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Flugregelanlage für Kunstflugmanöver Die Erfindung bezieht sich auf
eine Flugregelanlage, deren Bezugswertvorrichtung die bei Kunstflugmanövem auftretenden
Stabilisierungsschwierigkeiten von Dreiachsensteuersystemen beheben soll.
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Es ist bereits eine Bezugswertvorrichtung für ein Dreiachsensteuersystem
bekannt, deren gemeinsamer Schwenkrahmen um eine zu einer ersten waagerechten Steuerachse
des Flugzeugs parallelverlaufenden Achse drehbar gelagert ist und zwei freie Kreisel
aufweist, die mit zueinander senkrecht verlaufenden Impulsachsen auf dem Rahmen
angeordnet sind, wobei die Impulsachse des Richtungskreisels waagerecht verläuft
und seine Drehachse sich parallel zu einer anderen Steuerachse bewegt, die im Schwenkrahmen
zwischengelagert ist.
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Ausgehend von dieser bekannten Vorrichtung, bei der die Impulsachsen
der beiden Kreisel horizontal liegen, kennzeichnet sich die Flugregelanlage erfindungsgemäß
dadurch, daß der zweite Kreisel sowohl zur Steuerung der Querneigung als auch der
Längsneigung des Flugzeugs dient und eine senkrechte Impulsachse aufweist, so daß
bei allen Lagen des Flugzeugs keine übereinstimmung der Impulsachsen der beiden
Kreisel eintreten kann, und daß automatische Vorrichtungen vorgesehen sind, die
den gemeinisamen Schwenkrahmen und das Zwischenlager des Richtungskreisels zwingen,
die vorgeschriebenen Winkelausrichtungen unter der Steuerung der Kreisel beizubehalten.
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Während also bei der erfindungsgemäß ausgebildeten Flugregelanlage
der zweite Kreisel sowohl die Drehbewegung um die Längsachse (Quemeigung) als auch
die Drehbewegung um die Querachse (Längsneigung) regelt und eine senkrechte Impulsachse
aufweist, kann der zweite Kreisel der bekannten Anlage nur zur Steuerung der Querneigung
(Rollbewegung) des Flugzeugs herangezogen werden, wobei seine Impulsachse horizontal
liegt.
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Durch die vertikale Lage der Impulsachse des zweiten Kreisels bei
der Bezugswertvorrichtung der Flugregelanlage kann die Impulsachse des zweiten Kreisels
und die Impulsachse des Richtungskreisels während keiner Flugfigur des Flugzeugs
eine gleiche Richtung einnehmen; der Richtungskreisel kann daher frei um seine vertikale
Aufhängung laufen. Wäre bei der bekannten Vorrichtung auch eine Wanderung des Richtungskreisels
möglich, würden bald die Achsen der beiden horizontalen Kreisel miteinander und
mit der Querachse des Flugzeugs parallel liegen und ihre Stabilität in Richtung
der Querachse verlieren und dadurch eine Taumelbewegung um die Querachse hervorrufen.
Um diese Taumelbewegungen zu verhüten, ist ein azimutaler Aufrichtemotor vorgesehen,
der dem Richtungskreisel eine feste Richtung in bezug auf den Rahmen und die vertikale
(azimutale) Achse gibt.
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Ein Ausführungsbeispiel der Bezugswertzentrale der Flugregelanlage
ist in der Zeichnung dargestellt, wobei F i g. 1 und 2 das Schaltbild in
prinzipieller Anordnung zeigen.
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Die automatische Flugzeugsteuerung (Flugregelanlage) sieht drei Steuerpfade
vor, die für das SeitenruderR, die QuerruderA und das Höhenrader E bestimmt
sind.
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Im Steuerpfad des SeitenrudersR wird über eine Leitung 1R von Schaltelementen
ein Wechselspannungssteuersignal mit umsteuerbarer Phasenlage und veränderlicher
Amplitude zu einem phasenempfindliehen Verstärker 2 und von dort zu einem zweiphasig
ausgebildeten umsteuerbaren Stelknotor 3
übertragen. Der Motor 3 treibt
über ein Zahnraduntersetzungsgetriebe 4 und eine elektromagnetische Kupplung
5, die mit Hilfe einer Erregerspule 22 IR eingerückt werden kann, das SeitenruderR.
Das Seitenruder R kann aber auch unmittelbar vom Piloten mit Hilfe der Pedale 202,
die über ein entsprechendes Gestänge einwirken, bedient werden.
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- Ein der Lage entsprechendes und ein der Verstellgeschwindigkeit
entsprechendes Rückkopplungssignal wird der Steuerung von einem Induktionssignalgeber
7 bzw. von einem tachometrischen Generator 6 zugeführt, die durch
den Motor 3 hinter bzw. vor dem Untersetzungsgetriebe 4 angetrieben
werden.
Die zwei in dieser Weise erzielten Rückkopplungsspannungen, die der Verstellung
und der Drehgeschwindigkeit des Motors proportional sind, werden mit Hilfe eines
Potentiometers 8 abgegriffen und dem Eingang des Verstärkers2 als Gegenkopplung
zurückgeführt.
