DE1224154B

DE1224154B - Arrangement for the automatic flight control of aircraft

Info

Publication number: DE1224154B
Application number: DED23011A
Authority: DE
Inventors: Dipl-Ing Hans-Juer Dudenhausen
Original assignee: HANS JUERGEN DUDENHAUSEN DIPL
Current assignee: HANS JUERGEN DUDENHAUSEN DIPL
Priority date: 1956-05-25
Filing date: 1956-05-25
Publication date: 1966-09-01

Description

Anordnung zur selbsttätigen Flugregelung von Luftfahrzeugen Das Steuern moderner Hochleistungsflugzeuge erfordert vom Flugzeugführer ein hohes Maß an Schulung, technischem Verständnis und Reaktionsvermögen. Dies ist dadurch bedingt, daß bei den hohen Fluggeschwindigkeiten alle Steuervorgänge sehr rasch ablaufen und die Anzahl der erforderlichen, vom Flugzeugfährer auszuführenden Steuermanöver mit der Steigerung der Flugleistungen immer mehr zunimmt.Arrangement for automatic flight control of aircraft Controlling modern high-performance aircraft require a high level of training from the pilot, technical understanding and responsiveness. This is due to the fact that at the high airspeeds all control processes run very quickly and the Number of required control maneuvers to be carried out by the aircraft driver with the Increase in flight performance increases more and more.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Regelungsanordnung für Luftfahrzeuge zu schaffen, die, dem Flugzeugführer die Stabilisierung abnimmt und ihm so seine eigentliche Aufgabe, nämlich die Bestimmung und Überwachung des Flugverlaufes -auch bei anormaleti Flugbedingungen ohne geistige und körperliche Überbeanspruchung ermöglicht. Die einwandfreie Durchführung des Fluges verlangt vom Flugzeugführer während des Flugverlaufes die Lösung von Navigationsaufgaben und taktischen Aufgaben.The invention is based on the object of a control arrangement to create for aircraft that does the stabilization for the pilot and so his real task, namely the determination and monitoring of the Flight history - even in abnormal flight conditions without mental and physical Overuse allows. The proper execution of the flight is required from the pilot to solve navigation tasks during the course of the flight and tactical tasks.

Bei der Lösung der Navi&ationsaufgaben fällt einer idealen Dreiachsenregelung die Aufgabe zu, das Flugzeug vom Boden aus auf gewünschte Kurse und Höhen zu führen und es naoh Erreichen des Zieles selbsttätig landen zu lassen.When solving the navigation tasks, there is an ideal three-axis control the task of guiding the aircraft from the ground to the desired courses and altitudes and let it land automatically after reaching the destination.

Die gewünschten Navigationswerte Kurs, Geschwindigkeit' und Höhe sowie - deren zeitliche Änderung müssen dazu sowohl von Flugleitgerätei als auch über die gewohnten Flugzeugsteuerorgane (Knüppel und Pedal) vom Flugzeugführer al-, eventuell erforderliche Korrekturwerte in die Dreiach'.enregelung kontinuierlich eingegeben werden können. Der Flugzeugführer soll im Navigationsflug praktisch nur eine überwachende Tätigkeit ausüben müssea.The desired navigation values course, speed 'and height as well - the time change need to both Flugleitgerätei as al-well beyond the usual aircraft control devices (stick and pedal) by the pilot, taking corrective values can be entered continuously in the Dreiach'.enregelung. The pilot should practically only have to carry out a monitoring activity in navigation flight.

Zur Durchführung von taktischen Aufgabeti, z. B. Verfolgungs- und Schießanflügen schneller Jagdflugzeuge, muß eine Dreiachsenregelung dem Flugzeugführer fernerhin ge3tattea, alle aer,3dynan-iisch und festigkeitsmäßig möglichen Flugfigurea durch Betätigung der gewohnten Steuerorgane (Knüppel und Seitenruder) gefahrlos auszuführen.To carry out tactical tasks, e.g. B. Pursuit and Firing approaches of faster fighters, a three-axis control must be given to the pilot furthermore ge3tattea, all aer, 3-dynan-iic and strength-wise possible flight figures safe by operating the usual controls (stick and rudder) to execute.

Gute Flugleistungen müssen zumeist mit einer Verringerung der Eigenstabilität de; Flugzeuges erkauft werden (kleine Dämpfungsflächen). Im Handflug ohne künstliche Stabilisierung muß der Flugzeugführer einen großen Teil seiner physischen und psychischen Kräfte dafür verwenden, durch entsprechende Steuerbewegutigen das Flugzeug zu stabilisieren.Good flight performance must mostly come with a reduction in inherent stability ; Aircraft are bought (small damping surfaces). In hand-held flight without artificial stabilization, the pilot must use a large part of his physical and psychological strength to stabilize the aircraft by means of appropriate steering maneuvers.

Bisher mußte der Flugeeugrührer zur Steuerung zwei Bedienungsorgane in insgesamt drei Richtungen betätigel, nämlich da3 Pedal in einer und den Knüpp.-1 in zwei Richtungen. Es ist aber erwünscht, daß die Lage de3 Flugzeuges im Raum nur mit einem einzigen C Bedienorgan, z. B. nur mit dein Knüppel allein, be- stimmt werden kann, wobei der Übergang von einer in die andere Raumlag.e mit definierten,vom Flugzeugführer steuerbaren Drehgeschwindigkeiten, also mit definierten Kurvengeschwindigkeiten in der Horizontalen und definierten Steig- und Sinkgeschwindigkeiten in der vertikalen Ebene durchgeführt werden soll. Up to now the flight agitator had to actuate two operating elements in a total of three directions to control it, namely the pedal in one direction and the stick-1 in two directions. However, it is desirable that the position of the aircraft in space can only be controlled with a single C control element, e.g. As can be with your stick alone sawn true, the transition from one to the other Raumlag.e with defined, controllable by the pilot rotation speeds, ie with defined cornering speeds in the horizontal and defined climb and descent rates in the vertical plane should be carried out .

Weiterhin soll die Regelung so ausgebildet sein, daß die Handkraft zur Querruderbetätigung dem Flug- zeugführer ein Maß für die Rollgeschwindigkeit vermitteln und die Höhenruderbetätigung die entsprechende Steig- und Sinkgeschwindigkeit erzeugen soll. Further, should be designed so that control is that the manual force to aileron actuating the flight convey compelling guide a measure of the roll speed and the elevator command is to generate the appropriate climb and descent.

Es sind bereits selbsttätige Steuereinrichtungen für Flugzeuge bekannt. Bei einer dieser bekannten Einrichtungen enthält der Antrieb einer Ruderfläche des Luftfahrzeuges einen Servomotor, der von einer Bezugsvorrichtuna, aus gesteuert wird, die einen elektrischen Impuls in Abhängigkeit von den Abweichungen des Flugzeuges und von einer bestimmten Lage oder Richtung erzeugt. Dem Antrieb ist ferner eine durch den Servomotor angetriebene Nachlaufvorrichtung zugeordnet, die einen Nachlaufimpuls erzeugt, der mit dem Bezug3impuls algebraisch addiert wird und der Steuerung des Servomotors dient; der Antrieb der Ruderfläche weist eine selektive Steuervorrichtung auf, die mit der Bezug3vorrichtung und der Nachlaufvorrichtung in Reihe geschaltet ist und einen dritten Impuls für die Steuerung des Servomotors zu erzeugen gestattat, um die Ruderfläche unabhängig von der Bezugsvorrichtung zu betätigen. Der Flugzeugführer kann demnach b-.liebig in die Steuerung eingreifen, wozu aber eine zusätzliche Steuerungsvorrichtung vorgesehen ist, die mit der Bezugworrichtung und der Nachlaufvorrichtung in Reihe geschaltet ist.Automatic control devices for aircraft are already known. In one of these known devices, the drive of a control surface of the aircraft contains a servomotor which is controlled by a reference device which generates an electrical pulse as a function of the deviations of the aircraft and of a specific position or direction. The drive is also assigned a follow-up device driven by the servo motor, which generates a follow-up pulse that is algebraically added to the reference pulse and is used to control the servo motor; the drive of the control surface has a selective control device which is connected with the Bezug3vorrichtung and the steering device in series and gestattat to produce a third impulse for the control of the servo motor to operate independently of the reference device to the control surface. The pilot can therefore intervene in the control at will, but for this purpose an additional control device is provided which is connected in series with the reference device and the follow-up device.

Für Sollkursänderungen sind besondere Betätiguiggorgane, nämlich Potentiometer, vorgesehen, die über einen verschieb- und drehbaren Knopf eingeUellt werden können. Der Sollkurs wird über einen besonderen Schaltknopf durch Übertragungsmittel auf die einzelnen Einstellpotentiometer gegeben. Mit dieser Einrichtung ist es nicht möglich, die drei Flugzeugachsen im Kurvenflug mit beliebigen Fluggeschwindigkeiten selbsttätig zu koordinieren, vielmehr muß der Flugzeugführer entweder diese Koordinierung selbst vornehmen, oder es müssen hierfür entsprechende Rechengeräte vorgesehen sein. Ferner sind bei dieser Flugregelungsart freie Kreisel (Horizontkreisel) erforderlich, die technisch kompliziert sind und bekanntlich bei hohen Geschwindigkeiten funktionelle Schwierigkeiten haben.Special actuating devices, namely potentiometers, provided, which is adjusted via a sliding and rotating knob will can. The target course is set via a special button by means of transmission given to the individual setting potentiometers. With this facility it is not possible, the three aircraft axes in turns at any flight speed to coordinate automatically, rather the pilot either has to coordinate this do it yourself, or appropriate computing devices must be provided for this. Free gyros (horizon gyros) are also required for this type of flight control, which are technically complex and known to be functional at high speeds Have trouble.

Weiterhin ist eine Flugregelungseinrichtung bekannt, wobei jeder Achse des Flugkörpers ein Flugregler zugeordnet ist. Die Steuerimpulse dieser Regler bewirken eine proportionale Laufgeschwindigkeit des jeweiligen Ruders. Als Hauptrichtgeber sind bei dieser A.nordnung Wendekreisel vorgesehen. Weiterhin werden die Beschleunigungen messende Vorrichtungen verwendet. Mit dieser Anordnung können stationäre Flugzustände stabilisiert und begrenzte Flugfiguren im Raum ausgeführt werden. D& - Flugieugführer muß jedoch besondere Knöpfe bedien'e#r'(«,« um Flugfiguren im Räum ausführen zu können-, was bei hoher Geschwindigkeit eine unzumutbare Belastung für den Flugzeugführer darstellt. Da die Wendekreisel auf einer Plattform angeoränet sind, die- während des Kurvens ihre zugeordneten Drehgeschwindigkeiten um die Flugzeugachsen erhalten, wobei die Schwenkung der Plattform durch.Bedien ' knöpfe durchgeführt wird, ist die Einfichtung technisch ko-mplizier4 und hat sich auch für. Kurvenmanöver im 1:#a7ÜM- als nur besehränktbrauchbar erwiesen. ---- --EsistweiterhineineRegel-. undSteueranlagebek.annt wobei die Regelung ge8c#n# Kursabweichungen infolge von Winddruck oder ähnlichen Einflüssen nur im Geradeausflug wirksam ist. Die dieser Anlage , zugrunde liegende Aufgabe besteht im wesentlichep darin, die drei Bestimmungsgrößen des Luftfahrzeuges, nämlich: Hochaclise, Querachse und Längsachse, beim Navigationsflug und. bei Einstellung von Kursände'-rungen in bestimmter Reihenfolge und bestimmten_ Abhängigkeit voneinagder automatisch einzustellen. Zu diesem Zweck werden durch ein Handrad nicht nur Potentiometer,verstellt und damit Vorgabesignale für Wendekreisel a##sgelöst, sondern aus dieser Verstellung werden auch.Signale abgeleitet, die als Vorgabesignale den jewpils, , nicht direkt beeinflußten Wendekreiseln zugeführt werden.A flight control device is also known, a flight controller being assigned to each axis of the missile. The control pulses from these controllers cause the respective rudder to run at a proportional speed. In this arrangement, rate gyros are provided as the main direction. Devices measuring the accelerations are also used. With this arrangement, stationary flight conditions can be stabilized and limited flight maneuvers can be carried out in space. D & - pilot has to operate special buttons # r '(«,« in order to be able to perform maneuvers in the room, which at high speed represents an unreasonable burden for the pilot condition of curving their associated rotational speeds to the aircraft axes, the pivoting of the platform durch.Bedien 'buttons is performed, the Einfichtung is technically co-mplizier4 and has also for curve maneuvers in 1:.. proven only besehränktbrauchbar # a7ÜM- - .. - --EsistweiterhineineRegel- undSteueranlagebek.annt wherein the control ge8c # n # course deviation is effective due to wind pressure or similar influences only in level flight, the system of this, object underlying the wesentlichep therein, the three defining quantities of the aircraft, namely: Hochaclise, transverse axis and longitudinal axis, during navigation flight and. When setting course changes in a certain order ge and certain_ dependency on items to be set automatically. To this end, not only by a handwheel potentiometer adjusted and thus sgelöst designation signals for a rate gyro ##, but from this adjustment auch.Signale are derived, which are supplied as the designation signals jewpils, not directly affected gyros.

