der Verstärker U-706 zum Umkehren des Vorzeichens der linken Radbremskraftspannung. An der Ausgangsklemme des Verstärkers U-705 erscheint daher eine Spannung, die dem Unterschied der Bremskräfte entspricht. Da das Ausschermoment diesem Unterschied unmittelbar verhältnisgleich ist, wird die Ausgangsspannung des Verstärkers U-705 über den Kontakt 7b des Schalters S-WW dem Verstärker U-704 zugeführt, dessen Ausgangsspannung über die Klemme 704 dem Verstärker U-614 zwecks Addition der Ausschermomente zugeleitet wird.If the pilot of a real airplane brakes the right wheel with a different force than the left, then the airplane shears away, namely with a moment that depends on the difference between the two braking forces. This means is used to control aircraft while taxiing on the ground. In order to mimic the swerving caused by different braking of the wheels on the right and left, braking force voltages in the opposite direction are fed to the adding amplifier U-705. The amplifier U-706 is used to reverse the sign of the left wheel brake force voltage. A voltage therefore appears at the output terminal of the U-705 amplifier which corresponds to the difference in braking forces. Since the swing moment is directly proportional to this difference, the output voltage of the amplifier U-705 is fed to the amplifier U-704 via the contact 7b of the switch S-WW, the output voltage of which is fed via the terminal 704 to the amplifier U-614 for the purpose of adding the swing moments .

Wenn das Flugzeug bei dem nachzuahmenden Flug im Augenblick der Bodenberührung eine Querneigung bat, dann erteilt die Kraft, die auf das den Boden berührende Rad des Hauptfahrgestells wirkt, dem Flugzeug ein Querneigungsmoment im Sinne einer Aufrichtung, sofern die Landebahn eben ist. Dieses aufrichtend wirkende Querneigungsmoment hängt von der auf das Flugzeug wirkenden lotrechten Kraft und von der Abfederung des Fahrgestells ab. Um diese Erscheinung nachzuahmen, wird eine die lotrechte Kraft darstellende Spannung vom Verstärker U-701 mit entgegengesetzten Vorzeichen an die Enden der Wicklung eines Potentiometers R-705 angelegt, dessen Arm seine Einstellung durch den Stellmotor M-601 entsprechend dem Querneigungswinkel erfährt. Die Wicklung des Potentiometers R-705 ist an ihren Enden über eine größere Strecke kurzgeschlossen, so daß der Arm des Potentiometers über einen veränderlichen Widerstand nur in einem engen Winkelbereich von beispielsweise 10' positiver oder negativer Querneigung verläuft. Da die auf das Flugzeug wirkende lotrechte Kraft die Abfederung des einen Rades des Hauptfahrgestells zusammendrückt, stellt das dabei auf das Flugzeug wirkende Querneigungsmoment annähernd eine lineare Funktion des Querneigungswinkels dar, bis die Fahrgestellfeder völlig zusammengedrückt ist. Von da ab ist das Querneigungsmoment nur noch eine Funktion der lotrecht wirkenden Kraft. Da der Arm des Potentiometers R-705 von der Mitte seines Widerstandsabschnitts aus verstellt wird, nimmt die Spannung des Armes ebenso zu wie die Federkraft des Fahrgestells beim Landen. Gelangt der Arm auf das kurzgeschlossene Ende des Potentiometerwiderstandes, so erreicht die Spannung am Potentiometerarm ihr Höchstmaß und ist der lotrechten Kraft verhältnisgleich. Diese Spannung wird einem Verstärker U-707 zugef ührt, und zwar über den Kontakt 7c des Schalters S-WW. Vom Verstärker U-707 aus gelangt die Spannung über die Klemme 702 zu der in Fig. 6 gezeigten Rechenschaltung für die Querneigungsmomente.If, during the flight to be simulated, the aircraft requested a bank angle at the moment it touched the ground, then the force acting on the wheel of the main landing gear that touches the ground gives the aircraft a bank angle in the sense of an upright position, provided the runway is level. This righting acting bank angle depends on the vertical force acting on the aircraft and on the suspension of the chassis. In order to simulate this phenomenon, a voltage representing the vertical force is applied from the amplifier U-701 with opposite signs to the ends of the winding of a potentiometer R-705, the arm of which is adjusted by the servomotor M-601 according to the bank angle. The winding of the potentiometer R-705 is short-circuited at its ends over a longer distance, so that the arm of the potentiometer runs over a variable resistor only in a narrow angular range of, for example, 10 'positive or negative transverse inclination. Since the vertical force acting on the aircraft compresses the suspension of one wheel of the main chassis, the bank angle acting on the aircraft is approximately a linear function of the bank angle until the chassis spring is fully compressed. From then on, the moment of bank inclination is only a function of the force acting vertically. As the arm of the potentiometer R-705 is moved from the center of its resistance section, the tension on the arm increases, as does the spring force of the landing gear when landing. If the arm reaches the short-circuited end of the potentiometer resistor, the voltage on the potentiometer arm reaches its maximum level and is proportional to the perpendicular force. This voltage is fed to an amplifier U-707 via contact 7c of switch S-WW. From the amplifier U-707 , the voltage passes via the terminal 702 to the arithmetic circuit shown in FIG. 6 for the bank moments.