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Für diese Rückführung ist eine Schaltung vorgesehen, die das kombinierte
(Lage- und Geschwindigkeits-) Rückkopplungssignal bei vorübergehenden Störungen
ausstellt, unterdrückt. Bei Dauerstörungen, die beispeilsweise durch eine Verschiebung
der Ladung hervorgerufen werden und die Fluglage des Flugzeugs verändert, wird das
Rückkopplungssignal ausgeschaltet um eine automatische Nachstellung der Trimmlage
in bekannter Weise zu ermöglichen. Zu diesem Zweck enthält der Gegenkopplungspfad
in Reihe mit dem Potentiometer 8 ein zweites Potentionieter, das an den Ausgang
eines induktiven Signalgebers Z angeschlossen ist. Der Signalgeber Z wird von einem
Hilfsstellmotor X verstellt, der seine Speisung aus einem Verstärker V erhält, dem
einerseits das vom Potentiometer 8 kommende Rückkopplungssignal und andererseits
gegenphasig ein tachometrisches Signal zugeführt wird, das ein vom Motor X angetriebener
Generator Y liefert. Unter dem Einfluß des vom Potentiometer 8 kommenden
Rückkopplungssignals treibt der Hilfsmotor X den Generator Z an, um in den Rückführungspfad
des Seitenruder-Stellmotors 3 ein Signal einzuspeisen, das das Rückkopplungssignal
aufhebt. Bei der Einregelung des tachometrischen Hilfsgenerators Y arbeitet aber
der Hilfsmotor X nur mit einer gewissen Vmögerung und spricht nicht auf die vom
Fotentiometer 8 kommenden Änderungen an, wenn diese sich mit sehr großer
Schnelligkeit ändern. Auf diese Weise werden nur die bleibenden Rückkopplungssigaale
beseitigt.
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Der Gegenkopplungspfad, der an den Eingang des Verstärken 2 angeschlossen
ist, weist ferner noch ein Potentiometer P auf, das an den Ausgang eines induktiven
Signalgebers 10 angeschlossen ist. Der Rotordes Signalgebers 1,0 wird
durch einen Kreisel 9
gesteuert, der die Drehgeschwindigkeit mißt, wobei das
eingespeiste SigiW die Schwingungen des Flugzeugs um seine Hochachse dämpft.
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Der Verstärker 2 für die Seitenrudersteuerung empfängt ferner eine
Spannung von -einem Potentiometer, das an den Außgang eines SignalgebrrsD, angeschlossen
ist. Der Rotor des Signalgebers D,
wird nüt ein= die dynamieche Vertikale
feststellenden Detektor D, beispielsweise einem Pendel, gesteuert. Das erzeugte,
Signal hat die Aufgabe, bei einem Kurvenflug das Seitenruder zu betätigen, um die
dynamische Vertikale und die Vertikalachse des Flugzeugs zasammenfallen. zu lassen
und unabhängig von der Flugzeffleschwindigkrit einen einwandfreien Kurvenflug zu
ermöglichen.
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In den Stewrpfa&n der Querruder und des Höhenrudm ist die Anordnung
ähnlich aufgebaut, wobei zwei Xseisel 9' und 9" die Rollgeschwindigkeit
bzw. d* StampfZeschvvWigkeit messen.
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Der Steuerpfacl für daß Höhearuder enthält eine Steuenwg für eine
Ummruderfläche, die an das HÖhmru4tr mgelenkt ist. Die Trimmruderfläche wird ültbereine
t4ektromagneti&cbe Kupplung 5... und ein Untersetzuemttriebe 4...
von einem Stell-Motor X" egeuert. Der Stellwotor Y" wird, sofern ,eiu Kontakt
186 (F i g. 1) geschlossen ist, mit einem Verstärker 2"" gespeist,
der am Ausgang des Hauptverstärkers 2" für das Höhenruder angeschlossen ist.
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Die Querruder und das Höhenruder können auch unmittelbar über einen
Ruderknüppel 200 bedient werden.
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Die für den Bezugswert dienende Bezugskreiselzentrale A (F
i g. 1) besteht aus einem Vertikalkreisel 11 und einem Richtungskreisel
12. Die beiden Kreiselanordnungen sind in einem gemeinsamen Schwenkrahmen
13 gelagert, der in festen Lagern 19
um die Zapfen 87 schwenkbar
ist.
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Der mit Aufrichteeinrichtungen versehene Vertikalkreisel
11 dreht sich um eine vertikale Achse in einem Gehäuse 14, das bei
69 in einem horizontalen Rahmen 15 aufgehängt ist, wobei der Rahmen
15 in Lagern 32 im gemeinsamen Bezugsrahmen 13 ruht.
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Der Richtungskreisel 12 rotiert um eine horizontale Achse in einem
im Rahmen 17 schwenkbaren Gehäuse 16, wobei der Rahmen 17 bei
106 drehbar in einem zusätzlichen Rahmen 18 gelagert ist. Der Rahmen
18 ist in Zapfen 40 schwenkbar im gemeinsamen Bezugsrahmen 13 gelagert.
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Der gemeinsame Bezugsrahmen 13 kann gegenüber seinen Lagerungen
19 durch einen Motor 21 verschwenkt werden, der über ein Untersetzungsgetriebe
22 auf den Drehzapfen 87 einwirkt. Der Motor 21 treibt gleichzeitig drei
induktive Signalgeber 23, 24 und 25 an, die jeweils mit zwei rechtwinklig
zueinander angeordneten Sekundärwicklungen versehen sind. Der zwischen dem Rahmen
13
und der normalen Horizontalebene des Flugzeugs anliegende Winkel wird mit
einem induktiven Signalgeber 89 erfaßt, dessen erregter Rotor 88 mit
dem Drehzapfen 87 verbunden ist.
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Mit dem Querzapfen 32 des Vertikalkreisels 11 ist der
erregte Rotor 30 eines Drehfeldübertragers 31
verbunden, dessen mit
drei Wicklungen 33 versehener Stater mit dem Rahmen 13 fest verbunden
ist. Dieser Drehfeldgeber bildet den Signalgeber für zwei Drehfeldübertragungsvorrichtungen
mit Signalempfängern 36 bzw. 37. Der Stator 34 oder 35 dieser
Drehfeldnehmer steht mit seinen drei Wicklungrn Phase für Phase mit dem Stator des
Drehfeldgebers 33 in Verbindung. Der Stator 34 des Drehfeldnehmers
36 ist fest mit dem gemeinsamen Bezugs# rahmen 13 verbunden, während
der Rotor 38 fest mit dem Lagerzapfen 40 des äußeren vertikalen Rahmens
18 des Richtungskreisels in Verbindung steht. Das Spannungssignal, das im
Rotor 38 bei einer Relativverdrehung zwischen dem Drehfeldgrber
31 und dem Drehfeldnehmer 36 erzeugt wird, treibt über einen Verstärker
43 den Motor 45 an, der über ein Untersetzungsgetriebe den Drehzapfen 40 so bewegt,
daß dieses Signal durch die Bewegung des äußeren Rahmens 18 des Richtungskreisels
in eine senkrecht zum Rahmen 15 des Vertikalkreisels ausgerichtete Ebene
beseitigt wird. Ein Tachometergenerator 47 übernimmt die Rückführung eines Geschwindigkeits#
signals.