Die Änderungssign-ale- für eine Kurseinstellung oder Kursänderung-verstellen aber die Wendekreisel derart, daß die im Geradeausflug wirksame Nachregelung nicht mehr zur W#rkii#i kommen kann. Diese Nachregelung ist ausschli4ich abhängig von der Lage der Wendekreisel, Wird, z. B. ein Wendekreisel aus seiner dem Geradeausflug"entsprechenden Lage abgelenkt, so erzeugt er über Kontakte. einen Stromfluß in bestimmten Magnetspulen,: wodurch der auf das Ruder wirkende Steuermotor ' zum Anlaufen gebracht wird. In gleicher Weise wirken aber die auf die Magnetspulen des Wendekreisels z , weäs Kurseinstellung oder Kursänderung gegebenen - Signaje. Auch hierdurch wird der Wendekreisel aus seiner neutralen, dem Geradeausflug entsprechenden üag#.abgelenl<-t. Aus dieser Ablenkung oder der Geschwindigkeit der Ablenkung ist jedoch nicht festzustelle#n,..ob,.eine entsprechend der Kursänderung gewünschte"oder.durch unerwünschte äußere Einflüsse, z. B, Winddruck, hervorgerufene Lageänderung des Wendekreisels vorliegt.The change signals for a course setting or course change, however, adjust the rate gyro in such a way that the readjustment effective in straight flight can no longer come to fruition. This readjustment is solely dependent on the position of the rate gyro. As a rate gyro from its straight flight "position corresponding deflected, it generates via contacts. Current flow in particular magnetic coils ,: whereby the acting on the rudder control motor 'is caused to start. Act in the same way but the rate gyro to the solenoids For example , given course setting or course change - Signaje. This also causes the rate gyro to move from its neutral flight corresponding to straight flight. However, this distraction or the speed of the distraction cannot be used to determine # n, .. whether ,. according to the course change desired "or. by undesired external influences, z. B, wind pressure, caused change in position of the rate gyro is present.

Alle bisher bekannten automatischen Regelanlagen für Luftfahrzeuge ermöglichen also entweder eine automatische Nachsteuerung des Flugzeuges bei witterungsbedingten Abweichungen vom Geradeausflug oder eine Navigation über Servosteuerungen. Wenn die ferngesteuerte oder in der Maschine von Hand eingestellte Navigationsanlage in Betrieb ist, so können schnelle, z. B. durch Böen fiervorgerufene Kursabweichungen nicht mehr automatisch ausgeglichen werden. Die im Geradeausflug automatisch wirkende Nachregelung wird darüber hinaus im allcremeinen ausgeschaltet, sobald der Flugzeugführer die Steuerung der Maschine über die üblichen Steuerorgane (Knüppel und Pedal) übernimmt.All previously known automatic control systems for aircraft enable either automatic readjustment of the aircraft in the event of weather conditions Deviations from straight flight or navigation via servo controls. if the remote-controlled or manually set navigation system in the machine is in operation, so can fast, z. B. course deviations caused by gusts can no longer be automatically balanced. The one that acts automatically in straight flight In addition, readjustment is generally switched off as soon as the pilot the control of the machine via the usual control elements (stick and pedal) takes over.

Bei der erfindunegemäßen Steuer- und Regelanlage sollen dagegen sowohl während des über eine Servo-Tnaschine aesteuerten Navigationsfluges als auch während des vom Flugzeugführer gesteuerten Fluges die Regeleinrichtungen wirksam bleiben, die eine automatische Korrektur der Fluglage bei Kursabweichungen - infp,#p von Winddruck oder ähnlichem ermöglichen und dar-über lünaus aerodynamisch ungünstige oderunzulässigeBeschleunigungenverhindern.In the control system according to the invention, on the other hand, the control devices which allow automatic correction of the flight attitude in the event of course deviations - infp, # p of wind pressure or the like - should remain effective both during the navigation flight controlled by a servo machine and during the flight controlled by the pilot and thereby prevent aerodynamically unfavorable or impermissible accelerations.

Die Erfindung, g##lit dabei aus von einer automatischen Regel- und-Steuerenlage zur Beeinflussung der Lage der drei Be»#egungsachsen eines Luftfahrzeuges., wobei jeder Bewi#gungsachse zur Messung der Lage des Luftfahrzeuges . und -zur Erzeugung von StQuQr-. signalen je ein Wendekrei-sei zugeordnet ist, dem Vorgabesignale zugeführt werden, und kennzeichnet sich erfindungsgemäß dadurch, daß die von der manuellen Steuerung und/oder durch Kommandowertgeber ausgelösten Vorgabesignale nicht nur den Wendekreiseln, sondern auch Meßeinrichtungen zugeführt werden, die zur Überwa#hung der aerodynamischen Flugzustände und/oder der Beschleunigung des Luftfahrzeuges dienen, so daß bei Abweichungen von der durch die Art und Größe- der Steuersignale definierten vorbestimmten Lage und/oder Beschleunigung Steuersignale von den. Meßeinrichtungen erzeugt werden, die als Kompensationssignale den Wendekreiseln zugeführt und/oder deren Signalen beigemischt werden. Den Wendekreiseln werden demnach nicht nur die für die Servosteuerung notwendigen Vorgabesignale zugeführt, sondern,weitere Signale zugeleitet, die aus Kurs-und Beschleunigungsmeßwerten abgeleitet werden. Diese Kompensationssignale werden den für die Kurseinstellung geltenden Vorsignale überlagert, so daß sowohl im Geradeausflug als auch im Navigationsflug sowie im Taktikflug die Ausgangssignale für die Rudersteuerung des Luftfahrzeuges eine Mischung aller derjenigen Größen darstellen-, die zur Steuerung und Nachregelung der Fluglage maßgebend sind.The invention is based on an automatic regulation and control position for influencing the position of the three axes of movement of an aircraft, with each axis of movement for measuring the position of the aircraft . and -for generating StQuQr-. signals are each assigned a turning circle to which specification signals are supplied, and is characterized according to the invention in that the specification signals triggered by the manual control and / or by command value transmitters are fed not only to the rate gyros, but also to measuring devices that are used to monitor the aerodynamic flight conditions and / or the acceleration of the aircraft are used, so that in the event of deviations from the predetermined position and / or acceleration defined by the type and size of the control signals from the. Measuring devices are generated which are fed to the rate gyros as compensation signals and / or their signals are added. The rate gyros are accordingly not only supplied with the default signals necessary for the servo control, but also with further signals which are derived from course and acceleration measured values. These compensation signals are superimposed on the advance signals applicable for course setting, so that in straight flight as well as in navigation flight as well as in tactical flight the output signals for the rudder control of the aircraft represent a mixture of all those variables that are decisive for the control and readjustment of the flight attitude.

Die von den Wendekreiseln. abgegebenen Signale werden einer integrierenden Schaltung und einer differenzierenden Schaltung zugeführt, wobei die Ausgangsgrößen beider Schaltungen einer_ Mischeinrichtung zugeführt werden, deren Ausgangsgröße für die Ruderauslenkungen des Luftfahrzeuges herangezogen werden.The ones from the turning gyroscopes. emitted signals become an integrating Circuit and a differentiating circuit, the output variables of both circuits are fed to a mixer whose output variable can be used for the rudder deflections of the aircraft.

Zur Bildung differenzierender und integrierender Wendekreisel sind an die Spulen der Wendekreisel RC-Glieder angeschlossen; Die - von den Wendekreiseln abgegebenen differenzierten und integrierten Drehgeschwindigkeitssignale werden zusamme ' n nlii Beschleunigungs-_und aero namischen Meßsi nalep -dy lg .. Mischverstärkern zugeführt, deren Ausgangsgrößen zur Betätigung der Ruder des Luftfahrzeuges ausgewertet werden.To form differentiating and integrating rate gyros, RC elements are connected to the coils of the rate gyro; The - output of the gyros differentiated and integrated rotation speed signals are supplied Matching Caps' n nlii acceleration _and aero namic Meßsi nalep -dy lg .. mixing amplifiers whose outputs are evaluated in order to actuate the rudder of the aircraft.

Ein Ausführungsbeispiel ist in der Zeichnung dargestellt. Es zeigt F i g. 1 das Grundschema der Flugregelanlage, F i g. 2 die Regeleinrichtung für den Kursflug mit Kompaßüberwachung, F i g. 3 die Schaltung der Regelanordnung beim Navigations- und Taktikflug, F i g. 4 eine schematische Darstellung des Beschleunigungsmessers, F i g. 4a bis 4c schematisch die Wirkungsweise des Beschleunigungsmessers, F i g. 5 die Regelanordnung für den Taktikflug, F i g. 6 den Schaltplan der Dreiachsensteuerung für die Querachse O-Y mit der Anordnung des Höhenmessers sowie des Beschleunigungsmessers und des Sollwertreglers.An exemplary embodiment is shown in the drawing. It shows F i g. 1 the basic diagram of the flight control system, F i g. 2 the control device for course flight with compass monitoring, F i g. 3 the circuit of the control arrangement in navigation and tactical flight, F i g. 4 is a schematic representation of the accelerometer, FIG. 4a to 4c schematically the mode of operation of the accelerometer, FIG. 5 the rule arrangement for tactical flight, F i g. 6 the circuit diagram of the three-axis control for the transverse axis OY with the arrangement of the altimeter as well as the accelerometer and the setpoint controller.

Für jede der drei Flugzeugachsen 0-X, 0- Y und 0-Z je ist ein Flugregler 1x bis 5x, ly bis 5y, lz bis 5z vorgesehen, der die Stabilisierung und Dämpfung der Achsenschwingungen des Flugzeuges bewirken soll. Die drei Flugregler besitzen gleiche Grundelemente, wobei als Meßorgan je ein elektrisch gefesselter Wendekreisel 1x, ly und lz vorgesehen ist.A flight controller 1x to 5x, ly to 5y, lz to 5z is provided for each of the three aircraft axes 0-X, 0- Y and 0-Z , which is intended to stabilize and dampen the axis vibrations of the aircraft. The three flight controllers have the same basic elements, with an electrically bound gyro 1x, ly and lz each being provided as the measuring element.

Der Wendekreisel 1x, ly, Iz (F i g. 1) liefert einen elektrischen Gleichstrom, dessen Größe proportional einer um seine Empfindlichkeitsachse wirkenden Drehgeschwindigkeit (» ist und dessen Stromrichtung durch den Drehsinn der zu messenden Drehgeschwindigkeit bestimmt wird. Jeder. der drei Wendekreisel ist mit seiner Empfindlichkeitsachse parallel zu je einer Flugzeugachse flugzeugfest angeordnet. Der Wendekreisel lz, dessen Empfindli.chkeitsachse parallel zur Flugzeughochachse 0-Z liegt, mißt die Drehgegchwindigkeit ß' um die Hochachse des Flugzeuges. Der zweite Wendekreisel 1x mißt bei seiner Empfindlichkeitsachse parallel zur Längsachse 0-X die Drehgeschwindigkeit p' um die Längsachse 0-X des Flugzeuges, während der dritte Wendekreisel ly die Drehgeschwindigkeit Y um die Querachse 0- Y des Flugzeuges mißt.The rate gyro 1x, ly, Iz (Fig . 1) supplies an electrical direct current, the magnitude of which is proportional to a rotational speed acting around its axis of sensitivity and the direction of which is determined by the direction of rotation of the rotational speed to be measured. Each of the three rate gyros is arranged with its sensitive axis parallel to a respective plane axis plane determined. the rate gyro lz whose Empfindli.chkeitsachse is parallel to the plane vertical axis 0-Z, measures the Drehgegchwindigkeit ß 'about the vertical axis of the aircraft. the second rate gyro 1x measured parallel with its axis of sensitivity to the longitudinal axis 0 -X the rotational speed p 'about the longitudinal axis 0-X of the aircraft, while the third rate gyro ly measures the rotational speed Y about the transverse axis 0- Y of the aircraft.

Jeder der als Meßorgan verwendeten elektrisch gefesselten Wendekreisel 1x, ly, lz ist so ausgebildet, daß er nicht nur ein elektrisches Signal abgeben kann, das proportional der um seine Empfindlichkeitsachse wirkenden Drehgeschwindigkeitco ist, sondern daß er auch ein elektrisches Signal abzugeben vermag, das dem Zeitintegral der Drehgeschwindigkeit co, also dem Drehwinkel oc = f co d t und deren zeitlicher Ab- leitung, also der Drehbeschleunigung entspricht. Die wirksame Größe der drei elektrischen Signale kann zueinander einzeln eingestellt werden.Each of the electrically tied gyroscopes 1x, ly, lz used as a measuring device is designed so that it can not only emit an electrical signal that is proportional to the rotational speed co acting around its axis of sensitivity, but that it can also emit an electrical signal that corresponds to the time integral the rotational speed co, that is, the angle of rotation oc = f d t co and its temporal waste line, ie the angular acceleration is equivalent to. The effective size of the three electrical signals can be set individually in relation to one another.

Die vom Wendekreisel 1 abgegebenen drei Meßwerte A oc, Ba) und Ca) werden einem Magnetmischverstärker 2 zugeführt, dessen Ausgangsstrom IB dann ein verstärkter algebraischer Summenbefehl dieser drei Meßwerte ist. Der Steuerbefehlsstrom IB beaufschlagt einen Kraftverstärker 3, von dem aus der Elektromotor 4 derart gesteuert wird, daß seine Laufgeschwindigkeit n dem Steuerbefehl IB proportional ist. Dieses wird dadurch erreicht, daß die Ankerspannung und der Ankerstrom eines Elektromotors 4 auf den Eingang des Mischverstärkers 2 gegen- bzw. mitgekoppelt ist. Uber einen Servomotor 5, der ein mechanisches Getriebe 5c, sowie eine mechanische Kraftbegrenzerkupplung 5a und eine elektrische Magnetkupplung 5b enthält, treibt der Elektromotor 4 ein Gestänge 6 eines Ruders 7 an.The three measured values A oc, Ba) and Ca) emitted by the rate gyro 1 are fed to a magnetic mixer amplifier 2, the output current IB of which is then an amplified algebraic sum command of these three measured values. The control command current IB is applied to a power amplifier 3, from which the electric motor 4 is controlled in such a way that its running speed n is proportional to the control command IB. This is achieved in that the armature voltage and the armature current of an electric motor 4 are fed back or coupled to the input of the mixer amplifier 2. The electric motor 4 drives a linkage 6 of a rudder 7 via a servomotor 5, which contains a mechanical gear 5c, as well as a mechanical force limiter coupling 5a and an electrical magnetic coupling 5b .