Landet das Flugzeug ohne Querneigung, dann ergeben sich bei der Bodenberührung keine Querneigungsmomente, sondern der Boden wirkt auf das Flugzeug lediglich mit einer dem Gewicht entgegenwirkenden lotrechten Kraft, die so lange eine Funktion der Durchfederung des Fahrgestells ist, bis dessen Feder völlig zusammengedrückt ist. Um diese lotrechten Kräfte nachzuahmen, wird die Ausgangsspannung des Verstärkers U-701, die ein Maßstab für die lotrechte Kraft ist, an die Wicklung eines Potentiometers R-706 angelegt, dessen Arm durch den Stellmotor für die Flughöhe eingestellt wird. Nimmt man an, daß der Federweg des Fahrgestells 60 cm beträgt, so stellt derjenige Abschnitt des Potentiometers R-706, der die Höhe zwischen 60 cm und Null darstellt, eine Widerstandswicklung dar, und alle Teile der Wicklung, die größere Höhenunterschiede als 60 cm darstellen, sind geerdet. Nimmt die Höhe des nachzuahmenden Fluges ab, so verstellt der Höhenstellmotor M-302 den Arm des Potentiometers R-706 mit Bezug auf Fig. 7 abwärts und greift eine Spannung ab, die sich in dem Maße erhöht, in dem das Fahrgestell des nachgeahmten Flugzeugs durchfedert. Diese Spannung wird über eine Klemme 701 dem Addierverstärker U-205 für die senkrechten Kräfte zugeführt.If the aircraft lands without banking, then when it touches the ground no banking moments, but the ground only has an effect on the aircraft a perpendicular force counteracting the weight, which is a function for so long the suspension of the chassis is until its spring is completely compressed is. To mimic these perpendicular forces, the amplifier output voltage U-701, which is a measure of the perpendicular force, to the winding of a potentiometer R-706 put on, the arm of which is adjusted by the servomotor for the flight altitude. If one assumes that the suspension travel of the chassis is 60 cm, then the Section of the potentiometer R-706, which represents the height between 60 cm and zero, represents a resistance winding, and all parts of the winding, the greater height differences as 60 cm are grounded. If the altitude of the flight to be imitated decreases, so the height adjustment motor M-302 adjusts the arm of the potentiometer R-706 with reference to Fig. 7 downwards and picks up a voltage which increases as the amount in which the undercarriage of the imitated aircraft deflects. This tension will fed via a terminal 701 to the adding amplifier U-205 for the vertical forces.

Viele Flugzeuge sind mit einem Bugrad ausgerüstet, das sich verschwenken läßt, um dadurch das Flugzeug beim Rollen auf dem Flugfeld steuern zu können. Dieses Bugrad stützt den Bug des Flugzeugs ab, während dieses langsam rollt oder stillsteht. Wenn das Flugzeug eine entsprechende Querneigung hat und dadurch ein erheblicher Anteil des Flugzeuggewichts auf dem Bugrad ruht, dann wird durch die Verschwenkung des Bugrades dem Flugzeug ein Drehmoment erteilt. Stützt sich nun ein hinreichend starkes Gewicht auf das Bugrad, dann muß das Flugzeug dem Bugrad folgen, und die Drehgeschwindigkeit r ist dann dem Einschlagwinkel 8NW des Bugrades verhältnisgleich. Um diesen Zustand nachzuahmen, wird eine der Flugzeuggeschwindigkeit Vx verhältnisgleiche Spannung in der aus Fig. 3 ersichtlichen Weise abgeleitet und an die Klemme 305 angelegt, um die Wicklung eines Potentiometers R-708 zu erregen, dessen Arm seine Einstellung durch den Flugschüler erfährt, wenn dieser die Lenkung für das Bugrad betätigt. Die Spannung V-Z-VW wird dem Addierverstärker U-708 zugeführt. Im entgegengesetzten Sinn wirkt auf den Verstärker U-708 über die Klemme 712 eine Spannung, die der Drehgeschwindigkeit r entspricht und gemäß Fig. 6 abgeleitet wird. Der Unterschied zwischen diesen Spannungen wird dem Verstärker U-614 (Fig. 6) zugeführt, der die Ausschermomente errechnet. Dadurch wird zwangsweise die Gbereinstimmung der errechneten Drehgeschwindigkeit mit der durch den Lenkeinschlag des Bugrades bewirkten Drehgeschwindigkeit herbeigeführt. Wie Fig.7 zeigt, wird die Spannungsdifferenz über den Kontakt »a« des Relais K-NWD und den Kontakt 7,f des Schalters S- WW angelegt. Die Erregung des Relais K-NWD erfolgt, wenn das nachgeahmte Flugzeug weit genug nach vorn geneigt ist, um das Bugrad schlupffrei auf den Boden zu drücken.Many aircraft are equipped with a nose wheel that can be swiveled in order to be able to control the aircraft while taxiing on the airfield. This nose wheel supports the nose of the aircraft while it rolls slowly or stands still. If the aircraft has a corresponding transverse inclination and as a result a considerable proportion of the aircraft's weight rests on the nose wheel, then the aircraft is given a torque by pivoting the nose wheel. If a sufficiently strong weight is now supported on the nose wheel, then the aircraft must follow the nose wheel, and the rotational speed r is then proportional to the steering angle 8NW of the nose wheel. To mimic this condition, a voltage equivalent to the aircraft speed Vx is derived in the manner shown in FIG. 3 and applied to terminal 305 to energize the winding of a potentiometer R-708, the arm of which is adjusted by the trainee pilot when the latter the steering for the nose wheel operated. The voltage VZ-VW is fed to the adding amplifier U-708. In the opposite sense, a voltage acts on the amplifier U-708 via the terminal 712, which voltage corresponds to the rotational speed r and is derived according to FIG. The difference between these voltages is fed to the amplifier U-614 (Fig. 6), which calculates the deflection torques. As a result, the calculated speed of rotation is forced to match the speed of rotation brought about by the steering angle of the nose wheel. As shown in FIG. 7, the voltage difference is applied across contact "a" of relay K-NWD and contact 7, f of switch S- WW. The relay K-NWD is energized when the simulated aircraft is leaned forward far enough to press the nose wheel onto the ground without slipping.