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Der zweite Drehfeldnehmer 37, dessen Stator fest mit dem Flugzeug
verbunden ist liefert ein Spannungssignal, das dem gegenüber äern Bezugsrahmen
13 gemessenen Stampfwinkel des Flugzeugs entspricht. Dieses Signal wirkt
über den Verstärker 50
auf den Motor 51 ein, der mit einem Tachometergenerator
52 verbunden ist. Der Motor 51 verdreht den Rotor 39 des Drehfeldnehrners
37 und bewirkt rine Einstellung des Signals auf Null. Diese Rückführung
zum
Rotor 39 erfolgt über ein Untersetzungsgetriebe 54, das durch eine schnelle
Verstellung nur eine schwache Untersetzung hat, während das mit einer großen Untersetzung
ausgerüstete Untersetzungsgetriebe 55 nur eine langsame Verstellung hervorruft.
Zur gleichen Zeit bewegt der Motor 51 über ein Untersetzungsgetriebe
57 den Rotor 140 eines Signalgebers 60 oder den Rotor 80
eines
Signalgebers 61, die beide für das Stampfsignal zuständig sind.
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Die Sekundärwicklung 74 eines Drehfeldübertragers 71 ist mit
dem Drehzapfen 69 des Vertikalkreisels verbunden, wobei die erregte Primärwicklung
70 des übertragers 71 fest mit dem Rahmen 15
des Kreisels in
Verbindung steht. Auf diese Weise liefert die Sekundärwicklung 74 ein Signal, das
gegenüber dem vom Bezugsrahmen 13 gemessenen Rollfehler des Flugzeugs proportional
ist, da der Rahmen 15 bei den Rollbewegungen gemeinsam mit dem Rahmen
13 bewegt wird. Dieses Signal wird über Leitungen 78 und
79 zu einem Potentiometer 64 übertragen. An einem Abgriff dieses Potentiometers
kann somit eine Spannung abgenommen werden, die der winkelmäßigen Abweichung der
Rollachse entspricht, wobei diese Spannung, die sich noch je nach der Einstellung
eines beweglichen Abgriffes 62 des Potentiometers verändern läßt, der Primärwicklung
80 des Stampfsignalzerlegers 61 zugeführt wird.
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Wird der Kontakt 82-83 bei manueller Steuerung geschlossen,
so wird die vom beweglichen Abgriff 64 des Potentiometers 62 abgegriffene
Spannung über einen Verstärker 86 einem Motor 21 zugeführt, dem ein Tachometergenerator
zugeordnet ist. Der Motor 21 wirkt auf den Drehzapfen 87 des Bezugsrahmens
13 ein, wobei der Rahmen 13 durch den Motor 21 derart ausgerichtet
wird, daß das Rollsignal auf Null herabgesetzt wird.
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Bei Umschaltung auf automatischen Flugbetrieb wird der Kontakt
82-83 unterbrochen und der Kontakt 83-406 geschlossen. Hierbei wird
der Motor 21, der den Bezugsrahmen 13 ausrichtet, mit der Differenz von zwei
Signalen gespeist. Das eine Signal wird vom Signalgeber 89 geliefg#rt, der
die Ausrichtung des Bezugsrahmens 13 gegenüber der Achse 87 mißt,
während das zweite Signal von einem Potentiometer 91 geliefert wird, der
die azimutale Abweichung des Flugzeugs von einem vorgeschriebenen Kurs mißt. Der
Bezugsrahmen 13 wird demnach gegenüber dem Horizont unter einem Winkel ausgerichtet,
der dem Kursfehler entspricht. Mit Hilfe des Rollsignalgebers 70 wird somit
ein Signal den Querrudern und dem Seitenruder zugeführt, wodurch eine Quemeigung
des Flugzeugs hervorgerufen wird, die das Flugzeug in die vorgeschriebene Richtung
zurückbringt und wodurch auch das Signal am Signalgeber 70 zu Null gemacht
wird.
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Das Potentiometer 91, welches das azimutale Abweichungssignal
liefert, ist an den Stator,92 eines Induktionssignalgebers 93 angeschlossen,
degen erregter Rotor 95 über eine elektromagnetische Kupplung 96 und
ein Untersetzungsgetriebe von einem Motor 137 angetrieben wird, Bei ausgerückter
Kupplung wird der Rotor 95 in eine neutrale Ausgangsstellung zurückbewegt.
Der Motor 137 wird von einem Verstärker 135 gespeist, der ein tachometrisches
Signal von dem mit dem Motor 137 angetriebenen Generator erhält. Ein weiteres
Signal erhält der Verstärker 135 aus einer zusammengesetzten Richtungssteuerkette.