Die Dreh- bzw. Laufgeschwindigkeit des Ruders 7 ist annähernd dem Steuerbefehl IB proportional (Laufgeschwindigkeitsregelung). Die Ruderlage wirkt hier nicht direkt auf den Steuerbefehl IB ein, wie dies bei Regelungen mit Stellungszuordnung der Fall ist, sondern indirekt nur durch die aerodynamische Einwirkung des Ruders 7 über die Lage, Geschwindigkeit und Beschleunigung des zu regelnden Flugzeuges. Durch die Bewegung des Ruders wird durch die auf das Ruder wirkenden aerodynamischen Kräfte dem Flugzeug um eine bestimmte Achse eine Drehbeschleunigung bzw. Drehgeschwindigkeit erteilt, deren Größe durch den dieser Achse zugeordneten Wendekreisel gemessen wird, wodurch der Ausgangsstrom IB geändert wird, der seinerseits die Laufgeschwindigkeit des Ruders ändert. Der integrierende und differenzierende Wendekreisel 1 registriert also die Abweichung des Flugzustandes vom Sollwert und gibt ein Steuersignal über den Mischverstärker 2 und den Kraftverstärker 3 auf den Servomotor, der das Ruder 7 derart bewegt, daß ein gewünschter Sollzustand aufrechterhalten wird.The speed of rotation or running speed of the rudder 7 is approximately proportional to the control command IB (running speed regulation). The rudder position here does not act directly on the control command IB, as is the case with controls with position assignment, but indirectly only through the aerodynamic action of the rudder 7 via the position, speed and acceleration of the aircraft to be controlled. Through the movement of the rudder, the aerodynamic forces acting on the rudder give the aircraft a rotational acceleration or rotational speed around a certain axis, the magnitude of which is measured by the rate gyro assigned to this axis, whereby the output current IB is changed, which in turn increases the running speed of the Rudder changes. The integrating and differentiating rate gyro 1 registers the deviation of the flight condition from the target value and sends a control signal via the mixer 2 and the power amplifier 3 to the servomotor which moves the rudder 7 in such a way that a desired target condition is maintained.

Der Wendekreisel ly besitzt eine an sich bekannte elektrische Fesselung und vermag eine elektrische Spannung abzugeben, die proportional der um seine Empfindlichkeitsachse wirkenden Drehgeschwindigkeit ist, wobei der Kreiseldraff durch einen als, rotierendeKreiselmasseausgebildetenDrehstrommotorM erzeugt wird. Auf der Präzessionsachse lyc des Wendekreisels ly sind Schleifer lyd angeordnet, die auf gehäusefesten Potentiometerwiderständen lye schleifen. Hierdurch wird eine Spannung von den Schleifern lyd abgegriffen, die auf die Spule lya eines nicht. dargestellten elektrodynamischen Tauchspulsystems einwirkt. Durch diese Anordnung wird in der an der Präzessionsachse lyc angelenkten Tauchspule lya ein Gegendrehmoment auf die Präzessionsachse lye erzeugt, das die Schleifer in die neutrale Stellung zurückführen will. Tritt eine Drehgeschwindigkeit a) um die Empfindlichkeitsachse des Kreisels auf, so wird ein Präzessionsmoment (Drehmoment) um die Achse lyc erzeugt. Die Schleifer werden dadurch aus ihrer Nullage so weit ausgelenkt, bis das von der Tauchspule lya gelieferte Gegendrehmoment im Gleichgewicht ist mit dem durch a) erzeugten Präzessionsmoment. Damit ist die von den Schleifern abgegriffene Spannung proportional der obigen Drehgeschwindigkeit co. Die proportionale Spannung wird über einen regelbaren Widerstand 32 der Eingangsspule 2ya des Mischverstärkers 2y zugeführt.The rotating gyroscope ly has a known electrical restraint and is able to emit an electrical voltage which is proportional to the rotational speed acting around its axis of sensitivity, the gyroscope being generated by a three-phase motor M designed as a rotating gyroscope mass. On the precession axis lyc of the rate gyro ly there are wipers lyd which grind on potentiometer resistors lye fixed to the housing. As a result, a voltage is tapped from the wiper lyd which is not applied to the coil lya one. acts illustrated electrodynamic moving coil system. As a result of this arrangement, a counter-torque is generated on the precession axis lye in the plunger coil lya hinged to the precession axis lye, which counter-torque wants to return the grinder to the neutral position. If a rotational speed a) occurs around the sensitivity axis of the gyro, a precession moment (torque) is generated around the axis lyc. The sliders are thereby deflected from their zero position until the counter-torque supplied by the plunger coil lya is in equilibrium with the precession torque generated by a). The voltage tapped off by the wipers is thus proportional to the above rotational speed co. The proportional voltage is fed to the input coil 2ya of the mixer amplifier 2y via a controllable resistor 32.

Da aber in Serie mit der Tauchspule lya ein Kondensator 1 y Co 1 geschaltet ist, die ist von den Schleirn lyd abgegrilTene Spannung proportional co plus f co - d t, wobei das Verhältnis «) zu f co - d t durch. die Größe des Kondensators ly Co 1 und eines Wider- -standes 33 festgelegt werden kann. In der Spule 2ya sind also die Werte o) plus f co - d t wirksam. But since a capacitor 1 y Co 1 is connected in series with the moving coil lya, the voltage generated by the Schleirn lyd is proportional to co plus f co - d t, where the ratio «) to f co - d t is through. the size of the capacitor ly Co 1 and a resistor 33 can be determined. The values o) plus f co - d t are therefore effective in the coil 2ya.

Durch einen Kondensator 34 und einen Widerstand 35 wird eine Teildifferenzierung des von den Schleifern abgegriffenen Wertes co plus f o) - d t erreicht, so daß n der zweiten Eingangsspule 2yb des Mischverstärker 5 Zy gin Strom fließt, der dem Wert co plus - entspricht. Durch Wahl der Größe des Kondensators 34 und des Widerstandes 35 läßt sich das Verhältnis deo d t zu w und f (9 - d t einstellen. Der MischVerstärker 2y hat die Aufgabe, diese Stromwerte zu mischen und das algebraische Resultat dem Kraftverstärker 3y und danach dem Servomotor 5y zuzuführen.A capacitor 34 and a resistor 35 partially differentiate the value co plus fo) - d t picked up by the wipers, so that n of the second input coil 2yb of the mixer amplifier 5 Zy gin current flows which corresponds to the value co plus - is equivalent to. By choosing the size of the capacitor 34 and the resistor 35 , the ratio deo d t to w and f (9 - d t can be set. The mixing amplifier 2y has the task of mixing these current values and the algebraic result to the force amplifier 3y and then the Servo motor 5y feed .

Die Flugregelanlage kann auch so ausgebildet sein, daß das vom Misohverstärker gelieferte algebraische Summenkommando einem elektrohydraulischen Steuerventil zugeführt wird, das an Stelle des Kraftverstärkers 3y vervvendet werden kann. Das elektrohy- i draulische Steuerventil betätigt dann an Stelle des elektrischen Servomotors 5y eine bekannte hydraulische Einrichtung zur Verstellung des Ruders 7y. Die hier für das Höhenruder 7y erwähnte Alternativlösung gilt in entsprechender Weise auch - vorzugsweise für das, (#IIerruder 7x und gegebenenfalls für das Seitenruder 7z. - Der Mischverstärk-er 2y (Magnetverstärker) beruht in an sich bekannter Weise auf der Steuerwirkung von gleichstromvormagnetisierten und von Wechselstrom durchflossenen, elektromagnetischen Drosseln mit hochpermeablen Kernen 2ye und 2yf, so daß in den beiden Ver-bralicherspulen 3ya, 3yb, gegensinnig zu den in den beiden Spulen 2ya bis 2yd fließenden resultierenden Steuerströmen, verstärkte Ausgangsströme fließen.The flight control system can also be designed in such a way that the algebraic sum command supplied by the misoh amplifier is fed to an electrohydraulic control valve which can be used in place of the force amplifier 3y. The electro-hydraulic control valve then actuates a known hydraulic device for adjusting the rudder 7y instead of the electric servo motor 5y. The here 7y for the elevator mentioned alternative solution applicable in a corresponding manner - preferably for the (#IIerruder 7x and optionally for the rudder 7z -. The Mischverstärk-er 2y (magnetic amplifier) is based in a known manner gleichstromvormagnetisierten on the control effect of and Electromagnetic chokes through which alternating current flows, with highly permeable cores 2ye and 2yf, so that amplified output currents flow in the two braking coils 3ya, 3yb, in opposite directions to the resulting control currents flowing in the two coils 2ya to 2yd.

Die ebenfalls in bekannter Weise im Mischverstärker 2y--,vorgesehenen Gleichrichter 2yg, 2yli sorgen dafür, -da:ß die in den Verbraucherspulen 3ya, 3yb fließenden Ströme Gleichströme sind, deren Ober.-welligkeit durch bekannte Gegen- und Mitkopplungsspulen 2yl, 2yk auf ein gefordertes Minim.almaß gebracht sind. Die Verbraucherspulen 3ya, 3yb des Kraftverstärkers 3y, der im Ausführungsbeispiel als Relaisverstärker ausgebildet ist, befinden sich auf einem polarisierten Relais 3yc, dessen Anker 3yd je nach Richtung des in den Spulen 3ya und 3yb wirksamen Differenzstromes entweder das Schütz 3ye oder das Schütz 3yf zum Ansprechen bringt.The rectifiers 2yg, 2yli also provided in a known manner in the mixer amplifier 2y - ensure that the currents flowing in the consumer coils 3ya, 3yb are direct currents whose harmonics are caused by known counter and positive feedback coils 2yl, 2yk a required minimum level have been brought. The consumer coils 3ya, 3yb of the power amplifier 3y, which is designed as a relay amplifier in the exemplary embodiment, are located on a polarized relay 3yc whose armature 3yd, depending on the direction of the differential current in the coils 3ya and 3yb, either the contactor 3ye or the contactor 3yf to respond brings.

Hierdurch wird über die Schützkontakte 3yg, 3yh der Anker 4ya des Nebenschlußelektromotors 4y der Servomaschine 5y an eine Gleichspannung gelegt, deren Polarität gegeben ist durch die Richtung des Differenzstromflusses der Spulen 3ya, 3yb. Der Anker 4ya des Nebenschlußmotors 4y läuft demnach in einer entsprechenden Drehrichtung mit seinem maximalen Drehmoment an, sobald der in den Spulen 3ya, 3yb fließende Differenzstrom eine solche Größe- erreicht hat, daß der Anker 3yd eines der Schütze 3ye bzw. 3yf erregt hat.As a result, the armature 4ya of the shunt electric motor 4y of the servo machine 5y is connected to a DC voltage via the contactor contacts 3yg, 3yh, the polarity of which is given by the direction of the differential current flow of the coils 3ya, 3yb. The armature 4ya of the shunt motor 4y accordingly starts up in a corresponding direction of rotation with its maximum torque as soon as the differential current flowing in the coils 3ya, 3yb has reached such a size that the armature 3yd has excited one of the contactors 3ye or 3yf.

Der Anker 4ya des Nebenschlußmotors 4y des Servomotors 5y soll jedoch mit einer mittleren Drehzahl laufen, um eine mittlere, Laufgeschwindigkeit des Ruders 7y zu bewirken. Die Drehzahl soll proportional dem vom Mischverstärker gelieferten Differenzstrom der Spulen 3ya, 3yb sein, um die Ruderlaufgeschwindigkeitproportional dem algebraischen Steuerwert in den Eingangsspulen des Mischverstärkers 2ya bis 2yd zu machen. Diese Forderung wird dadurch erreicht, daß die Ankerspannung und der Ankerstrom, der an den Klemmen des Ankers 4ya wirksam ist, durch eine Brückenschaltung auf die Eingangsspule 2yc des Mischverstärkers 2y gegen- bzw. mitgekoppelt ist. Diese Brückenschaltung besteht aus dem Potentio# meterwiderstand 35a, einem Widerstand 36, einem Kondensator 37 und einem regelbaren Widerstand 38. The armature 4ya of the shunt motor 4y of the servo motor 5y should, however, run at a medium speed in order to bring about a medium running speed of the rudder 7y. The speed should be proportional to the differential current of the coils 3ya, 3yb supplied by the mixer amplifier in order to make the rudder speed proportional to the algebraic control value in the input coils of the mixer amplifier 2ya to 2yd. This requirement is achieved in that the armature voltage and the armature current, which is effective at the terminals of the armature 4ya, are counter-coupled or co-coupled to the input coil 2yc of the mixer amplifier 2y by a bridge circuit. This bridge circuit consists of the potentiometer resistor 35a, a resistor 36, a capacitor 37 and a controllable resistor 38.