Wenn das nachgeahmte Flugzeug auf dem Boden gewendet wird, wirkt seitlich auf das Flugzeug eine Zentripetalkraft ein, die dem Quadrat der Geschwindigkeit des Flugzeugs, multipliziert mit dem Lenkeinschlag des Bugrades, verhältnisgleich ist. Um auch diese Seitenkraft nachzuahmen, wird eine Spannung erzeugt und in den die seitlichen Kräfte ermittelnden Addierverstärker U-204 eingeführt (Fig. 2). Eine dem Quadrat der Fluggeschwindigkeit proportionale Spannung wird in der aus Fig. 3 ersichtlichen Weise abgeleitet und an die Klemme 709 angelegt, um die Wicklung des Potentiometers R-709 zu erregen. Der Arm dieses Potentiometers wird durch den Flugschüler bei Betätigung der Lenkung für das Bugrad eingestellt. Die Spannung @x@ö@y wird über den Kontakt »b« des Relais K NWD, den Kontakt 7d des Schalters S- WW und die Klemme 711 an den die Seitenkräfte addierenden Verstärker U-204 der Fig. 2 angelegt. Die seitlichen Kräfte und das durch die. Bugradablenkung bewirkte Drehmoment kommen natrlich nur dann zur Wirkung, wenn das Flugzeug genügend stark nach vorn geneigt ist. Das Relais K-NWD wird daher durch eine Spannung erregt, die sich mit dem Querneigungswinkel ändert. Zu diesem Zweck ist das Relais an den Arm eines Potentiometers R-710 angeschlossen, wobei dieser Arm durch den Stellmotor M-602 in Abhängigkeit von dem Querneigungswinkel eingestellt wird. Wie nun Fig. 7 schematisch zeigt, ist die Wicklung des Potentiometers R-710 an ihrem geerdeten Ende kurzgeschlossen. Dieses Ende stellt alle aufwärts gerichteten Querneigungen des Flugzeugs dar, bei denen das Bugrad nicht zur Bodenberührung gelangt. Kippt das Flugzeug aber vorwärts mit dem Bug nach unten, so wird der Potentiometerarm durch den Stellmotor M-602 mit Bezug auf Fig. 7 aufwärts verstellt. In der Zeichnung ist der Potentiometerarm in der Lage dargestellt, die er gerade dann erreicht, wenn das Bugrad den Boden berührt. Beim weiteren Vorwärtskippen des Flugzeugs wird der Arm auf dem unteren Widerstandsabschnitt 713 der Wicklung des Potentiometers R-710 aufwärts verstellt und legt daher eine zunehmende Spannung an die Wicklung des Relais K-NWD. Erreicht die Querneigung eine Größe, bei der das Bugrad genügend stark mit dem Gewicht des Flugzeugs belastet ist, dann ist die Spannung am Potentiometer R-710 auf die zur i Erregung des Relais K-NWD erforderliche Größe gewachsen, so daß nunmehr die Spannungen für die Bugradkräfte wirksam werden. Die Spannung des Armes des Potentiometers R-710 ist der Kraft verhältnisgleich, die zwischen dem Bugrad und dem Boden auftritt. Sie ist daher dem Querneigungsmoment verhältnisgleich, das auf das Flugzeug durch die auf dasBugrad wirkende lotrechte Kraft ausgeübt wird. Diese Spannung wird der die Querneigungsmomente ermittelnden Schaltung über den Kontakt 7g des Relais S- WW dem Verstärker U-703 zugeführt. Die Spannung wächst ungefähr linear mit der Aufwärtsverstellung des Armes auf dem Abschnitt 713 der Wicklung des Potentiometers R-710 und ahmt die Zunahme des Querneigungsmoments bei wachsender Durchfederung des Bugrades nach, die beim Vorwärtskippen des Flugzeugs eintritt. Erreicht der Querneigungswinkel die Größe, bei der durch weiteres Vorwärtskippen das Bugrad schwerer belastet wird und die Federung des Hauptfahrgestells zu entlasten beginnt, dann läuft der Arm des Potentiometers R-713 auf den Abschnitt 714 der Wicklung auf und legt dadurch eine schneller wachsende Spannung an die Schaltung an, welche die Querneigungsmomente ermittelt. Bei Erreichen eines Querneigungswinkels, bei dem die Bugradfederung völlig durchgefedert ist, gelangt der Arm des Potentiometers R 710 auf den oberen, kurzgeschlossenen Abschnitt der Wicklung und legt an die die Querneigungsmomente errechnende Schaltung die größte Spannung an, die das stärkste durch das Bugrad erzeugte Qusmeigungsmoment darstellt.When the simulated aircraft is turned on the ground, a centripetal force acts laterally on the aircraft, which is proportional to the square of the speed of the aircraft multiplied by the steering angle of the nose wheel. In order to also imitate this lateral force, a voltage is generated and introduced into the adding amplifier U-204, which determines the lateral forces (Fig. 2). A voltage proportional to the square of the airspeed is derived as shown in FIG. 3 and applied to terminal 709 to energize the winding of potentiometer R-709. The arm of this potentiometer is adjusted by the trainee pilot when the steering for the nose wheel is operated. The voltage @ x @ ö @ y is applied via the contact “b” of the relay K NWD, the contact 7d of the switch S-WW and the terminal 711 to the amplifier U-204 of FIG. 2, which adds the side forces. The lateral forces and that through the. The torque caused by the nose wheel deflection is of course only effective when the aircraft is tilted forward sufficiently. The relay K-NWD is therefore energized by a voltage that changes with the bank angle. For this purpose the relay is connected to the arm of a potentiometer R-710, this arm being adjusted by the servomotor M-602 as a function of the bank angle. As FIG. 7 now shows schematically, the winding of the potentiometer R-710 is short-circuited at its grounded end. This end represents all upward bank angles of the aircraft where the nose wheel does not touch the ground. However, if the aircraft tips forward with the bow down, the potentiometer arm is adjusted upwards by the servomotor M-602 with reference to FIG. In the drawing, the potentiometer arm is shown in the position it reaches when the nose wheel touches the ground. As the aircraft tilts forward further, the arm on the lower resistor section 713 of the winding of the potentiometer R-710 is moved upwards and therefore applies an increasing voltage to the winding of the relay K-NWD. If the transverse inclination reaches a size at which the nose wheel is sufficiently heavily loaded with the weight of the aircraft, then the voltage on the potentiometer R-710 has grown to the size required to excite the relay K-NWD, so that the voltages for the Nose wheel forces become effective. The tension of the arm of the potentiometer R-710 is proportional to the force that occurs between the nose wheel and the ground. It is therefore proportional to the roll moment exerted on the aircraft by the perpendicular force on the bow wheel. This voltage is fed to the circuit determining the transverse inclination moments via the contact 7g of the relay S- WW to the amplifier U-703. The tension increases approximately linearly with the upward movement of the arm on section 713 of the winding of the potentiometer R-710 and mimics the increase in bank torque with increasing deflection of the nose wheel that occurs when the aircraft tilts forward. If the bank angle reaches the size at which the nose wheel is more heavily loaded by further tilting forward and the suspension of the main chassis begins to relieve, then the arm of the potentiometer R-713 runs onto the section 714 of the winding and thus applies a faster growing voltage to the Circuit that determines the bank angle. When a bank angle is reached at which the nose wheel suspension is fully sprung, the arm of the potentiometer R 710 reaches the upper, short-circuited section of the winding and applies the greatest voltage to the circuit that calculates the bank torque, which represents the strongest torque generated by the nose wheel .