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Am vertikalen Drehzapfen 106 des Richtungskreisels 12 ist der
erregte Rotor 104 eines Drehfeldgebers 102 angeschlossen. Der fest mit dem Rahmen
18 verbundene Stator 108 des Drehfeldgebers 102 ist mit seinen drei
Wicklungen Phase für Phase an die drei Wicklungen der einen Hälfte 112 eines Differentialübertragers
114 angeschlossen, während die andere Hälfte 111 mit seinen drei Wicklungen
Phase für Phase mit den drei Statorwicklungen 110
eines Drehfeldnehmers
109 verbunden ist. Auf diese Weise liefert der Rotor 133 des- Drehfeldnehmers
109 eine Spannung, die der winkelmäßigen Ab-
weichung des Richtungskreisels
von seiner Vertikalachse 106 entspricht. Die vom Rotor 133 erzeugte
Spannung wird im Verstärker 135 verstärkt und zur Speisung des Motors
137 herangezogen, um den Rotor 95 des bereits erwähnten Signalgebers
93 anzutreiben und dabei gleichzeitig den Rotor 133 in bekannter Weise
in die Nullsignalstellung zurückzuführen. Der Differentialübertrager 111
sorgt für eine Kompensation der Fehler des Richtungskreisels durch den Vergleich
mit einem magnetischen Kompaß. Der Magnetkompaß ist als Drehfeldgeber
100
dargestellt, dessen Sekundäiwigklung 128 mit den drei Wicklungen
Phase für Phase mit den drei Stao reh 1
to.rwigkluligpn 126 ei es
D fe diiehmers 125 vep bunden sind, w daß die Spanngug5vertgilung
im Stator 126 der durch den Kompaß hervorgerufenen Spannungsverteilung im
Stator des Drehfeldgebers 100 entspricht. Die durch diese Spannungsverteilung
im Rotor 122 des Drehfeldnehmers 125 induzierte Spannung wird über einen
Verstärker Il# dem Motor 118 gleichZpitig mit dpg yon einem Tachometergenerator
120 des Motors 118 kommenden Spannung zugeführt. Der Motor 118 treibt
die Wicke lungshälfte 111 des Differentialübertragers 114 an. Da sich andererseits
der Rotor 122 des Drehfeldnehmers 125 durch den Motor 137 auf Null
zurückstellt, wird die Wicklungshälftp 111 des Differentialübertragers vom
Motor 118 ständig so ausgerichtet, daß sich die durch die Präzession des
Richtungskreisels hervorgerufenen Fehler kompensieren.
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Bei eingerückter Magnetkupplung 96 wird demnach die Drehung
des Rotors 95 des Signalgebers 93
und demgemäß die am Potentiometer
91 abgreifbare Spannung proportional der Abweichung die zwischen dem tats4zbjiglign
Flugzeugkurs und dem Kurs, den das Flugzeug zum Zeitpunkt des Einrückens der Kupplung
mit Hilfe der Wicklung 403 verfolgte, bestand.
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Der Motor 118 wird bei überwachung durch den magnetischen Kompaß
über einen Kontakt 117 oder einen Kontakt 119 abgeschaltet, wenn der
Stampfwinkel oder der Rollwinkel einen bestimmten Wert überschreitet, über den hinaus
der Kompaß keine exakten Angaben mehr liefe rn kann.
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Die Verstellung eines Steuerraders, beispielsweise des Seitenruders,
wird nur dann eine rein azimutale Drehung des Flugzeugs um die Hochachse hervorrufen
können, wenn das Flugzeug sich ineiner Horizontalebene bewegt. Nimmt man als Beispiel
den Extremfall einer halben Rolle oder einer Immelmannkurve an, wobei die Tragfläche
vertikal steht und einenQuerneigungswinkel von 90' einnimmt, so ruft die
Verstellung des Seitenruders eine Veränderung der Längsneigung des Flugzeugs und
nicht
eine azimutale Änderung hervor. Um eine azimutale Veränderung
vornehmen zu können, muß demnach das Höhenruder, nicht aber das Seitenruder, betätigt
werden.
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Für die weiteren Betrachtungen der Drehbewegungen eines Flugzeugs
um die Längs-, Quer- und Hochachse werden die Bezeichnungen (p für den Querneigungswinkel,
0 für den Längsneigungswinkel und y für die Kursrichtung eingeführt.
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Mit x, y und z werden die auf Querruder, Höhenruder
und Seitenruder einwirkenden Drehmomente bezeichnet oder aber auch die Amplituden
von drei beliebigen Signalen, die den Ruderstelknotoren Y, Y' und
3 (F i g. 2) zugeführt werden. Diese Drehmomente verursachen eine
Verstellung der Ruder und dadurch eine Drehung des Flugzeugs um seinen Schwerpunkt,
und zwar um Änderungsbeträge ö 99, ö 0 und A y der drei zuvor
definierten Winkel (p, 0, V. Die Größen der Momente (oder Signale)
x, y und z in Abhängigkeit von den drei Wirkungskomponenten öT,
AG, öip, erhält man aus folgenden trigonometrischen überlegungen:
x = ö99 - cos 0 + öW sin 0,
y = ö(p
- sin 0 - sin 99 + ö e - cos 99 + ö y cos 19
- sinp, z = öqg - sin 0 - cos p + b0-singg
- by - cos 0 - cos 99. Die drei Gleichungen bestimmen auch
die Drehkompollenten, die den Steuerrudern zuzuführen sind (oder die Komponenten
der Signale, die den Stellmotoren Y, X, 3 zuzuführen sind), um eine vorgegebene
Störung A #q, A e und A y zu korrigieren. Weicht das Flugzeug
von seiner vorgeschriebenen Querneigung um den Betrag ö 99 ab, leitet die
automatische Kurssteuerung ein Signal zum QuerruderversteUmotor X, dessen
Amplitude x = aT-COS e
proportional ist. Der Höhenruderverstellmotor
Y' erhält in entsprechender Weise ein Signal, das y = 3 (p
- sin e - sin 99
proportional ist, während der Seitenruderverstellmotor
3 ein Signal empfängt, das z = -ögg - sin e - cos 92
proportional ist. Die Koeffizienten von öqg, 3 0 oder ö y geben in
den Gleichungen (1) die Anteile an, nach denen jedes der drei Fehlersignale
auf die drei Stellmotoren verteilt werden muß, um das notwendige Flugmanöver sicherzustellen
und den Fehler zu beseitigen.