Der in die an sieh bekannte Brückenschaltung aufgenommene Kondensator 37 bewirkt, daß die Spannungsgegenkopplung mit Verzögerung einsetzt, um die Zeitkonstante der Spannungsgegenkopplung und Strommitkopplung der Anlaufzeit des Motors 4y anpassen zu können. The capacitor 37 incorporated in the bridge circuit known per se causes the voltage negative feedback to commence with a delay in order to be able to adapt the time constant of the voltage negative feedback and current positive feedback to the starting time of the motor 4y.

Durch die Gegenkopplung der Spannung bzw. Mitkopplung des Ankerstromes auf den Eingang des konstruktiv klein gehaltenen Mischverstärkers 2y wird erreicht, daß der Mischverstärker 2y keine lineare Verstärkercharakteristik zu haben braucht, sondern daß er nur bei einer geforderten Eingangsempfindlichkeit einen solchen MaximalmAusgangs-Differenzstrom zu liefern hat, der nötig ist, um das polarisierte Relais 3ye sicher zum Ansprechen zu bringen.Due to the negative feedback of the voltage or positive feedback of the armature current to the input of the mixer amplifier 2y, which is kept small in design, it is achieved that the mixer amplifier 2y does not need to have a linear amplifier characteristic, but that it only has to deliver such a maximum output differential current when the input sensitivity is required, which is necessary to make the polarized relay 3ye respond safely.

Der in den Eingangsspulen 2ya, 2yb und gegebenenfalls 2yd fließende Steuerstrom bewirkt durch diese Schaltungsanordnung eine dem algebraischen Summenbefehl der Steuerströme proportionale Drehzahl des Gleichstromnebenschlußmotors 4y. The control current flowing in the input coils 2ya, 2yb and, if applicable, 2yd causes, through this circuit arrangement, a speed of the direct current shunt motor 4y proportional to the algebraic sum command of the control currents.

Um einen kontinuierlichen Übergang vom Navie gations- auf den Taktikflug zu ermöglichen, muß die Regelung grundsätzlich bewirken, daß das Flugzeug im Navigationsflug selbständig auf einem gewünschten Kurs unabhängig von irgendwelchen Störeinflüssen, im beispielsweise Böen, Trimmänderung usw., geradeaus fliegt (F i g. 2).A continuous transition from Navie gation to allow the tactics flight, the system must cause principle that the aircraft in the navigation flight independently at a desired rate regardless of any interference in the example gusts, trim change, etc., flies straight (F i g. 2).

Die . Einzelelemente der beiden Flugregler, die sich zusammensetze.1 aus dem elektrisch gefesselten Wende" kreisel lz bzw. lxsowie demMagnetmischverstärker2z bzw. 2x und dem Kraftverstärker- 3z bzw. 3x, sind in einem gemeinsamen Schaltkasten 17 untergebracht. Über eineß Hauptschalter 8 wird die Anlage an die Bordnetzspannung vorzugsweise 27 Volt Gleichstrom und 110 Volt 400 Hz Drehstrom gelegt. Je ein Kuppelschalter 12 und 13 gestattet die zugehörige Servomaschine 5z bzw. 5x mit dem Rudergestänge 6z bzw. 6x über die elektrischen Kupplungen 5zb bzw. 5xb einzeln zu kuppeln. Wenn der Servomotor mit dem Rudergestänge nicht gekuppelt ist, können die Ruder vom Flugzeugführer von Hand betätigt werden.The . Individual elements of the two flight controllers, which are composed of the electrically bound gyro lz or lx as well as the magnetic mixing amplifier 2z or 2x and the power amplifier 3z or 3x, are housed in a common switch box 17. The system is switched on via a main switch 8 the on-board network voltage is preferably 27 volts DC and 110 volt set 400 Hz three-phase. Depending on a dome switches 12 and 13 allows 5z or 5x individually with the pushrod 6z or 6x via the electrical couplings 5zb or 5XB to couple the associated servo machine. When the servo motor is not coupled to the rudder linkage, the rudder can be operated by the pilot by hand.

Mit einem Wahlschalter 14 (F i g. 2) wird zunächst der Einsatz für den Navigationsflug durch Einstellung auf die Marke »Navigation« vollzogen.Using a selector switch 14 ( FIG. 2), the use for navigation flight is first carried out by setting it to the “Navigation” mark.

Die Empfindlichkeitsachse des integrierenden und differenzierenden Wendekreisels lz, der die Kursstabi" lisierung des Flugzeuges bewirkt, liegt parallel zur Flugzeughochachse 0-Z, so daß der Wendekreisel lz die Lageabweichung fl des Flugzeuges sowie deren zeitliche Ableitung ß' und P" mißt. Im Horizontal-und Bahnneigungsflug ist die Lageabweichung praktisch identisch mit der Kursabweichung y. Der Wendekreisel lz mißt primär die Drohgeschwindigr keit % um die Flugzg-ughochach3e, und deren Zeitintegral f % - d t, also ß, sowie deren zeitliche Ableitung also ß". Beim Auftreten äußerer Momente um die Flugzeughochachse O#Z, die das Flugzeug von seinem Sollkurs abzulenken suchen, z. B. Böen, Ausfall eines Seitenmotors und sonstige Vertrimmung, wirkt der Flugregler diesen Störungen entgegen und führt das Flugzeug auf seinen Sollkurs zurück. Hierbei gibt der Wendekreisel entsprechend der von ihm nach Richtung und Größe gemessenen Drehgeschwindigkeit um die Hochachse einen Steuerungsimpuls ab, der im Magnetmischverstärker2z sowie dem Kraftverstärker3z entsprechend abgewandelt -und auf den Servomotor 5z übertragen wird, wodurch das Seitenruder U über Rudergestänge 6z mit einer dem Steuerbefehl proportionalen Laufgeschwindigkeit in Bewegung gesetzt wird. Das ausschlagende Ruder U bewirkt seinerseits eine Drehgeschwindigkeit des Flugzeuges um die Hochachse 0-Z, deren Richtung entgegengesetzt,zu der von äußeren Kräften veranlaßten Abweichung ist, so daß die ungewollte Lageänderung rückgängig gemacht wird bzw. gar nicht zur Auswirkung kommt. Das Flugzeug ist damit auf den ursprünglichen Sollkurs zurückgeführt.The axis of sensitivity of the integrating and differentiating rate gyro lz, which effects the course stabilization of the aircraft, lies parallel to the aircraft vertical axis 0-Z, so that the rate gyro lz measures the positional deviation fl of the aircraft and its time derivative ß ' and P ". In horizontal and orbital flight, the positional deviation is practically identical to the course deviation y. The rate gyro lz primarily measures the threat speed % around the aircraft height, and its time integral f% - d t, i.e. ß, as well as its time derivative So ß ". When external moments occur around the aircraft vertical axis O # Z that seek to divert the aircraft from its nominal course, e.g. gusts, failure of a side motor and other trimming, the flight controller counteracts these disturbances and guides the aircraft on its nominal course Here, the rate gyro emits a control pulse around the vertical axis according to the rotational speed it has measured for direction and size, which is modified accordingly in the magnetic mixer amplifier 2z and the power amplifier 3z and transmitted to the servomotor 5z, whereby the rudder U via rudder linkage 6z with one of the The deflecting rudder U causes the aircraft to rotate around the vertical axis 0-Z, the direction of which is opposite to the deviation caused by external forces, so that the unwanted change in position is reversed or not at all comes into effect The aircraft is thus returned to the original target course.

Die Messung der Kursabweichung V, die durch Integration der Drehgeschwindigkeit coi, mit großer Genauigkeit erfolgt, ist jedoch nicht vollkommen fehlerfrei.The measurement of the course deviation V, which is carried out with great accuracy by integrating the rotational speed coi, is, however, not completely error-free.

Ein somit etwa auftretendes allmähliches Abwandern des Flugzeuges von seinem Sollkurs wird durch eine Kompaßanlage, die durch einen Schalter 15 in Betrieb gesetzt wird, verhindert (Überwachung). Ein Tochterkompaß 10, der an einen bekannten Mutterkompaß 11 über einen Verstärker 9 universell anschließbar ist, liefert ein Überwachungskommando, das sich dem von ß, ß' und ß" herrührenden Steuerbefehl IB überlagert. Im Gehäuse des Tochterkompasses 10 drehbar gelagert befindet sich das Tochtersystem, das außen eine Kursscheibe 10a mit einer 360'-Teilung trägt, über der sich ein Zeiger 10b mit Steuermarke synchron mit den Bewegungen der Magnetnadel im Mutterkompaß 11 dreht.Any gradual drifting of the aircraft from its desired course that occurs in this way is prevented by a compass system which is activated by a switch 15 (monitoring). A Tochterkompaß 10, is universally connected to a known Mutterkompaß 11 via an amplifier 9, provides a control command that the ß, ß itself 'and ß "originating control command IB superimposed. Rotatably mounted in the housing of daughter compass 10 is the child system, which carries a course disc 10a with a 360 'division on the outside, above which a pointer 10b with a tax mark rotates synchronously with the movements of the magnetic needle in the master compass 11 .

Die Stellung der Steuermarke des Zeigers 10b auf der Kursscheibe 10a entspricht dem jeweiligen magnetischen Kompaßkurs. Das äußere flugzeugfeste Gehäuse des Tochterkompasses 10 trägt eine weitere Steuermarke 10c. Ein automatisches Basisnachlaufgerät 16, das im Schaltkasten 17 untergebracht ist, sorgt bei geöffnetem Schalter 8 und/oder 12 sowie im Taktikflug (s. F i g. 3) dafür, daß die Steuermarke des Zeigers 10b, der mit der Magnetnadel des Mutterkompasses 11 synchron läuft, immer in Deckung bleibt mit der flugzeug- bzw. mit der gehäusefesten Steuermarke 10c des Tochterkompasses 10. Hierdurch wird eine leichte Ablesbarkeit des jeweiligen Flugkurses erreicht, außerdem wird die Überwachung des anliegenden Kurses beim Übergang auf Navigationsflug erleichtert. Sind die Schalter 8 und 12 eingeschaltet und ein Wahlschalter 14 auf die Stellung »Navigation« gelegt (F i g. 2), wodurch der stabilisierte Geradeausflug erreicht werden soll, so wird der automatische Basisnachlauf außer Funktion gesetzt, und das Potentiometer 10f des Tochterkompasses 10 liefert jetzt ein Überwachungskommando an den Drehgeschwindigkeitsmesser lz, solange der von der Kursscheibe 10a gegenüber der flugzeugfesten Gehäusemarke 10 c angezeigte Sollkurs nicht mit dem vom Zeiger 10b auf der Kursbasisscheibe 10a angezeigten Kompaßkurs übereinstimmt. Das Flugzeug wird dann mit etwa 4'/min auf den Sollkurs zurückgeführt. Sollkurs und Kompaßkurs stimmen wieder überein, wenn die Steuermarke des Zeigers 10b mit der gehäusefesten Marke 10 c der Kompaßtochter 10 in Deckung gekommen ist.The position of the tax mark of the pointer 10b on the course disc 10a corresponds to the respective magnetic compass course. The outer, aircraft-mounted housing of the subsidiary compass 10 bears a further tax stamp 10c. An automatic base tracking device 16, which is housed in the switch box 17 , ensures that the control mark of the pointer 10b, which is synchronized with the magnetic needle of the master compass 11 , when the switch 8 and / or 12 is open and in tactical flight (see FIG . 3) runs, always remains in cover with the aircraft or with the housing-fixed control mark 10c of the subsidiary compass 10. This makes it easy to read the respective flight course, and also facilitates the monitoring of the course at the transition to navigation flight. If the switches 8 and 12 are switched on and a selector switch 14 is set to the “navigation” position ( FIG. 2), whereby the stabilized straight flight is to be achieved, the automatic basic tracking is deactivated and the potentiometer 10f of the subsidiary compass 10 now provides a control command to the angular velocity sensor lz as long as the desired rate against the aircraft-fixed housing mark 10 c displayed on the price disc 10a does not coincide with the readings on the pointer 10b on the track base plate 10a compass heading. The aircraft is then returned to the desired course at about 4 '/ min. Set course and compass heading agree again when the tax stamp of the pointer 10b with the housing-fixed mark 10 c of Kompaßtochter has come to cover the 10th

Für Kursrichtungsänderungen im Navigationsflug ist in das Steuergestänge zwischen Seitenruderpedal 19 (s. F i g. 2) und dem Angriffshebel der Rudermaschine 5z ein Dynamometer 18 eingebaut, mit dessen Hilfe Kursrichtungsänderungen mit gewollt begrenzter Giergeschwindigkeit, z. B. - kontinuierlich durchgeführt werden können, Der konstruktive Aufbau des Dynamometers 18 liefert ein Gleichstromkommando, dessen Größe proportional der Gestängekraft ist, wobei die Stromrichtung bestimmt wird durch die Richtung der Gestängekraft (Druck- bzw. Zugkraft). Übt der Flugzeugführer eine Fußkraft auf das Seitenruderpedal 19 während des Navigationsfluges aus, gibt das Dynamometer 18 einen entsprechenden Strom ab, der dem automatischen Basisnachlaufgerät 16 zugeführt wird, das den Basisverstellmotor 10d des Tochterkompasses 10 mit einer dem Dynamometerstrom proportionalen Drehgeschwindigkeit anlaufen läßt. Eine mit dem Basisverstellmotor 10d gekuppelte Gleichstrom-Nebenschluß- oder sogenannte Tachometermaschine 10e liefert somit einen der Basisverstellgeschwindigkeit und Drehrichtung proportionalen elektrischen Gleichstrom, dessen Stromwert durch einen Beschleunigungs- oder Normalkraftmesser 20 von der Beschleunigung in Richtung der Flugzeughochachse 0-Z abhängig gemacht wird. Der beeinflußte Stromwert wirkt als Vorgabekommando auf den Integrationswendekreisel lz ein und erteilt über den Flugs regler lz bis 5z dem Flugzeug eine der BasisverstellgeschwindigkeitgleicheGiergeschwindigkeit- ..Durch diese Anordnung kann während des Kurvens die augenblickliche Flugrichtung zwischen der Steuermarke 10e und der Basisscheibe10b der Kompaßtochter 10 mit großer Genauigkeit abgelesen werden. An Stelle des Dynamometers 18 können weitere Richtungsgeber, z. B. Funkleitgeräte, mit aufgeschaltet werden. For course direction changes in navigation flight, a dynamometer 18 is built into the control linkage between the rudder pedal 19 (see FIG. 2) and the attack lever of the steering machine 5z. B. - can be carried out continuously, the construction of the dynamometer 18 provides a direct current command, the size of which is proportional to the linkage force, the direction of the current is determined by the direction of the linkage force (pressure or tensile force). If the pilot exerts a foot force on the rudder pedal 19 during the navigation flight, the dynamometer 18 emits a corresponding current which is fed to the automatic base tracking device 16 , which starts the base adjustment motor 10d of the subsidiary compass 10 at a rotational speed proportional to the dynamometer current. A DC shunt or so-called tachometer machine 10e coupled to the basic adjustment motor 10d thus supplies an electrical direct current proportional to the basic adjustment speed and direction of rotation, the current value of which is made dependent on the acceleration in the direction of the aircraft vertical axis 0-Z by an acceleration or normal force meter 20. The influenced current value acts as a default command on the integration rate gyro lz and gives the aircraft a yaw rate equal to the basic adjustment speed via the flight controller lz to 5z. With this arrangement, the current direction of flight between the tax mark 10e and the base disk 10b of the compass daughter 10 can be read off with great accuracy while turning. Instead of the dynamometer 18 , further direction indicators, for. B. radio control devices can be switched on.