Wenn das Flugzeug auf dem Flugfeld wendet, sucht die Zentrifugalkraft das Flugzeug in der gleichen Weise nach außen zu neigen, wie es bei einem eine Kurve durchfahrenden Kraftfahrzeuges der Fall ist. Das Querneigungsmoment ist dabei der Fliehkraft mvr verhältnisgleich, wobei m die Masse des Flugzeugs, V dessen Geschwindigkeit und r die Winkelgeschwindigkeit bedeutet. Um auch diese Erscheinung nachzuahmen, wird an die Klemme 715 eine Spannung angelegt, die dem Querneigungsmoment mv, entspricht. Abgeleitet wird diese Spannung dadurch, daß eine der Winkelgeschwindigkeit r entsprechende Spannung vom Ausgang des Integriergeräts I-605 (Fig. 6) aus über die Klemme 712 an die Wicklung eines Potentiometers R-320 angelegt wird (vgl. Fig. 3). Der Arm dieses Potentiometers erfährt seine Einstellung durch den V"-Stellmotor M-306. Die Spannung rVx wird über eine Klemme 316 an ein Potentiometer R-224 (Fig.2) angelegt, das entsprechend der Masse des Flugzeuges eingestellt ist. Die vom Arm dieses Potentiometers abgegriffene Spannung wird an die Klemme 715 angelegt.When the aircraft turns on the airfield, the centrifugal force seeks to tilt the aircraft outward in the same way as it does when a motor vehicle is turning. The moment of bank angle is proportional to the centrifugal force mvr, where m is the mass of the aircraft, V is its speed and r is the angular speed. In order to also imitate this phenomenon, a voltage is applied to terminal 715 which corresponds to the bank angle mv. This voltage is derived by applying a voltage corresponding to the angular velocity r from the output of the integrator I-605 (Fig. 6) via terminal 712 to the winding of a potentiometer R-320 (cf. Fig. 3). The arm of this potentiometer is set by the V "servomotor M-306. The voltage rVx is applied via a terminal 316 to a potentiometer R-224 (Fig. 2), which is set according to the mass of the aircraft. The arm The voltage picked up by this potentiometer is applied to terminal 715.