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Um die vorstehenden Ausführungen durch numerische Beispiele zu erläutern,
wird nachfogend eine Tabelle angegeben, aus der sich die Verteilung der Signale
in Prozentsätzen des Fehlersignals ergibt. Die Fehlerverteilung ist angegeben für
einige kennzeichnende Querneigung (p und Längsneigungen
0.
Hierbei wurden
die algebraischen Vorzeichen in den Gleichungen
(1), die von Festlegungen
über die Winkelmessung abhängen, fortgelassen, um die Prozentwerte nur mit ihrem
Absolutwert gegenüberzustellen. Die in den drei letzten Spalten der Tabelle angegebenen
numerischen Werte ergeben sich sofort für
ä p, ö 0 und
A y aus den
Gleichungen
(1) unter Berücksichtigung der Tatsache, daß cos
22'30'
=
0,924, sin
22130' und
0,383 und cos 45' = sin 45'
=0,707 sind.
| Werte der Neigung Bruchteil (O/o) des Fehlersignals, |
| quer längs Art des Fehlersignals welches den Rudern zuzuführen
ist |
| «P) «9) Querruder Höhenruder
Seitenruder |
| Querneigung (A 99) 100 0 0 |
| 00 00 Längsneigung (b 0) 0 100 0 |
| Azimut (A v) 0 0 100 |
| Querneigung 100 0 0 |
| 220 30' 00 Längsneigung 0 92,4 38,3 |
| Azimut 0 38,3 92,4 |
| Querneigung 100 0 0 |
| 450 & Längsneigung 0 70,7 70,7 |
| Azimut 0 70,7 70,7 |
| Querneigung 100 0 0 |
| 900 00 Längsneigung 0 0 100 |
| Azimut 0 100 0 |
| Querneigung 92,4 0 38,3 |
| 00 220 30' Längsneigung 0 100 0 |
| Azimut 38,3 0 92,4 |
| Querneigung 70,7 0 70,7 |
| 00 450 Längsneigung 0 100 0 |
| Azimut 70,7 0 70,7 |
| Querneigung 0 0 100 |
| 00 900 Längsneigung 0 100 0 |
| Azimut 100 0 0 |
| Querneigung 70 , 7 50 50 |
| 450 450 Längsneigung 0 70,7 70,7 |
| Azimut 70,7 50 50 |
Das erste Wertepaar «p=o, 0=0) entspricht dem Horizontalflug, während
das vierte Wertepaar «p
= 90', (9 = 0) auf den Extremfall der
halben Rolle oder der Immelmannkurve anwendbar sind. Aus der Tabelle ergibt sich,
daß bei einer geringen Längsneigungsabweichung das Fehlersignal in seiner Gesamtheit
dem Seitenruder zugeführt werden muß, um diese Abweichung zu korrigieren, während
bei einer geringen azimutalen Abweichung das Fehlersignal in seiner Gesamtheit dem
Höhenruder zugeführt-werden muß.
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Die exakte Verteilung der Fehlersignale auf die Stellmotoren der Steuerruder,
wie es sich aus den Gleichungen (1) und der obigen Tabelle ergibt, wird im
wesentlichen durch die Signalgeber 60, 61, 23, 24 und 25 bewirkt.
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Die bewegliche Primärwicklung 140 des Signalgebers 60 wird
mit dem azimutalen Abweichungssignal ö ip gespeist, das am Ausgang des Drehfeldnehmers
109 über die Leitung 139 abgegriffen wird. Die Einstellung der Primärwicklung
140 erfolgt durch den Motor 51 um einen Winkel, der dem Längsneigungswinkel
0 proportional ist und vom Drehfeldgeber 31 gemessen wird. Die Sekundärwicklung
235 des Signalgebers liefert somit eine ö W - cos 0 proportionale
Spannung, während die Sekundärwicklung 237 eine Spannung liefert, die
b W - sin 0 proportional ist.
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Die bewegliche Primärwicklung 80 des Signalgebers
61 wird mit dem Querneigungs-Abweichungssignal öqg gespeist, das vom Spannungsteiler
64 abgegriffen wird. Die Einstellung der Wicklung 80 erfolgt durch den Motor
51, um einen dem Winkel 0
proportionalen Betrag. Die Sekundärwicklung
238
des Signalgebers liefert somit eine Spannung, die ö cp
- cos (9 proportional ist, während die Spannung der Sekundärwicklung
239 der Größe ö 99 - sin e proportional wird.
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Bei den drei Signalgebern 23, 24 und 25 werden die beweglichen
Primärwicklungen 251, 253 und 221 mit Hilfe des Motors 21- um einen Winkel
verstellt, der dem Winkel (p proportional ist. Die Primärwicklung 251 des
Signalgebers 23 wird mit der Spannung ö ip - cos (p gespeist,
die von der Sekundärwicklung 235 des Zerlegers 60 geliefert wird.
Auf diese Weise liefert die Sekundärwicklung 300 des Zerlegers
23 eine ö (p - cos 0 - sin (p proportionale Spannung,
während die Sekundärwicklung 301 eine Spannung ableitet, die ö
W - cos 0 - cos 99 proportional ist.
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Die Primärwicklung 253 des Signalgebers 24 wird mit der Spannung
ö #p - sin 0 von der Sekundärwicklung 239 des Zerlegers
61 gespeist. Die Sekundärwicklung 303 des Signalgebers 24 liefert
eine Spannung, die ö y - sin 0 - sin (p proportional ist, während
die von der Sekundärwicklung 304 kommende Spannung ö (p - sin
0 - cos (p proportional ist.
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Die Primärwicklung 221 des Signalgebers 25 wird mit dem Abweichungssignal
ö e gespeist, das am Ausgang des Drehfeldnehmers 37 abgegriffen wird. Die
Sekundärwicklung 315 liefert eine ö 0 - q9 proportionale Spannung,
während die Sekundärwicklung 316 eine Spannung abgibt, die ö 0 - cos
99 proportional ist.
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Die zwei Sekundärwicklungen 237 und 238 sind mit einem
Potentiometer 240 in Reihe geschaltet, das den Stellmotor der Querruder speist.