Bei Kursrichtungsänderungen wird die Flugzeugquerlage selbsttätig so nachgesteuert, daß das Scheinlot, nämlich die Resultierende aus der Erdkraft G und der Zentrifugalkraft im Schwerpunkt des Flugzeuges in der Symmetrieebene, die durch die Flugzeuglängsachse und die Flugzeughochachse gebildet wird, liegt.When course direction changes, the aircraft bank position is automatically readjusted so that the dummy perpendicular, namely the resultant of the earth force G and the centrifugal force in the center of gravity of the aircraft in the plane of symmetry, which is formed by the aircraft longitudinal axis and the aircraft vertical axis.

Wird eine Kursänderung um die lotrechte Achse mit der Rollgeschwindigkeit bei einer konstanten Fluggeschwindigkeit Ve durchgeführt, dann ist der zugehörige Querneigungswinkel (p also der Winkel zwischen der lotrecht gerichteten Erdbeschleunigung g und dem in der Hochachse des Flugzeuges liegenden Scheinlot durch folgende Beziehungen gegeben (F i g. 4c): (Ve - Q = Zentrifugalbeschleunigung).Will change course around the vertical axis with rolling speed carried out at a constant airspeed Ve, then the associated bank angle (p that is the angle between the perpendicular gravitational acceleration g and the apparent perpendicular lying in the vertical axis of the aircraft is given by the following relationships ( Fig. 4c): (Ve - Q = centrifugal acceleration).

Die hierbei auftretende Drehgeschwindigkeit co;, um die Hochachse o-z ist gleich der Komponente von Q in Richtung dieser Achse: (0, = P - cos 99. (2) Bezeichnet man die resultierende Beschleunigung mit P, so wird Da die empfindliche Achse des verwendeten DrAhgeschwindigkeitsmessers lz (Wendekreisel) parallel zur Hochachse 0-Z des Flugzeüges gelegt ist, wird % ge- messen und nicht Q. Aus der Formel (3) geht jedoch hervor, daß o)" und D. in einfacher Weise durch die Beschleunigung P in Richtung' Hochachse 0-Z miteinander verbunden sind. Der Beschleunigungsmesser 20 (F i g. 4) ermöglicht o), so zu bestimmen, da - P bei allen Fluggeschwindigkeiten immer proportional der von der Gleichstromnebenschlußmaschine 10e gelieferten Spannung bleibt, d. h., daß die Giergeschwindigkeit des Flugzeuges immer gleich der vom Pedaldynamometer 18 kommandierten Basislaufgeschwindigkeit der-Kompaßtochter 10 ist.The rotational speed co; around the vertical axis oz which occurs here is equal to the component of Q in the direction of this axis: (0, = P - cos 99. (2) If the resulting acceleration is denoted by P, then becomes Since the sensitive axis of DrAhgeschwindigkeitsmessers used lz (rate gyro) to the vertical axis Z of the 0-Flugzeüges is connected in parallel,% Measured and not from Q. However, the formula (3) it is evident that o) "and D. easily Way connected to one another by the acceleration P in the direction of the vertical axis 0-Z. The accelerometer 20 ( FIG. 4) enables o) to be determined in such a way that - P always remains proportional to the voltage supplied by the direct current shunt machine 10e at all flight speeds , i.e. the yaw rate of the aircraft is always the same as the base speed of the compass daughter 10 commanded by the pedal dynamometer 18 .

Die Formel (3) besagt, daß für P # g und für die Tellerkurve co, = D- ist, so daß sich für und Wird demnach eine schiebefreie Kurve mit einer Drehgeschwindigkeit 2 geflogen, wobei die resultierende Beschleunigung P = 2 g ist, so muß der von der Gleichstromnebenschlußmaschine 10e an den Wendekreisel lz gelieferte Vorgabestrom auf die Hälfte verringert werden, wenn die Basisdrehgeschwindigkeit des Tochterkompasses 10 mit der Drehgeschwindigkeit r übereinstimmen soll, wie dieses bei der Tellerkurve immer der Fall ist. Praktisch muß also der Schaltkreiswiderstand Rx, der sich aus der Summe von Innenwiderstand der Gleichstromnebensdhlußmaschine 10e sowie Widerstand der Vorgabespule des Wendekreisels lz und Justierwiderstände zusammensetzt, durch einen sich selbsttätig einstellenden Vorwiderstand 20a auf das Doppelte erhöht werden.The formula (3) says that for P # g and for the plate curve co, = D- , so that for and Accordingly, if a skid-free curve is flown at a speed of rotation 2, with the resulting acceleration P = 2 g , then the specified current supplied by the DC bypass machine 10e to the rate gyro lz must be reduced by half if the base speed of rotation of the slave compass 10 is equal to the speed of rotation r should match, as is always the case with the plate curve. In practice, the circuit resistance Rx, which is made up of the sum of the internal resistance of the DC auxiliary circuit machine 10e and the resistance of the setting coil of the rate gyro lz and adjustment resistors, must be doubled by an automatically adjusting series resistor 20a.

Diese Aufgabe übernimmt der Beschleunigungsmesser 20 (F i g. 4), der flugzeugfest so eingebaut ist, daß im horizontalen Geradeausflug seine Grundplatte 20e parallel zur Erdoberfläche steht. Zwei Blattfedern 20b sind so vorgespannt, daß ein Schleifer 20d auf dem oberen Ende der Widerstandswicklung eines Widerstandes 20a hegt, wenn beim horizontalen Geradeausflug nur die Erdbeschleunigung g auf eine Kupferplatte 20 c wirkt. Im Kurvenflug wirkt jedoch die resultierende Beschleunigung P auf die Kupferplatte ein, und ein Schleifer 20d bewegt sich um einen proportionalen Betrag nach unten. Die Federkonstante der Blattfedern 20b und die lineare Wicklung des Vorwiderstandes 20a sind so gewählt, daß z. B. unter der Einwirkung einer resultierenden Beschleunigung P = 2g zwischen dem Schleifer und dem oberen Zuführungsdraht zum Widerstand 20a ein Widerstand R, abgegriflen wird, der gleich dem Kreiswiderstand R#!, ist. Somit begrenzt der Vorwiderstand 20a den von der Gleichstromnebenschlußmaschine 10e gelieferten Vorgabestrom in der Vorgabespule des Wendekreisels lz auf die Hälfte. Zusätzliche, z. B. durch Horizontalböigkeit auf den Beschlennigungsmesser 20 wirkende harte Beschleunigungsstöße, die über den Flugregler unerwünschte Regelschwingungen um die Hochachse 0-Z hervorrufen könnten, werden durch einen Dämpfungsmagneten 20f, der in der sich bewegenden Kupferscheibe 20c Wirbelströme induziert, stark abgedämpft.This task is taken over by the accelerometer 20 ( FIG. 4), which is installed so that it is fixed to the aircraft in such a way that its base plate 20e is parallel to the surface of the earth when it is flying in a straight line. Two leaf springs 20b are pretensioned so that a wiper 20d lies on the upper end of the resistance winding of a resistor 20a when only the acceleration of gravity g acts on a copper plate 20c during straight flight. When turning, however, the resulting acceleration P acts on the copper plate, and a grinder 20d moves downward by a proportional amount. The spring constant of the leaf springs 20b and the linear winding of the series resistor 20a are chosen so that, for. B. under the action of a resulting acceleration P = 2g between the wiper and the upper lead wire to the resistor 20a, a resistor R, which is equal to the circuit resistance R # !, is tapped. Thus, the series resistor 20a limits the default current supplied by the direct current shunt machine 10e in the default coil of the rate gyro lz to half. Additional, e.g. B. hard acceleration shocks acting on the fogging meter 20 due to horizontal gusts, which could cause undesired control oscillations about the vertical axis 0-Z via the flight controller, are strongly damped by a damping magnet 20f, which induces eddy currents in the moving copper disk 20c.

Zur Erläuterung der Stellung des Schleifers 20d deg Beschleunigungsmessers 20 bei den verschiedenen x Fluglagen ist in F i g. 4a seine Ausgangsstellung beim Geradeausflug dargestellt, während die F ig. 4b, das Flugzeug in einer mit l'/sec bei 360 km/h geflogenen Kurve wiedergibt. Die auf das Flugzeug wirkenden Kräfte sind.- die Erdbeschleunigung g, die resultierende Beschleunigung P oder das in Richtung der Flugzeughochachse z liegende Scheinlot und die Zentrifugalbeschleunigung v, - Q. Der Schleifer 20d tastet entsprechend der wirkenden resultierenden Beschleunigungskraft den Widerstand 20a ab. In F i g. 4c ist die Stellung des Schleifers 20d bei einer Kurve von 2'/ sec und 720 km/ h Fluggeschwindigkeit dargestellt, wobei der Querneigungswinkel mit (p bezeichnet ist.To explain the position of the grinder 20d deg accelerometer 20 in the various x flight positions, FIG. 4a shows its starting position when flying straight ahead, while F ig. 4b, shows the aircraft in a curve flown at 1 '/ sec at 360 km / h. The forces acting on the aircraft are the acceleration due to gravity g, the resulting acceleration P or the apparent perpendicular lying in the direction of the aircraft vertical axis z and the centrifugal acceleration v, - Q. The grinder 20d scans the resistance 20a according to the resulting acceleration force. In Fig. 4c shows the position of the grinder 20d at a curve of 2 ′ / sec and a flight speed of 720 km / h, the bank angle being denoted by (p.

Während des Geradeaus-Navigationsfluges wird eine Drehbewegung des Flugzeuges um seine Längsachse 0-X durch den Flugregler l x bis 5x verhindert. Durch äußere Störeinflüsse hervorgerufene Drehbewegungen um die Flugzeuglängsachse 0-X-mißt das als elektrisch gefesselter Wendekreisel arbeitende Meßorgan 1x des Flugreglers 1x bis 5x und dämpft durch entsprechende Gegenruderausschläge diese Drehbewegungen in starkem Maße ab, ohne aber verhindern zu können, daß sich mit der Zeit ein unerwünschter Hängewinkel (p., ausbilden kann. Ein flugzeugfest angeordneter Beschleunigungsmesser (Querneigungspendel) 21 mißt den sich ausbildenden Hängewinkel 99x und liefert einen Gleichstrom, dessen Größe und Richtung dem Hängewinkel 99#, proportional ist.During the straight-ahead navigation flight, the Aircraft about its longitudinal axis 0-X prevented by the flight controller l x to 5x. By external interfering influences caused rotational movements about the aircraft longitudinal axis 0-X-measures the measuring element 1x of the flight controller, which works as an electrically bound rate gyro 1x to 5x and dampens these turning movements by corresponding counter-rudder deflections to a great extent, but without being able to prevent an undesirable one over time Hang angle (p., Can form. An aircraft-mounted accelerometer (Slope pendulum) 21 measures the developing hanging angle 99x and delivers one Direct current, the size and direction of which is proportional to the hanging angle 99 #.