Die Spannung, welche die Vorwärtsgeschwindigkeit Vx darstellt, wird auch über eine Klemme 305 und einen Verstärker an die Wicklung des Relais K-FS angelegt. Ferner wird eine gleichbleibende, dem Netz entnommene Spannung über die Klemme 200, den Kontakt »a« des Relais K-FS und den Kontakt 7h des Schalters S-WW der Eingangsseite des Verstärkers U-20$ zugeführt. Diese Spannung, die eine statische Reibung darstellt, wird stets angelegt, wenn sich das Flugzeug im Stillstand auf dem Erdboden oder der Startbahn befindet. Sobald das Flugzeug aber mit einer positiven Geschwindigkeit vorwärts rollt, öffnet das Relais K-FS seinen Kontakt »a« und schaltet eine die statische Reibung darstellende Spannung ab.The voltage representing the forward speed Vx is also applied to the winding of the relay K-FS via a terminal 305 and an amplifier. Furthermore, a constant voltage taken from the mains is fed to the input side of the amplifier U-20 $ via terminal 200, contact "a" of relay K-FS and contact 7h of switch S-WW. This tension, which represents static friction, is always applied when the aircraft is stationary on the ground or on the runway. As soon as the aircraft rolls forward at a positive speed, the relay K-FS opens its contact "a" and switches off a voltage that represents the static friction.

Die Erfindung ist im wesentlichen auf die Anwendung für Flugzeuge mit festen Flügeln erläutert worden, doch ist sie auch auf Schulungsgeräte für Hubschrauber anwendbar sowie auf Schulungsgeräte, die sowohl als Hubschrauber als auch als gewöhnliche Flugzeuge betrieben werden können. Bei Schulungsgeräten für Flugzeuge mit Drehflügeln müssen jedoch der Abtriftwinkel, der Anstellwinkel und die aerodynamischen Kräfte und Momente durch eine andere Ausgestaltung der Rechenschaltung (Fig. 5 und 6) ermittelt werden.The invention is essentially applicable to aircraft has been explained with fixed wings, but it is also applicable to training equipment for helicopters applicable as well as to training equipment, both as helicopters and ordinary Aircraft can be operated. For training devices for aircraft with rotary wings however, the drift angle, the angle of attack and the aerodynamic forces and moments through a different design the computing circuit (Fig. 5 and 6) can be determined.

Claims

PATENT CLAIMS: 1. Aviator training device to simulate the action of the wind on the aerodynamic behavior of aircraft when taxiing to and from the take-off area, during take-off and landing, during the intermediate flight and during the flight, with an electronic computing device the aerodynamic effects in control voltages converts and compares it with the pilot's rudder responses, thereby characterized in that the arithmetic unit derives electrical voltages which correspond to the speeds of the imitated aircraft correspond in a reference coordinate system, these Tensions during the imitation of taxiing, take-off, landing, intermediate flight and flight maneuvers can be compared with further tensions, the wind speed in this Coordinate system correspond, and that from these two stresses a resultant Voltage is derived, which is the airspeed relative to the surrounding air is equivalent to.

2. Aviation training device according to claim 1, characterized in that the coordinate system consists of axes that are fixed in space and perpendicular to one another.

3. Aviation training device according to claim 1 and 2, characterized by a dynamic pressure computing circuit, which responds to a function of the resulting voltage and a calculation variable that corresponds to the dynamic pressure of the simulated flight.

4. Aviation training device according to claims 1 to 3, characterized in that one is the acceleration in the axial direction calculating circuit responds to input voltages that represent a measure of the forces that the mimicked aircraft have a progressive Seek to impart movement, and output voltages generated that provide a measure of the acceleration of the imitated aircraft, and the ground speed calculating circuit including an integrating device on the output voltages responds and voltages according to the measured ground speeds of the imitated aircraft forms that further switching means are provided to the to change the resulting stress and thereby a stress representing the dynamic pressure to form that this dynamic pressure voltage a computing circuit to determine the aerodynamic Forces and moments controls through which tensions according to those acting on the aircraft Acceleration forces are formed, and that switching means these acceleration force voltages feed a computing circuit to determine the axial acceleration.