Das Potentiometer 240 erhält somit eine Gesamtspannung, die x = öqg
- cos e +'öy - sin 0
proportional ist. Die drei Sekundärwicklungen
300, 303 und 316
sind mit dem Potentiometer 318 in Reihe geschaltet,
das den Stellmotor des Höhenruders speist. Das Potentiometer 318 empfängt
somit eine Gesamtspannung, die y = öqg - sin 0 - sin
99 + ö cos T + öV - cos (9- sin <p
proportional
ist.
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Die drei Sekundärwicklungen 301, 304 und 315
sind mit
dem Potentiometer 320 in Reihe geschaltet, das dem Seitenruder zugeordnet
ist. Das Potentiometer 320 erhält somit eine Gesamtspannung, die z ö
99 - sin 0 - cos T + ö (9 - sin(p - ö cos
0 - cos proportional ist.
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Die automatische Steuerung weist einen Hauptschalter 210 auf, der
in seiner oberen Stellung bei manuellem Einsatz den Kontakt 212-273 öffnet,
wobei durch die Kupplungen 5, 5', 5"' und 5.. die Steueruder
A, E und R (F i g. 2) von ihren Stellmotoren abgekuppelt werden.
Die Steuerruder können dann unmittelbar mit Hilfe der Pedale 202 und des Steuerknüppels
200 bedient werden.
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Bei dieser Schaltung sind jedoch die Speisekreise für die verschiedenen
Teile der automatischen Steuerung auch weiterhin unter Spannung. Unter diesen Bedingungen
führt die automatische Steuerung die Abweichungssignale, die bei der manuellen Steuerung
auftreten, in den korrekten Proportionen den Stellmotoren 3, X, Y, 3... der
einzelnen Ruder zu. Die Stellmotoren wirken auf die Rückführungen und erzeugen Signale,
wodurch die Abweichungssignale wieder aufgehoben werden. Die automatische Flugzeugsteuerung
wirkt demnach wie ein geschlossener Kreis, so daß sie jederzeit durch den Schalter
210 eingeschaltet werden kann, ohne daß eine Störung auftritt, und zwar ganz gleich,
in welcher Lage sich das Flugzeug im Augenblick der Umschaltung befindet.
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Bei Umlegung der Schalter 210 nach unten zur Einschaltung der automatischen
Steuerung werden die Kupplungsmagnetwicklungen 221R usw. erregt und bringen die
den Rudern zugeordneten Kupplungen 5 zum Eingriff. Mit Hilfe einer Verriegelungsmagnetspule
215 wird der Schalter 210 in seiner eingeschalteten Lage gehalten, bis der
Schnellauslöseknopf 217 gedrückt wird. Unter diesen Steuerbedingungen erfolgt
durch die den Werten x, y und z entsprechenden Signale an den Potentiometern
320,
240 und 318 eine Erregung der Stellmotore 3, 3"
und
X. Da die Kupplungen 5 nunmehr eingerückt sind, werden durch die Stellmotore
die Ruder verstellt, bis die Abweichungen korrigiert sind.
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Soll das Flugzeug auf einem festen Kurs gehalten werden, wird der
Schalter 400-401 geschlossen und bringt zwei Relaiswicklungen 402 und 403 und einen
Haltemagneten 713 in den Spannungskreis. Das Relais 403 schaltet die Kupplung
96 ein und kuppelt den Rotor des Signalgebers 92 an den Motor
137.
Das Relais 402 bewirkt über eine Wirkverbindung die Beaufschlagung des
Umschalters 83 an seinem unteren Kontakt 406. Bei dieser Schaltung verursacht
jede Abweichung des Flugzeugs von dem Kurs, auf dem es sich beim Schließen des Schalters
400-401 befand, daß der Signalgeber 92 ein Signal erzeug das den Motor 21
bewegt und den Bezugsrahmen 13
verdreht. Durch die Rückführung mit Hilfe des
Generators 89 wird die somit am Rahmen 13 gegenüber
dem
Flugzeug hervorgerufene Verdrehung dem vom Signalgeber 93 erzeugten Kursabweichungssignal
proportional gemacht. Der Außenrahmen 15 des Vertikalkreisels wird bei dieser
Verdrehung des Bezugsrahmens mit verdreht und bewirkt, daß am Drehfeldgeber
70 ein Signal erscheint, welches das bei einer Quemeigung des Flugzeugs erscheinende
Signal 399 nachahmt. Dieses Signal wird mit Hilfe der Signalgeber auf die drei Stellmotore
der drei Ruder so verteilt, daß eine Querneigung des Flugzeugs auftritt, die das
Flugzeug auf den vorgeschriebenen Kurs, den es verlassen hatte, zurückführt.
-
Mit dieser Anordnung kann ein Flug auf konstanter Höhe und ein Flug
mit konstanter Machzahl eingesteuert werden, wobei sich diese beiden Steuerarten
gegenseitig ausschließen und die Einschaltung der einen automatisch die andere abschaltet,
falls sich diese in eingeschaltetem Zustand befindet.
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Der Steuerhebel 421 ist daher für einen Flug auf konstante Höhe und
der Steuerhebel 427 für einen Flug bei konstanter Machzahl jeweils mit eigener Verriegelungswicklung
436 bzw. 438 versehen. Die Wicklungen 436 und 438 werden jeweils über Ruhekontakte
429-430 bzw. 423-441 gespeist und können nur von je einem der beiden Steuerhebel
bedient werden, um eine gegenseitige Verriegelung zu bewirken und eine gleichzeitige
Einschaltung zu verhindern.
-
Bei der Anordnung für die Erzeugung eines Abweichungssignals in bezug
auf eine vorgeschriebene Höhe und auf eine vorbestimmte Machzahl ist davon auszugehen,
daß das Höhenabweichungssignal eine Funktion des statischen Druckes ist, während
das Machzahl-Abweichungssignal eine Funktion des statischen sowie des dynamischen
Druckes ist.