Der Gleichstromimpuls wird dem Wendekreisel 1x als Überwachungsimpuls zugeführt und bringt den Hängewinkel zum Verschwinden. Wird durch Betätigung des Seitenruderfußpedals 19 eine Kursänderung über den Flugregler eingeleitet, so mißt das Querneigungspendel 21 die auftretende Schiebebeschleunigung, und der Flugregler 1x bis 5x läßt das Flugzeug um seine Längsachse 0-X nur so lange rollen, bis diese Schiebebeschleunigung wieder zu Null geworden ist, d. h., bis sich der entsprechende Querneigungswinkel eingestellt hat. Der Meßbereich des Querneigungspendels 21 kann entsprechend dem jewei-Egen Flugzeugtyp in den Grenzen von J-0,005 g bis 1 g eingestellt und, wenn erforderlich, auch vom Böigkeitsgrad abhängig gemacht werden. Durch diese Anordnung wird eine Stabilisierung des Flugzeuges um die Längsachse 0-X im Navigationsflug erzielt.The direct current pulse is fed to the rate gyro 1x as a monitoring pulse and makes the hanging angle disappear. If the flight controller initiates a course change by pressing the rudder foot pedal 19 , the bank pendulum 21 measures the sliding acceleration that occurs, and the flight controller 1x to 5x lets the aircraft roll around its longitudinal axis 0-X only until this sliding acceleration has returned to zero , d. that is, until the appropriate bank angle has been set. The measuring range of the bank pendulum 21 can be set within the limits of J-0.005 g to 1 g in accordance with the respective aircraft type and, if necessary, can also be made dependent on the degree of gustiness. This arrangement stabilizes the aircraft about the longitudinal axis 0-X in navigation flight.

Für die Stabilisierung der Hochachse 0-Z und der Längsachse 0-X im Taktikflug muß der Flugzeugführer alle für das Flugzeug aerodynamisch und festigkeitsmäßig möglichen Flugfiguren durch Betätigung des Knüppels bei aufgeschalteter Flugregelung durchführen können.For the stabilization of the vertical axis 0-Z and the longitudinal axis 0-X im Tactical flight, the pilot must all aerodynamically and strength-wise for the aircraft possible flight maneuvers by operating the stick when the flight control is activated can perform.

Das im Taktikflug angewandte Steuerungsverfahren geht davon aus, daß sich wegen des negativen Schiebe-Roll-Momentes Kursrichtungsänderungen mit dem Seitenruder nicht schnell genug einleiten lassen und Kursrichtungsänderungen primär mit dem Querruder eingeleitet werden, wobei das Seitenruder selbsttätig so nachgesteuert wird, daß sich für einen gewählten Querneigungswinkel p die entsprechende Drehgeschwindigkeit o)" um die Hochachse 0-Z ausbildet.The control method used in tactical flight assumes that, due to the negative push-roll moment, changes in course cannot be initiated quickly enough with the rudder and changes in course are primarily initiated with the aileron, with the rudder being automatically readjusted in such a way that it is selected for one Slope angle p the corresponding speed of rotation o) "around the vertical axis 0-Z.

Die Schaltungsanordnung wird durch Umlegen des Wahlschalters 14 (F i g. 3) in die Stellung »Taktik« liber den Relaissatz Rel bewirkt.The circuit arrangement is effected by moving the selector switch 14 ( FIG. 3) into the "tactics" position via the relay set Rel.

Der Knüppelhandgriff ist als ein Zweiachsdynamometer 23 ausgebildet. Wird auf den Handgriff eine Druck- bzw. Zugkraft in Richtung der Flugzeugquerachse O-Y ausgeübt, so gibt das Dynamometer ein elektrisches Gleichstromkommando ab, wobei die elektrische Kommandospannung proportional ist der auf das Dynamometer 23 ausgeübten Kraft -und die Polarität bestimmt wird durch die Wirkrichtung dieser Kraft. Das der Handkraftkomponente proportionale elektrische Gleichstromkommando wird als Steuerkommando dem Wendekreisel 1 x des Flugreglers 1 x bis 5x zugeleitet. Hierdurch wird eine Drehbewegung um die Achse 0-X mit einer der Größe dieser Kornmandospannung proportionalen Drehgeschwindigkeit .Polarität der Kommandospannung festgelegt ist und eingeleitet, wobei die Rollrichtung durch die die Kommandospannung bestimmt ist durch die Richtung der Handkraft am Steuerknüppel 23. Der sich dabei ergebene Querneigungswinkel p ist somit ein Produkt von Handkraft und Wirkzeit. Während des von Hand gesteuerten Rollvorganges bildet sich mit der dem jeweiligen Flugzeugtyp eigenen aerodynamischen Verzögerung eine Schiebebeschleunigung b" aus, die vom Beschleunigungsmesser 21 gemessen und einem Integrationsgerät 22 zugeführt wird, das den elektrischen Gleichstrommeßwert E = :EA -f b. - dt hat. Dieser Meßwert wird elektrisch durch ein RC-Glied dilTerenziert, wobei das erhaltene Ergebnis E = ± B -f b. - dt + C - b, dem Integrationswendekreisel lz als Vorgabekommando zugeführt wird. Der Flugregler lz bis 5z läßt somit das Seitenruder U so lange auslaufen, bis die Schiebebeschleunigung b" = 0 geworden ist, d. h., bis eine dem jeweiligen Querneigungswinkel (p entsprechende Drehgeschwindigkeit o), um die Hochachse 0-Z des Flugzeuges erreicht ist. Durch die Differenzierung des Wertes E = ±A -fb. - dt wird der Zustand des schiebefreien Kurvenfluges entsprechend der gesteuerten Rollgeschwindigkeit bzw. des eingesteuerten Querneigungswinkelg (P mit aperiodischem Regelverhalten erreicht. Da durch Betätigung des Knüppels 23 in Richtung der Achse 0- Y jeder beliebige Querneigungswinkel 99 eingesteuert werden kann, besteht die Gefahr, daß im Schnellflug wegen der sich folglich einstellenden hohen Giergeschwindigkeit - die für einen bestimmten Flugzeugtyp auf Grund seiner Konstruktion zulässige Beschleunigung P in Richtung der Achse 0-Z überschritten werden kann.The stick handle is designed as a two-axis dynamometer 23 . If a compressive or tensile force is exerted on the handle in the direction of the aircraft transverse axis OY, the dynamometer emits an electrical direct current command, the electrical command voltage being proportional to the force exerted on the dynamometer 23 - and the polarity is determined by the direction of action of this force . The electrical direct current command proportional to the manual force component is sent as a control command to the rate gyro 1 x of the flight controller 1 x to 5x. As a result, a rotational movement about the axis 0-X with a rotational speed proportional to the magnitude of this Kornmando voltage. The polarity of the command voltage is established and initiated, the roll direction by which the command voltage is determined by the direction of the manual force on the control stick 23. The resulting bank angle p is thus a product of manual force and action time. During the manually controlled taxiing process, the aerodynamic deceleration peculiar to the respective aircraft type forms a pushing acceleration b ", which is measured by the accelerometer 21 and fed to an integration device 22, which has the electrical direct current measured value E = : EA -f b. - dt. This measured value is electrically diluted by an RC element, whereby the result E = ± B -f b.-dt + C-b is fed to the integration rate gyro lz as a default command run down until the pushing acceleration b "has become = 0 , d. That is, until a rotation speed o corresponding to the respective bank angle (p) about the vertical axis 0-Z of the aircraft is reached. By differentiating the value E = ± A -fb. - dt is the state of non-slip turning flight according to the controlled taxiing speed or the controlled bank angle (P achieved with aperiodic control behavior. Since any bank angle 99 can be controlled by actuating the stick 23 in the direction of the axis 0- Y, there is a risk that in high-speed flight due to the consequent high yaw rate - the for due to a certain type of aircraft its construction permissible acceleration P in the direction of the axis 0-Z can be exceeded.

Die Schaltungsanordnung (F i g. 5) zeigt in der Stellung des Wahlschalters 14 für den Taktikflug an, daß die Drehgeschwindigkeit und die Drehrichtung proportional ist der Handkraft und ihrer Wirkrichtung auf den Knüppel 23, während die maximale Drehgeschwindigkeit.Q eine selbsttätige Begrenzung auf ein zulässiges Maß erfährt, z. B. eine erlaubte Beschleunigung in Richtung der Achse 0-Z von P = 4 g. The circuit arrangement (F i g. 5) shows in the position of the selector switch 14 for tactical flight that the speed and direction of rotation is proportional to the manual force and its direction of action on the stick 23, while the maximum speed of rotation.Q an automatic limitation to a learns permissible level, z. B. a permitted acceleration in the direction of the axis 0-Z of P = 4 g.

Die Kommandospannung des Knüppeldynamo- i meters 23 wird der Eingangsspule 24 a eines Magnetmischverstärkers 24 zugeführt. Der vom Mischverstärker 24 erzeugte proportionale Ausgangsstrom beeinflußt die Vorgabespule des Wendekreisels 1x und läßt über den Flugregler 1x bis 5x das Flugzeug mit einer der auf den Knüppel in Richtung der Achse 0- Y ausgeübten Handkraft entsprechenden Drehgeschwindigkeit um die Achse 0-X rollen. Die sich dabei ergebende Beschleunigung (Schiebebeschleunigung bn) wird vom Beschleunigungsmesser 21 registriert und das Meßresultat im Integrationsgerät 22 integriert und teildifferenziert. Das Ergebnis E B f b. - dt C - b, wird dem Integrationswendekreisel lz als Vorgabekommando zugeführt, wodurch sich über dem Flugregler lz bis 5z eine erforderliche Drehgeschwindigkeit co, um die Hochachse 0-Z des Flugzeuges ausbildet. Das Meßergebnis wird einer zweiten Eingangsspule 24b des Mischverstärkers 24 als Kompensationswert gegen das in der Eingangsspule wirkende Knüppelkommando 23 zugeführt, so daß der Ausgangsstrom des Mischverstärkers 24 und damit die Rollgeschwindigkeit laufend abnimmt. Als Endzustand stellt sich also ein Querneigungswinkel rp und damit eine Drehgeschwindigkeit.Q ein, die der Handkraft auf das Knüppeldynamometer 23 proportional ist.The command voltage of the stick dynamometer 23 is fed to the input coil 24 a of a magnetic mixer amplifier 24. The proportional output current generated by the mixer 24 influences the setting coil of the rate gyro 1x and allows the aircraft to rotate at a speed corresponding to the manual force exerted on the stick in the direction of the axis 0- Y via the flight controller 1x to 5x roll around the axis 0-X. The resulting acceleration (sliding acceleration bn) is registered by the accelerometer 21 and the measurement result is integrated and partially differentiated in the integration device 22. The result E B f b. - dt C - b, is fed to the integration rate gyro lz as a default command, as a result of which a required rotational speed co about the vertical axis 0-Z of the aircraft is established via the flight controller lz to 5z. The measurement result is fed to a second input coil 24b of the mixing amplifier 24 as a compensation value against the stick command 23 acting in the input coil, so that the output current of the mixing amplifier 24 and thus the rolling speed continuously decreases. The final state is therefore a bank angle rp and thus a rotational speed.Q which is proportional to the manual force on the stick dynamometer 23.

Das Knüppelkommando 23 (F i g. 5) wird von dem Beschleunigungsmesser 20 beeinflußt (F i g. 4). Die Federn 20b des Normalkraftmessers 20 sind so vorgespannt, daß erst ab einer Beschleunigungskraft von beispielsweise P = 3,5 g der Schleifer 20d die oberste Windung des Widerstandes 20a verläßt und bei etwa P = 4,2 g auf der unteren Windung steht. Die obere Federstellung (F i g. 5) ist durch einen flugzeugfesten Anschlag 20g fixiert. Wird nun für eine beliebige Fluggeschwindigkeit Ve über das Knüppeldynamometer 23 eine Giergeschwindigkeit - eingeleitet, wodurch die Beschleunigungskraft P in Richtung der Achse 0-Z der Wert P = 3,5 g überschritten wird, dann bewegt sich der Schleifer 20d auf den Windungen des Widerstandes 20a nach unten und verkleinert (F i g. 5) den in der Eingangsspule des Mischverstärkers 24 wirkenden Knüppelkommandostrom. Auch bei größter Handkraft auf das Knüppeldynamometer 23 pendelt sich unabhängig von der Fluggeschwindigkeit Ve eine Stellung des Schleifers 20d auf dem Widerstand 20a ein, die den in der Eingangsspule 24a des Mischverstärkers 24 fließenden Knüppelkommandostrom derart begrenzt, daß nur eine maximale Rollgeschwindigkeit - erreicht werden kann.The stick command 23 ( FIG. 5) is influenced by the accelerometer 20 ( FIG. 4). The springs 20b of the normal force meter 20 are pretensioned so that the wiper 20d only leaves the uppermost turn of the resistor 20a at an acceleration force of, for example, P = 3.5 g and is on the lower turn at about P = 4.2 g. The upper spring position (FIG . 5) is fixed by a stop 20g that is fixed to the aircraft. If now for any airspeed Ve over the stick dynamometer 23 a yaw rate - introduced, whereby the accelerating force P in Direction of the axis 0-Z the value P = 3.5 g is exceeded, then the wiper 20d moves down on the turns of the resistor 20a and reduces ( Fig. 5) the stick command current acting in the input coil of the mixer amplifier 24. Even with the greatest manual force on the stick dynamometer 23 , regardless of the airspeed Ve, a position of the grinder 20d settles on the resistor 20a, which limits the stick command current flowing in the input coil 24a of the mixer amplifier 24 in such a way that only a maximum rolling speed - can be reached.