5. Aviation training device according to claim 4, characterized in that the arithmetic circuit, which the axial Acceleration is determined, influenced by tensions, the thrust, the aerodynamic Represent forces, the wind and the forces generated by contact with the ground.

6. Aviation training device according to claims 1 to 5, characterized by a first computing device for deriving a voltage corresponding to the drift angle of the mimicked aircraft, the caused by aerodynamic influences, furthermore by a second computing device for deriving a second voltage, which is generated by the mimicked wind Corresponds to the drift angle of the aircraft, and finally characterized by means, which combine the two voltages to form an output voltage, which corresponds to the actual drift angle of the imitated aircraft.

7. Aviation training device according to claims 1 to 6, characterized by a first computing device which derives a voltage which is proportional to the angle of attack which is caused by aerodynamic influences, and characterized by a second computing device which derives a second voltage corresponding to that angle of attack, which is caused by the simulated wind, and finally characterized by means for combining the two voltages and for forming an output voltage which corresponds to the actual angle of attack of the simulated aircraft. B. aviation training device according to claim 6, characterized in that the first arithmetic unit contains the following switching means: means for deriving a voltage which corresponds to the angular velocity of the longitudinal axis of the flight path of the simulated flight; Means for deriving a voltage corresponding to the angular velocity of the longitudinal axis of the mock aircraft itself; Means which combine and integrate these voltages in order to form a first voltage corresponding to the drift angle of the aircraft, which is caused by aerodynamic influences and is measured in relation to the stationary air mass; further characterized in that the second computing device includes the following switching means: means for deriving a second voltage which is proportional to the speed of the mimicked wind perpendicular to the direction of flight; Means for deriving a third voltage which is proportional to the speed of the aircraft relative to the still air in a direction parallel to the flight path of the mimicked aircraft; and finally means responsive to the second and third voltages for deriving a second drift angle voltage corresponding to that of wind conditional drift angle of the imitated aircraft is proportional. 9. Aviation training device according to claim 7, characterized by the following switching means of the first arithmetic unit: means for deriving voltages which are proportional to the angular velocity of the aircraft about the transverse axis and the rate of change of the flight path inclination angle; Means for combining and integrating these voltages in order to form a first angle of attack voltage which corresponds to the angle of attack of the simulated aircraft caused by aerodynamic influences, based on the stationary air mass; and further characterized in that the second computing circuit comprises: means for deriving a second voltage corresponding to the speed of the simulated wind measured perpendicular to the direction of the flight path of the simulated flight; Means for deriving a third voltage corresponding to the speed of the aircraft in a direction parallel to the flight path; and finally means responsive to the second voltage and the third voltage for deriving a second angle of attack voltage corresponding to the wind-induced angle of attack of the mimicked Aircraft corresponds. 10. Aviation training device according to claim 4 with a simulated aircraft control and a computing device, characterized in that the computing device derives voltages which correspond to the aerodynamic influences acting on the simulated aircraft, and that the switching means calculating the axial acceleration respond to these voltages. 11. Aviation training device according to claim 10, characterized by switching means which exert an influence on the voltages corresponding to the aerodynamic influences as a function of the Mach number of the speed of the simulated flight. 12. Aviation training device according to claim 1, characterized in that the computing device additionally contains the following switching means: switching means for deriving voltages which correspond to yaw moments and the angular velocity about the vertical axis of the simulated aircraft; Means for deriving a voltage corresponding to the forward airspeed of the simulated aircraft; a potentiometer circuit connected to a trainee pilot operated rotary control that varies the speed voltage to provide a second voltage; Switching means which combine this second voltage and the voltage representing the angular velocity about the vertical axis in opposite directions to form a third voltage which is a measure of the difference in the combined voltages; and a circuit which feeds the third voltage to the arithmetic circuit for the yaw moments and allows this third voltage to become zero, whereby the voltage indicating the angular velocity about the vertical axis is forcibly used as a measure for the adjustment of the mimicked rotation control. 13. Aviation training device according to claim 12, characterized in that the circuit which feeds the third voltage to the computing circuit for the yaw moments contains switching means which respond to the altitude of the simulated aircraft and only cause the third voltage to be fed to the computing circuit when the The altitude of the simulated flight falls below a certain limit. 14. Aviator training device according to claim 12, characterized in that the third voltage of the computing circuit supplying circuit contains switching means which respond to the flight altitude and the pitch angle of the aircraft, wherein the control effecting the rotation of the aircraft is the steering device for a nose wheel . 15. Aviation training device according to claim 1, characterized by further arithmetic circuits which calculate the transverse inclination and are controlled by voltages which correspond to the influences causing a transverse inclination of the imitated aircraft, and further characterized by switching means for deriving a further voltage which is the product of the mass and corresponds to the speed and the angular speed of the aircraft about the longitudinal axis, and finally by a switching means which is responsive to the altitude of the simulated flight and which supplies the further voltage to the switching means which calculate the bank angle. 