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Der statische und der dynamische Druck wird mit Manometerdosen
119' bzw. 120' erfaßt, welche die Keine von abgeglichenen Transformatoren
121 bzw. 122' verstellen. Die Sekundärwicklungerr jeder der beiden Transformatoren
senden ein Spannungssignal aus, das über einen Verstärker 123 bzw. 164 einem
Stellmotor 125' bzw. 126' zugeführt wird, wobei den Stellmotoren Tachometergeneratoren
129 bzw. 130
zugeordnet sind.
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Der Motor 125' treibt über eine elektromagnetische Kupplung
135' einen induktiven Signalgeber 137, der ein Signal liefert, daß
der Abweichung zwischen der tatsächlichen Höhe des Flugzeugs und der Flughöhe, bei
der die Kupplung eingerückt ,wurde, entspricht.
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Der Motor 125' treibt gleichfalls die GleitkontakteP der fünf
Potentiometer320, 505, 240 usw. an (Fig. 1). Durch diese Potentiometerverstellung
werden die den Ruderstellmotoren zugeführten Steuersignale in Abhängigkeit von der
Flughöhe verändert. Die mechanische Verbindung zwischen dem Motor 125' und
den Potentiometergleitkontakten ist durch das Bezugszeichen P symbolisiert.
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Für die Machzahl M, die sich ausdrücken läßt als eine Beziehung zwischen
dem statischen DruckP, und dem dynamischen Druck A P (A P #
Pt - P" wobei P, der Gesamtdruck ist), gelten die folgenden Gleichungen:
Diese Gleichungen werden aufgelöst mit Hilfe einer Wheatstoneschen Brückel41, die
aus vier Widerständen133', 134, 145 und 143 besteht. Gespeist wird die Brücke mit
Wechselspannung durch einen Transformator, der einerseits zwischen den Widerständen
133' und 145 und andererseits zwischen den Widerständen 134 und 143 eingeschaltet
ist. Die Widerstände 1.33' und 134 sind als Potentiometer ausgebildet, deren
beide bewegliche Ab-
griffe 131 und 132 von zwei Motoren
125' bzw. 126'
über Untersetzungsgetriebe 127 bzw.
128' angetrieben werden. Der Widerstand 145 ist ein Festwiderstand, während
der Widerstand 143 als Potentiometer ausgebildet ist, dessen beweglicher Abgriff
151 von einem Motor 140 über ein Untersetzungsgetriebe 149 so verstellt wird,
daß die Brücke zum Gleichgewicht kommt. Der Motor 140 wird über einen Verstärker
147 mit einem Signal gespeist, das an den Nullecken der Brücke abgegriffen wird.
In bekannter Weise erhält der Verstärker 147 zusätzlich noch ein Tachometersignal,
das ein vom Motor angetriebener Generator 153 liefert. Die auf diese Weise
ausgebildete Vorrichtung ermöglicht eine angenäherte Lösung der obigen Gleichungen,
so daß der Verdrehungswinkel des Motors 140 als Meßwert der Machzahl angesprochen
werden kann.
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Der Motor 140 bewegt ferner den Abgriff des Potentiometers
91 des Azimutsignalgebers. Die Wirkverbindung zwischen Motor und Potentiometer
ist durch die zweimalige Verwendung des Bezugszeichens M symbolisiert. Hierdurch
wird der Wert dieses Signals der Größe der Fluggeschwindigkeit angepaßt.
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Ferner treibt der Motor 140 einen Nocken 165
an, der bei einem
entsprechend hohen Wert der Machzahl den Kontakt 186 öffnet, um die Steuerung
der Trimmklappe des Höhenruders außer Betrieb zu setzen.
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Außerdem bewegt der Motor 140 den Rotor 161
eines Drehfeldnehmers
163. Die Einstellung des Rotors wird somit in jedem Augenblick unter den
zur Zeit betrachteten Flugbedingungen der Größe der Machzahl proportional. Der Stator
des Drehfeldnehmers 163 ist mit dem Stator eines Drehfeldgebers
167 verbunden, dessen erregter Rotor 180 winkelmäßig entsprechend
der eingesteuerten Machzahl wie folgt eingestellt wird. Der Rotor 180 wird
über eine elektromagnetisch bedienbare Kupplung 179 und ein Untersetzungsgetriebe
177 von einem Motor 171 angetrieben. Dieser Motor 171 kann
in beiden Richtungen mit festgelegter Geschwindigkeit angetrieben oder auch angehalten
werden, je nach der Stellung eines manuell bedienbaren Umschalters
175.
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Wenn die Kupplung 179 ausgerückt ist, wird der Rotor
180 automatisch in seine Ruhcstellung zurückgeführt. Somit genügt es, bei
eingerückter Kupplung 179 den Umschalter 175 nach oben oder nach unten
zu bewegen, um den Rotor 180 in Richtung größer werdender oder kleiner werdender
Machzahlen zu verdrehen.
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Um einen Flue, in konstanter Höhe einzusteuem, wird der Schalter 421
nach unten umgelegt, so daß der Arbeitskontakt 423-425 geschlossen wird und über
die Leitung 461 die Wicklungen 442 u*nd 445 in den Spannungskreis aufgenommen werden.