Auf das Höhenrader 7y (F i g. 1) wirkt ein Flugregler ein, dessen Meßorgan als elektrisch gefesselter, düTerenzierender und integrierender Wendekreisel ly ausgebildet ist und dessen Empfindlichkeitsachse flugzeugfest in Richtung der Flugzeugquerachse O-Y hegt. Der Flugregler ly bis 5y bewirkt also, daß unabhängig von äußeren Störmomenten (Böen, Trimmungsänderungen usw.) das Flugzeug einen Sollängsneigungswinkelz5 beibehält. Die Messung der Ab- weichung der Flugzeuglängslage gegenüber der Horizontalebene durch Integration der Drehgeschwindigkeitcoy erfolgt mit großer Genauigkeit, aber nicht vollkommen fehlerfrei. Das allmähliche Abwandern des Flugzeuges aus der unter einem gewünschten Längsneigungswinkel e zur Horizontalebene -stehenden Flugebene wird durch die Einwirkung eines integrierenden Pendels 31 (F i g. 6) verhindert (Über-#vachung). Die Empfindlichkeitsachse des Pendels'31 liegt innerhalb der durch die Flugzeugachsen 0-X und 0-Z gebildeten Eheae und ist gegenüber der Flugzeugachse 0-X so angestellt, daß diese im normalen unbeschleunigten Geradeausreiseflug parallel zur Horizontalebene steht.A flight controller acts on the elevation wheel 7y ( FIG. 1) , the measuring element of which is designed as an electrically tied, düTerentiating and integrating rate gyro and whose axis of sensitivity is fixed to the aircraft in the direction of the aircraft transverse axis OY. The flight controller ly to 5y thus ensures that the aircraft maintains a nominal longitudinal inclination angle z5 regardless of external disturbing moments (gusts, trim changes, etc.). The measurement of the deviation of the aircraft longitudinal position with respect to the horizontal plane by integrating the Drehgeschwindigkeitcoy done with great accuracy, but not entirely accurate. The gradual wandering of the aircraft from the flight plane at a desired angle of inclination e to the horizontal plane is prevented (monitoring) by the action of an integrating pendulum 31 ( FIG. 6). The sensitivity axis of the pendulum'31 lies within the Eheae formed by the aircraft axes 0-X and 0-Z and is positioned in relation to the aircraft axis 0-X in such a way that it is parallel to the horizontal plane in normal, unaccelerated straight-ahead flight.

Das elektrisch _gefesselte Pendel 31 mit seiner Fesselspule 31 a liefert eine elektrische Gleichspannung, dpren Meßw-ert proportional der auf das Pendel wirkenden Beschleunigungskraft ist, wobei die Polarität der elektrischen Meßspannung von der Wirkrichtung dieser Beschleunigungskraft abhängig ist. Ändert sich also der Bahnneigungswinkel i während des GeradeausfLL#ges, so wirkt auf das Pendel 31 eine Komponente der Erdbeschleunigung ein. Hierdurch legt sich der Wechselkontakt 31 c an einen der Pole an. Die Spule31a liefert eine Meßspannung, die eine proportionale Drehgeschwindigkeit und eine entsprechende Drehrichtung des Elektromotors 25a eines Integrationsgerätes 25 bewirkt. Das mit der Achse des Elektromotors 25a gekuppelte Potentiometer 25b liefert demnach eine Gleichspannung Die Spannung Epot wird integriert und als Vorgabekommande der Spule lyb des- Integrationswendekreisels ly zugeführt, wodurch die Bahnneigung des Flugzeuges wieder in ihre Sollage zurückgeholt wird.The electrically _gefesselte pendulum 31 with its shackle 31 a coil provides an electrical DC voltage dpren MEAS.V-ert proportional to the force acting on the pendulum acceleration force, wherein the polarity of the electrical measuring voltage is dependent on the direction of action of the acceleration force. So if the orbital inclination angle i changes During the straight-ahead flow, a component acts on the pendulum 31 the acceleration due to gravity. As a result, the changeover contact 31 c is applied to one of the poles. The coil 31a supplies a measuring voltage which has a proportional rotational speed and causes a corresponding direction of rotation of the electric motor 25a of an integration device 25 . The potentiometer 25b coupled to the axis of the electric motor 25a accordingly supplies a direct voltage The voltage Epot is integrated and used as a default command the coil lyb des integration gyro ly supplied, whereby the orbit inclination of the aircraft is brought back to its target position.

Durch die bisher beschriebene Stabilisierungsanordnung wird die Bahnneigung des Flugzeuges unabhängig von äußeren Störmomenten immer auf dem gleichen Wert gehalten, so daß nur für eine ganz bestimmte Schubleistung des Triebwerkes ein Flug in der Horizontalebene möglich ist.The web inclination is reduced by the stabilization arrangement described so far of the aircraft always kept at the same value regardless of external disturbances, so that a flight in the Horizontal plane is possible.

Es ist daher noch ein zweites Überwachungsko-rnmando eingeführt worden, damit die Bedingung des Fluges in konstanter, z. B. barometrischer Höhe erfüllt wird. Grundsätzlich wäre eine Schubregelung in Abhängigkeit von der Steig- bzw. Sinkgeschwindigkeit bei konstanter Bahnneigung möglich. Als zweiter Weg ließe sich eine Regelung der Bahnneigung einführen, wobei unabhängig vom Schub die Steig- und Sinkgeschwindigkeit auf dem Wert Null gehalten wird. Aus Sicherheitsgründen (Gefahr des Überziehens bei Triebwerksdrosselung) wird sich eine Kombination zwischen beiden Möglichkeiten empfehlen.A second monitoring command has therefore been introduced, so that the condition of flight in constant, z. B. barometric altitude met will. In principle, a thrust control depending on the climb or Sink speed possible with constant orbit inclination. The second way could be introduce a regulation of the orbit inclination, whereby the climb and The rate of descent is kept at zero. For safety reasons (danger of stalling with engine throttling) will result in a combination between the two Recommend options.

Es wird von einer Überwachungseinrichtung ausgegangen, die unter Verwendung eines barometrischen Höhenmesser 26 einen Flug in gleicher barometrischer 'Höhe durch Regelung der Bahnneigung durchzuführen gestattet.A monitoring device is assumed which, using a barometric altimeter 26, allows a flight to be carried out at the same barometric altitude by regulating the inclination of the orbit.

Der Höhenmesser 26 (F i g. 6) gibt eine elektrische Gleichstrom-Kommandospannung ab, deren Größe der Sollhöhenabweichung A H und der Abweichungsgeschwindigkeit von der Sollhöhe (Steig- bzw. Sinkgeschwindigkeit) proportional ist und deren Polarität sich ergibt aus der Richtung.der Sollhöhenabweichung (Fallen bzw. -Steigen). Der Höhenmesser 26 ist von einem Behälter umschlossen, dessen Innenraum unter statischem Druck steht. Im Behälter sind in Längsrichtung mehrere luftleere Aneroiddosen 26b und eine Kurvenscheibe 26a hintereinander ausgerichtet angeordnet. Die bei änderndem statischem Druck hervorgerufenen Hubbewegungen der Aneroiddosen 26b werden auf einen Drehhebel 26c übertragen. Hierdurch wird, je nachdem, ob der statische Druck zu- oder abnimmt, über die Kontakte 26d entweder das Schütz26e oder das Schütz26f an Spannung gelegt. Der Motor 26g läuft dadurch entweder im Uhrzeigersinn oder in entgegengesetzter Richtung an und verstellt über das Getriebe 26h die Kurvenscheibe26a so, daß der Mittelkontakt26d des Drehhebels 26c vom gehäusefesten Gegenkontakt gelöst und dadurch der Motor 26g wieder stillgesetzt wird. Mit der Welle des Getriebes 26h, auf der die Kurvenscheibe 26a sitzt, kann gleichzeitig eine Höhenanzeigevorrichtung H gekuppelt sein, auf der die jeweilige Höhe an der Skala 26p abgelesen werden kann.The altimeter 26 ( Fig. 6) emits an electrical direct current command voltage, the size of which is the nominal height deviation A H and the speed of deviation from the nominal height (rate of climb or descent) is proportional and its polarity results from the direction of the target height deviation (falling or rising). The altimeter 26 is enclosed by a container, the interior of which is under static pressure. A plurality of evacuated aneroid cans 26b and a cam disk 26a are arranged one behind the other in the container in the longitudinal direction. The lifting movements of the aneroid cans 26b caused by changing static pressure are transmitted to a rotary lever 26c. As a result, depending on whether the static pressure increases or decreases, either the contactor 26e or the contactor 26f is connected to voltage via the contacts 26d. The motor 26g starts either clockwise or in the opposite direction and adjusts the cam disk 26a via the gear 26h so that the center contact 26d of the rotary lever 26c is released from the counter-contact fixed to the housing and the motor 26g is stopped again. With the shaft of the gear 26h on which the cam disk 26a sits, a height display device H can be coupled at the same time, on which the respective height can be read on the scale 26p.

Um eine unerwünschte Regelschwingung dieses sehr feinfühligen Nachlaufsystems zu vermeiden, ist die Ankerspannung des Motors 26g als proportionales Stellmoment über ein elektrodynamisches Tauchspulensystem 261 auf den Drehhebel 26 c rückgeführt. Dem Tauchspulensystem fällt außerdem noch die Aufgabe zu, die durch die Flugzeugerschütterungen hervorgerufene hochfrequente Drehschwingung des Hebels 26 c mittels Wirbelstromdämpfung durch die aus Aluminium bestehende Tauchspulenglocke unwirksam zu machen. Der zurückgelegte Winkelweg der Kurvenscheibe 26a ist eine Funktion der statischen Druckänderung bzw. ergibt sich durch die Formgebung der Kurvenscheibe ein ptoportionaler Winkelweg zur HöhenänderungAH. Die Winkelgeschwindigkeit der Kurvenscheibe 26a stellt eine Funktion der Druckänderungsgeschwindigkeit dar und ist proportional der Steig- bzw. Sinkgeschwindigkeit Ein mit der Welle des Motors 26g gekuppelter Gleichstromnebenschlußmotor 261 liefert demnach eine Spannung während sinngemäß das mit der Motorwelle gekuppelte Potentiometer 26k eine Gleichspannung liefert, die der Abweichung A H von der Sollhöhe H, also EH = B -A LT entspricht. Für eine gewünschte Sollhöhe H muß diö'vom Potentiometer 26k abgegebene Spannung EH --'B - A H = 0 sein, d. h., der mit der Welle des Elektromotors festgekuppelte Greifer des Potentiometers 26k muß auf der Mittelanzapfung der Potentiometerwicklung stehen. Der Elektromotor 26m gestattet beim Drücken bzw. Ziehen des Steuerknüppels 23 die Basis des Potentiometers 26k so zu verstellen, daß für eine anliegende Höhe H die Mittelanzapfung der Potentiometerwicklung in Deckung gebracht werden kann mit dem an die Welle des Motors 26i gekuppelten Schleifer. Das Potentiometer ist also ein Teil einer Brückenschaltung, deren Gleichgewicht vom Dynamometer 23 aus über den Motor 26m einstellbar ist.In order to avoid undesirable vibration control this very sensitive tracking system, the armature voltage of the motor is fed back 26g as a proportional restoring moment about an electrodynamic moving coil system 261 of the rotary lever 26 c. The moving coil system also has the task of rendering ineffective the high-frequency torsional vibration of the lever 26 c caused by the aircraft vibrations by means of eddy current damping through the moving coil bell made of aluminum. The angular path covered by the cam disk 26a is a function of the static pressure change or the shape of the cam disk results in a ptoportional angular path for the change in height AH. The angular velocity of the cam disk 26a is a function of the rate of pressure change and is proportional to the rate of rise or fall A DC shunt motor 261 coupled to the shaft of the motor 26g thus supplies a voltage while the potentiometer 26k coupled to the motor shaft provides a DC voltage which corresponds to the deviation A H from the target height H, that is to say EH = B -A LT. For a desired nominal height H , the voltage EH - 'B - A H = 0 , which is output by the potentiometer 26k, must be. That is, the gripper of the potentiometer 26k, which is firmly coupled to the shaft of the electric motor, must be on the center tap of the potentiometer winding. The electric motor 26m allows the base of the potentiometer 26k to be adjusted when the control stick 23 is pushed or pulled so that the center tap of the potentiometer winding can be brought into congruence with the wiper coupled to the shaft of the motor 26i for an adjacent height H. The potentiometer is therefore part of a bridge circuit, the balance of which can be adjusted from the dynamometer 23 via the motor 26m.

Da der Gleichstromnebenschlußmotor 261 mit dem Potentiometer 26k in Reihe geschaltet ist, liefert der Höhenmesser 26, bezogen auf die eingestellte Sollhöhe H, eine elektrische Gleichstrom-Kommandospannung, deren Größe proportional ist der Höhenabweichung A H und der Höhenänderungsgeschwindigkeit also Uni einen Geradeausflug in konstanter barometrischer Höhe I-I zu erreichen, wird diese elektrische Gleichstromkommandospannung: EHp im RC-Glied 26n differenziert und das Resultat auf eine zweite Wicklung 31 b des Meßpendels 31 aufgeschaltet.Since the direct current shunt motor 261 is connected in series with the potentiometer 26k, the altimeter 26 supplies, based on the set target altitude H, an electrical direct current command voltage, the magnitude of which is proportional to the altitude deviation A H and the rate of altitude change so To achieve a straight flight at constant barometric altitude II, this electrical direct current command voltage: EHp is differentiated in the RC element 26n and the result switched to a second winding 31 b of the measuring pendulum 31 .