16. Aviation training device according to claim 1, further characterized by the following switching means: switching means for deriving a first voltage which represents a scale for the force acting on the simulated aircraft in the vertical direction; bank angle calculating switching means for varying this voltage in dependence on the bank angle of the simulated aircraft; and switching means (S-WW) which are responsive to the flight altitude of the simulated flight and which are switchable so that they apply the modified voltage to the switching means calculating the bank angle as soon as the lowest flight altitude is reached, in such a way that thereby the bank angle calculating Switching means are forcibly transferred to a state which occurs when the bank angle amounts to zero. 17. Aviation training device according to claim 1 or 2, characterized in that a course recorder is connected to the switching means calculating the airspeed and records the course of the imitated aircraft. 18. Aviation training device according to claim 2, characterized in that the switching means for combining the voltages into a resulting voltage contains the following devices: means for deriving a first voltage which is proportional to the square of the simulated airspeed with respect to the reference axes; Means for deriving a second voltage which is proportional to the square of the mimicked wind speed; Means for deriving a third voltage which is proportional to the product of the airspeed, the wind speed and the cosine of the angle between the aircraft and the wind speeds; Adding means which combine the first, second and third voltages and a servo motor which is responsive to the output voltage of the adding means and which is equipped with a squaring feedback so that its position is a measure of the airspeed of the simulated flight. 19. Aviation training device according to claims 1 to 14, characterized by the combination of the following switching means: switching means for deriving a first voltage which corresponds to the force acting in the vertical direction on the simulated aircraft; an arithmetic unit which changes this voltage as a function of the bank angle of the simulated aircraft and calculates the bank angle, and contains adding means for combining the voltages which correspond to the bank moments acting on the simulated aircraft, and a servomotor for the bank angle, the output shaft of which is in proportion to the bank angle is adjusted; a potentiometer, the winding of which is excited according to the first voltage, has a sliding contact that can be adjusted by the servomotor, the winding of which represents a resistor connected between two lines whose potentials of opposite signs correspond to the magnitude of the first-mentioned voltage, and a switching means that responds to the flight altitude , which comes into action when the simulated aircraft reaches the lowest possible altitude and then applies the voltage of the potentiometer sliding contact to the adder circuit. 20. Aviation training device according to claims 1 to 14, characterized by the following further switching means: switching means for deriving a first voltage which is proportional to the force acting on the imitated aircraft in the vertical direction; Switching means calculating the flight altitude, which change the first voltage depending on the altitude of the simulated flight and have adding means which combine the voltages that correspond to the forces acting on the simulated aircraft in the vertical direction, and contain a servomotor whose output shaft is each in a the position corresponding to the simulated flight altitude is running; a potentiometer which is excited by the first voltage and which can be adjusted by the servomotor and which supplies an output voltage which is proportional to the force which tries to compress the undercarriage of the imitated aircraft, and a switching means which is responsive to the altitude and which responds when the lowest possible altitude is reached and then applies the output voltage to the adder circuit. 21. Aviation training device according to claims 1 to 14, characterized by the combination of the following switching means: switching means for combining voltages which are proportional to the lateral acceleration of the simulated aircraft; Switching means for deriving a first voltage which is proportional to the square of the longitudinal velocity of the mimicked aircraft; Switching means which are adjustable by the controls of the training device and which modify the first voltage in such a way that a second voltage is created which is proportional to the centripetal force of the imitated aircraft, and switching means responsive to the flight altitude which, when the lowest possible flight altitude occurs, the second voltage to the Apply the first mentioned switching means. 22. Aviator training device according to claims 1 to 14, characterized by the combination of the following switching means: arithmetic switching means for combining tensions which correspond to the pitch moments of the simulated aircraft; a potentiometer for deriving a first voltage corresponding to the pitch angle of the mock aircraft; and switching means which come into operation when the lowest possible flight altitude is reached and apply the first voltage to the computing switching means. 23. Aviation training device according to claim 22, characterized in that the potentiometer consists of three parts, namely a first part which is adjusted when the pitch angles exceed a certain reference value in the simulated flight, in order to derive a voltage which reflects the state in which no pitch torque is present, while the second part is adjustable in a first range of pitch angles below the reference value in order to derive an increasing pitch torque in the form of stresses which occur with increasing downward pitch angles, and the third part in a second range of Pitch angles is adjustable, which is below the reference value in order to derive a constant pitch moment stress. 24. Aviation training device according to claims 1 to 14, characterized by a switching device which derives a voltage corresponding to the decelerating forces acting on the imitated aircraft and for this purpose contains the following switching means: Switching means for deriving a first voltage that is applied to the imitated aircraft corresponds to a force acting in the vertical direction, switching means for changing this first voltage as a function of the action of a circuit mimicking the brake control in order to form a voltage reproducing the braking force in this way, and a switching means responsive to the flight altitude of the imitated aircraft, which the braking force circuit when reaching an arbitrarily selected altitude. 