Durch die Erregung der Wicklung 442 wird über die Kupplung 135' der Rotor
451 des Signalgebers 137 an den Motor 125' gekoppelt, so daß das Potentiometer
453
ein Signal erzeugt, das die Abweichung des Flug-
zeuges
von der Höhenlage wiedergibt, die im Augenblick der Betätigung des Schalters 421
vorhanden war. Dieses Signal wird über den geschlossenen Kontakt 455-456 in Reffie
mit einern am Dreliieldübertra er 37 ab-cariffenen Länasneigungssignal einer
9
Wicklun- 221 des Sio, al-ebers 25 zugeführt, un, Z, en
C C
diese Signale auf die Potentiometer318 und 320 zu verteilen, die
zur Speisuno, der Stellmotoren für die Z,
Höhen- und Seitenruder vorgesehen
sind. Gleichzeiti gung des Relais 445, daß das Unterbewirkt die Erreg setzungsgetriebe
mit geringeni übersetzungsverhältnis 54 durch das Untersetzungsgetriebe mit großem
Übersetzungsverhältnis 55 ersetzt wird, so daß der Rotor 39 nur noch
langsam bewegt wird und nur ein vermindertes oder verzögertes Längsneigungssignal
liefert, das nicht mehr in der Lage ist, sich dein gewünschten Höhenänderungsmanövers
zu widersetzen.
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Um einen Flu- mit konstanter Machzahl einzusteuern, wird der Schalthebel
427 nach unten bewegt, wodurch die Arbeitskontakte 429-430 geschlossen und über
die Leitung 460 die drei Wicklungen 462, 463 und 465 an den Spannungskreis angelegt
werden. Durch die Erregung der Relaiswicklung 463 wird C c`
der Umschalter
456 so verstellt, daß sich der Kontakt 455 und 457 schließt, so daß das vom Signalgeber
137 erzeugte Höhenabweichungssi,-nal durch das vom Rotor 161 des Drehfeldübertraggers
163
erzeugte Signal ersetzt wird. Die Erregung des Relais 462 hat die gleiche
Wirkung bezüglich des Längsneigungssignals, wie die bereits erläuterte Erregung
des Relais 455. Durch die Erregung der Magnetwicklung 465 erhält die Kupplung
179 einen Impuls, und der Rotor 180 wird an den Motor 171 angekuppelt.
Durch Betätigung des Umschalters 175
kann der Rotor 180 in der einen
oder anderen Richtung verdreht werden, um die Machzahl in steigendem oder fallendem
Sinne zu verändern. Die Relativverdrehung zwischen dem Rotor des Drehfeldgebers
180 und dem Rotor des Drehfeldnehmers 161, welche die Abweichung zwischen
der eingesteuerten und der tatsächlich vorhandenen Machzahl angibt, wird dem Signalgeber
25 zugeführt und auf die Steuerpfade des Höhenruders und des Seitenruders
verteilt.
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Es ist ein drehbar angeordneter Steuerhebel 600
(F i
g. 1) vorgesehen, mit dem die Ouerruder und das Höhenruder manuell unter
Vermittlung der Stellmotoren der automatischen Steuerung gesteuert werden können.
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Bei einer Querbewegung des Steuerhebels 600 wird der Rotor
601 eines Si- n algebers , 602 verdreht, dessen Stator 603 mit einem
Potentiometer 505 verbunden ist. Das Potentiometer 505 ist an den
Eingang des Verstärkers T des Querraderstellmotors angeschlossen. Bewegt man den
Steuerhebel 600 in Längsrichtung, wird der Rotor' 605 eines Signalgebers
606 verdreht, dessen Stator 608 mit einem weiteren Potentiometer verbunden
ist, das an den Eingang des Verstärkers 2" des Höhenruder-Stellmotors angeschlossen
ist. Die auf diese Weise den Stellmotoren zugeführten Spannungen entsprechen in
ihrer Phasenlage und Amplitude der Richtung und dem Winkel, um den der Steuerhebel
600 in jeder der beiden rechtwinkli" zueinander liegenden Ebenen bewegt wird.
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Um den Steuerhebel 600 aus seiner Ruhestellung herauszubewegen,
muß ein Druckknopf 610 betätigt C
werden, wodurch die Kontakte 610.a-611
und 620-621 geöffnet werden. Durch die öffnung des ersten Kontaktes wird
die Erregung der Haltemagonetspule 713 des Hebels 400 für eine selbsttätige
Steuerung auf konstantem Kurs behindert oder bei Betrieb unterbrochen. In gleicher
Weise wird durch das öffnen des Kontaktes 620-621 eine selbsttätige Steuerung
auf konstanter Höhe oder mit konstanter Machzahl verhindert oder bei Betrieb unterbrochen.
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Die auf diese Weise durch die Signalgeber 602 und
606 den Querruder- und Höhenruder-Stellmotoren zugeführten manuellen Steuersignale
verursachen eine Verstellung der entsprechenden Ruder, bis diese Signale ausgeglichen
werden durch die Signale der Signalgeber 10 bzw, lO', die unter der Steuerung
der Roll- und Stampfkreisel 9, 9' stehen. Diese Signale haben somit fortgesetzte
Flugmanöver zur Folge, bei denen sich die Quer- oder Längsneigung je nach
der vorgenommenen Steuerung mit einer konstanten Drehgeschwindigkeit ändert, die
bestimmt ist durch den Winkelbetrag, um den der Steuerhebel 600 verstellt
wurde.
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Durch die automatisch vorgenommene öffnung des Kontaktes 400-401 erfolgt
hei j--dem manuell mit dem Steuerhebel 600 ausgeführten Manöver eine Entregung
des Relais 402 und eine Schließung des Unischalters 83 zum oberen Kontakt
82 hin. Unter diesen Voraussetzungen ist der Motor 21 bestrebt, den Bezugsrahmen
13 unter dem Einfluß des Querneigungssignals, das von dem mit dem Vertikalkreisel
11 verbundenen Signalgeber 70 erzeugt wird, horizontal zu halten.
Außerdem wirkt der Motor 51
auf den Rotor 39 des Drehfeldnehmers
37 ein, um diesen auf den Rotor 30 des mit dem Querzapfen des Vertikalkreisels
verbundenen Drehfeldgebers 31
ausgerichtet zu halten. Durch diese Maßnahme
wird bewirkt, daß beim Zurückhalten des Steuerhebels 600 in seine Ausgangsstellung
die automatische Steuerung das Flugzeug in der Lage, zuletzt manuell gesteuerten
Fluglage übernimmt.
-
C