25. Aviation training device according to claim 24, characterized by the following further switching means: switching means for deriving a voltage which mimics a slip of the landing gear on the ground and corresponds to the first voltage, and switching means for comparing this first voltage and the braking force voltage and for disconnecting the braking force circuit of the switching means responsive to the flight altitude and for connecting the slip voltage to this switching means when a certain relationship between the first voltage and the braking force voltage is reached. 26. Aviator training device according to claim 24, characterized in that the braking voltage is switched off by a relay which is responsive to the bank angle of the simulated aircraft. 27. Aviation training device according to claims 1 to 23, characterized by the combination of the following switching means: switching means for forming a first voltage, which is proportional to the forces acting on the imitated aircraft in the vertical direction, and switching means, which are provided by the controls provided in the training device for the right brake and the left brake are switchable and change this first voltage in such a way that voltages result which reflect the left braking force and the right braking force. 28. Aviation training device according to claim 27, characterized by switching means for combining the tensions which are proportional to the forces acting on the imitated aircraft in the longitudinal direction, by switching means for combining the tensions representing the force of the left brake and the force of the right brake, to a Derive total braking voltage, and finally by switching means (S- WW), which can be switched so that they apply the voltage corresponding to the total braking force to the switching means to summarize as soon as the altitude of the mimicked flight reaches a minimum. 29. Aviation training device according to claim 27, characterized by switching means for combining the tensions which are proportional to the yaw moments in the simulated flight, by switching means for deriving a differential braking force voltage which is proportionate to the difference between the braking forces of the left brake and the right brake, and by switching means, which are switchable so that they apply the differential braking force voltage to the first-mentioned switching means for combining when the flight altitude reaches a minimum. 30. Aviation training device according to claim 27, characterized by switching means for deriving voltages, which depend on the size of the first voltage and reflect the slip forces of the right wheel and the left wheel, by two comparison switching means, each on one of the braking force voltages and on the first Respond voltage and are switchable so that they operate a switch when a certain relationship between the braking force voltage and the first voltage is reached, the two switches switch off the respective braking force voltage when responding and apply the slip force voltage. 31. Aviation training device according to claim 30, characterized by arithmetic switching means for combining the tensions which are proportional to the forces acting in the longitudinal direction on the simulated aircraft; by adding switching means that respond to the two switches to combine the voltages applied by these switches, and by auxiliary switches that respond to the flight altitude and that apply the output voltage supplied by the adding switching means to the arithmetic circuitry when a certain minimum flight altitude is reached. 32. Aviator training device according to claim 30, characterized by arithmetic switching means for combining voltages which are proportional to the yaw moments of the imitated aircraft; furthermore by adding switching means which respond to the switches and form an output voltage which corresponds to the difference in the voltages applied to the switches, and finally by a second switching means which is responsive to the flight altitude and which responds when a selected minimum flight altitude is reached and the output voltage supplied by the adding switching means applied to the computing switching means. 33. Aviator training device according to claims 1 to 23, characterized by the combination of the following switching means: a switching means for deriving a first voltage which is proportional to the forces acting on the simulated aircraft in the vertical direction; Switching means which can be controlled by the brake controls arranged in the training device for the right wheel and for the left wheel and which modify the first voltage in such a way that voltages are derived which reflect the right braking force and the left braking force; a potential circuit to which the left braking force voltage is applied through a first switch and the right braking force voltage is applied through a second switch; Switching means which respond to the bank angle in the simulated flight and which are connected to the first and the second switch, wherein the first switch responds to a bank angle to the left and then switches off the right braking force voltage, but increases the left braking force voltage, and the second switch responds when there is a transverse inclination to the right and then switches off the left braking force voltage and increases the right braking force voltage. 34. Aviation training device according to claim 33, characterized by arithmetic switching means for combining the voltages which correspond to the forces acting on the simulated aircraft in its longitudinal direction, the potential circuit containing switching means, and providing an output voltage which corresponds to the sum of the voltages generated by the first Switch and the second switch are applied to the potential circuit, and finally characterized by a third switch responsive to the flight altitude, which is switched when the flight altitude reaches a selected minimum limit, and then applies the output voltage to the first-mentioned computing switching means. 35. Aviator training device according to claim 33, characterized by arithmetic switching means for combining voltages which correspond to the yaw moments occurring in the mimicked flight, the potential circuit containing switching means which provide an output voltage that is proportional to the difference between the voltages and which is generated by the first switch and by the second Switch are applied to the potential circuit, and by a third switch responsive to the flight altitude, which is switched over when the flight altitude reaches a selected minimum limit, and thereby applies the output voltage to the computing switching means. References considered: U.S. Patent No. 2,401,779; Massachusetts Institute of Technology's Radiation Laboratory Series, Vol. 20 and 21, edited by McGraw-Hill Verlag, New York, 1948 and 1949; "Elektronic Analog Computers" by Korn and Korn, published by MeGraw-Hill Verlag, New York, 1952. Older patents considered: German Patents No. 963 491, 1015 697, 1 021 726.