Unerwünschte Abweichungen von einer im Geradeausflug eingestellten Sollhöhe H, die durch Schubänderung des Antriebsaggregates hervorgerufen werden, rufen demnach über den Beschleunigungsmesser 31 und das Integrationsgerät 25 eine Beeinflussung des Flugreglers ly bis 5y hervor, wobei sich eine neue Bahnneigung des Flugzeuges einpendelt, die der Sink-bzw. Steiggeschwindigkeit entspricht. Um diese neue Bahnneigung zu halten, muß ein dem Wert entsprechender Dauerstrom in der Spule 31 b des Beschleunigungsmessers 31 fließen, der eine konstante Abweichung H von der Sollhöhe H voraussetzt. Die Abweichung kann der Pilot an der Höhenmesserskala 26p ablesen und durch Betätigung des Knüppels 23 korrigieren, jedoch kann die Korrektur von Hand dem Flugzeugführer durch ein Gerät 27 (FJ g. 6) abgenommen werden. Zu diesem Zweck ist die Spannung des Potentiometers 26k einem Integrationselektromotor 27a zugeführt, der ein Potentiometer 27b in dem der Spannung entsprechenden Drehsinn verstellt.Undesired deviations from a preset straight flight target height H, which are caused by the thrust of the drive unit, thus call via the accelerometer 31 and the integration device 25 to influence the flight control ly apparent to 5y, wherein a new path angle of the aircraft levels off that the sinking respectively. Rate of climb is equivalent to. About this new inclination of the orbit to keep one of the worth corresponding continuous current flow in the coil 31 b of the accelerometer 31 , which requires a constant deviation H from the target height H. The pilot can read off the deviation on the altimeter scale 26p and correct it by operating the stick 23 , but the manual correction can be taken from the pilot by means of a device 27 (FIG . 6) . For this purpose, the voltage of the potentiometer 26k is fed to an integration electric motor 27a, which adjusts a potentiometer 27b in the direction of rotation corresponding to the voltage.

Die Spannung des Potentiometers 27b ist in Reihe mit der vom Potentiometer 26k gelieferten Spannung geschaltet, so daß bei abnehmender Spannung des Potentiometers 26k die Spannung des Potentiometers 27b im selben Sinn zunimmt. Hierdurch wird erreicht, daß der in der Spule 31 benötigte Strom in anwachsender Größe vom Potentiometer 27b geliefert wird, bis der vom Potentiometer 26k gelieferte Strom auf den Wert Null gesunken ist. Durch diese Maßnahme ist aber der Höhenfehlerd H selbsttätig beseitigt worden.The voltage of the potentiometer 27b is connected in series with the voltage supplied by the potentiometer 26k , so that when the voltage of the potentiometer 26k decreases, the voltage of the potentiometer 27b increases in the same sense. This ensures that the current required in the coil 31 is supplied in increasing size by the potentiometer 27b until the current supplied by the potentiometer 26k has fallen to the value zero. However, this measure automatically eliminates the altitude error H.

Um den Flugregler ly bis 5y für die Höhenachse in jeder Fluglage über den Schalter 28 gefahrlos an-oder abschalten zu können, ist eine Einrichtung vorgesehen, die die Höhenrudertrimmflosse 8y selbsttätig so verstellt, daß das Ruder 7y entlastet ist. Diese automatische, Trimmung wird mit Hilfe des Elektromotors 4ya des Servomotors 4y durch Verstellung des Höhenruders bewirkt. Wenn vom Ruder 7y Momente aufgebracht werden müssen, so muß ein entsprechender Strom im Anker des als Nebenschlußelektromotors aufgeführten Servomotors 4a fließen. Dieser Ankerstrom wird zur Steuerung einer Verstelleinrichtung für die Höhenrudertrimmflosse 8y verwendet, die so verstellt werden kann, daß das Ruder 7y entlastet wird.In order to be able to safely switch the flight controller ly to 5y for the height axis in every flight position via the switch 28 , a device is provided which automatically adjusts the elevator trim tab 8y so that the rudder 7y is relieved. This automatic, trimming is effected by means of the electric motor of the servo motor 4ya 4y by adjustment of the elevator. If torques have to be applied by the rudder 7y , a corresponding current has to flow in the armature of the servo motor 4a listed as a shunt electric motor. This armature current is used to control an adjustment device for the elevator trim tab 8y , which can be adjusted so that the rudder 7y is relieved.

. Beim Abschalten der Steuerung durch einen Schalter 28 (F i g. 6) laufen sämtliche Integrationseinrichtungen auf Null. Hierbei wird die Sollhöhe H des Höhenmessers 26 auf die augenblickliche Flughöhe selbsttätig nachgestellt, zumal der Motor 26m so geschaltet ist, daß er die Basis des Potentiometers 26k stets in Deckung mit dem Schleifer des Potentiometers 26k hält (Selbstnachlauf). . When the control is switched off by a switch 28 ( FIG. 6) , all integration devices run to zero. The target height H of the altimeter 26 is automatically readjusted to the current altitude, especially since the motor 26m is switched so that it always keeps the base of the potentiometer 26k in alignment with the wiper of the potentiometer 26k (self-tracking).

Wird im »Navigationsflug« über das Fußpedaldynamometer 18 bzw. im »Taktikflug« durch den Knüppeldynamometer 23 eine Kursrichtungsänderung mit einer Giergeschwindigkeit ausgeführt, so muß dem Flugzeug um die Achse 0- Y eine entsprechende Drehgeschwindigkeit: wy = sin 99 - a) erteilt werden.If in "navigation flight" via the foot pedal dynamometer 18 or in "tactical flight" through the stick dynamometer 23, a change in course direction with a yaw rate carried out, the aircraft must be given a corresponding speed of rotation about the axis 0- Y: wy = sin 99 - a).

Hierfür ist ein Vorgabekommando auf den Kreisel ly erforderlich, der seiner Funktion entsprechend verhindert, daß der Flugregler ly bis 5y eine Drehbewegung um die Achse O-Y ausführt. Wird eine Giergeschwindigkeit eingeleitet, so tritt eine Beschleunigung in Richtung der Achse 0-X ein, die die Flugbahnneigung in Richtung nach unten verstellen will. Die Längsbeschleunigung bL wird vom Beschleunigungsmesser 31 gemessen, wobei im Integrationsgerät 25 das Zeitintegral der Beschleunigung gebildet wird, so daß die Vorgabespule lyb des Integrationswendekreisels ly das erforderliche elektrische Vorgabekommando EbL=E(f -b.-dt+bL) erhält, wodurch ein beschleunigungsfreier stationärer Kurvenflug ermöglicht wird.For this purpose, a default command on the gyro ly is required, which, according to its function, prevents the flight controller ly to 5y from executing a rotary movement about the axis OY. Becomes a yaw rate initiated, an acceleration occurs in the direction of the axis 0-X , which wants to adjust the trajectory inclination in the downward direction. The longitudinal acceleration bL is measured by the accelerometer 31 , the time integral of the acceleration being formed in the integration device 25 , so that the specification coil lyb of the integrating gyro ly receives the required electrical specification command EbL = E (f -b.-dt + bL), whereby an acceleration-free stationary turning is made possible.

Im Navigationsflug erfolgt die Wahl der Sollhöhe H durch Betätigung des Knüppels in Richtung »Drücken« bzw. »Ziehen«. Hierdurch läuft ein als Gleichstromnebenschlußmotor ausgebildeter Basisverstellmotor 26m mit einer der auf das Knüppeldynamometer 23 ausgeübten Handkraft proportionalen Drehgeschwindigkeit und veranlaßt über den Beschleunigungsmesser 31 eine proportionale Sink- bzw. Steiggeschwindigkeit des Flugzeuges. Die maximale Steig' bzw. Sinkgeschwindigkeit kann durch die Wahl der maximalen Drehzahl des Motors 26m, bezogen auf die volle Aussteuerung der Knüppeldynamometer-Potentiometer, begrenzt werden.In navigation flight, the target altitude H is selected by operating the stick in the direction of »pushing« or »pulling«. As a result, a basic adjustment motor 26m designed as a direct current shunt motor runs at a rotational speed proportional to the manual force exerted on the stick dynamometer 23 and causes the accelerometer 31 to descend or climb proportionally of the aircraft. The maximum rate of climb or descent can be limited by selecting the maximum speed of the motor 26m, based on the full control of the stick dynamometer potentiometer.

Im Taktikflug kann das Knüppeldynamometer 23 direkt auf die Spule 31b des Beschleunigu ngsmessers 31 allein, oder in Reihenschaltung mit der den Kommandowert liefernden Gleichstromnebenschlußmaschine26i des Höhenmessers geschaltet werden. Hierdurch können beliebige Bahnneigungswinkel des Flugzeuges schnell eingestellt werden, wobei die Aufschaltung des Höhenänderungskommandos - eine entsprechende Steig- bzw. Sinkgeschwindigkeit zur Folge hat, wobei die Größe der Steig- bzw. Sinkgeschwindigkeit von einem Voltmeter30 angezeigt wird.In tactical flight, the stick dynamometer 23 can directly on the coil 31b of the accelerometer 31 alone, or in series with the command value supplying DC shunt machine 26i of the altimeter. In this way, any desired orbit inclination angle of the aircraft can be set quickly, with the activation of the altitude change command - a corresponding rate of climb or descent the result, the magnitude of the rate of rise or fall is indicated by a voltmeter30.

Claims

Claims: 1. Arrangement for the automatic flight control of aircraft, with control devices for influencing the position of the three axes of movement, each axis of movement for measuring the position of the aircraft and for generating control signals is assigned a rate gyro to which default signals can be supplied, characterized in, that the default signals triggered by the manual control (19, 23) and / or by command value transmitters are fed not only to the rate gyro (1x, ly, lz), but also measuring devices (10, 21, 31) which are used to monitor the aerodynamic flight conditions and / or serve to accelerate the aircraft, so that in the event of deviations from the predetermined position and / or acceleration defined by the type and size of the control signals, control signals are generated by the measuring devices (10, 21, 31) , which are used as compensation signals for the rate gyros ( 1x, ly, lz) and / or their signals are mixed in.

2. Arrangement according to claim 1, characterized in that the signals emitted by the rate gyros (1 x, ly, lz) are fed to an integrating circuit (lyCo 1, 33) -qnd a differentiating circuit (34, 35) , the output variables of the two circuits are mixed in a mixing device (2x, 2y, 2z) and the output variable of the mixing device is involved in the deflection of the control elements of the aircraft. 3. Arrangement according to claim 2, characterized in that to form differentiating and integrating rate gyro (1x, ly, lz) RC elements are connected to the coils (lya, lyb) of the rate gyro and that the differentiated and integrated rotational speed signals emitted by the rate gyros mixed amplifiers (2x, 2y, 2z) are fed together with acceleration and aerodynamic measurement signals, so that the output variables of the mixer amplifiers are also involved in the deflection of the control elements of the aircraft. 4. Arrangement according to claims 1 to 3, characterized in that the signals generated by each rate gyro (1) are fed to the mixer amplifier (2) and from the mixer amplifier as an algebraic sum command of the three measured values in the form of an output voltage (1.6) each a power amplifier (3) , the power amplifier each controlling an electric motor (4), the armature voltage of which is fed back to the input of the mixer amplifier (2), while its armature current experiences a positive feedback. 5. Arrangement according to claims 1 to 4, characterized in that between the electric motor (4) and the linkage (6) of the rudder (7) a servo motor (5) with a mechanical gear (5c) and a mechanical force limiter coupling ( 5a) and an electrical magnetic coupling (5b) is switched on. 6. Arrangement according to the. Claims 1 to 5, characterized by a compass system with a slave compass (10) which is connected to a known master compass (11) with the interposition of an amplifier (9) , a pointer (10b) of the slave compass (10) with a magnetic needle of the parent compass (11) runs synchronously in a manner known per se and a selector switch (14) in the navigation position emits a monitoring pulse from a potentiometer (10f) connected to the needle axis of the daughter compass (10) to at least one rate gyro (1z) as soon as the one from a Course base disc (10a) of the subsidiary compass ( 10) with respect to an aircraft-fixed housing mark deviates from the target course indicated by the pointer (10b) on the course base disc (10a). 7. Arrangement according to claims 1 to 6, characterized by a motor (10d) for driving the 360 ' adjustable base disc (10a) which is electrically connected to an automatic base tracking device (16) so that when the flight control system is not switched on and in tactical flight control mark of the pointer (10b) is of course the base plate (10a) with a housing-fixed control mark (10 c) of the subsidiary compass (10) in registration. 8. Arrangement according to claims 1 to 7, characterized by a dynamometer (18) built into the control linkage between the rudder pedal (19) and the attack lever of the servo motor (5z), the direct current of which corresponds to the size and direction of the linkage force exerted by the pilot, wherein the dynamometer (18) is electrically connected to a base tracking device (16) with the Basisverstellmotor (10d) of the daughter compass (10), and by an accelerometer (20), the one which Basisverstellmotor (10d) associated current generator (10e) in dependence on the acceleration occurring in the direction of the 0-Z axis. 9. Arrangement according to claim 8, characterized in that a DC bypass generator (10e) is coupled to the basic adjustment motor (10d) , which is also electrically connected to the accelerometer (20), so that the current supplied by the generator (10e) from the acceleration in the direction of the aircraft vertical axis (0-Z) is made dependent and thereby a default command is given to the rate gyro (1z) connected downstream of the accelerometer (20). 10. Arrangement according to claims 1 to 9, characterized in that to prevent an undesirable hanging angle (qgx) in tactical flight, a bank pendulum (21) is provided, which supplies one of the hanging angle (99,) according to size and direction corresponding direct current that the Rate gyro (1 x) is supplied as a monitoring pulse. 11. Arrangement according to claims 1 to 10, characterized in that to stabilize the aircraft around the vertical axis (0-Z) and the longitudinal axis (0-X) during tactical flight, preferably the stick handle is designed as a two-axis dynamometer (23) , according to the the pressure and tensile forces exerted on it in the direction of the aircraft axis (0-X) an electric direct current proportional to these forces, the polarity of which is determined by the effective direction of the force, and the dynamometer (23) via the accelerometer limiting the yaw rate ( 20) and a magnetic mixer amplifier (24) is electrically connected to the rate gyro (1x) assigned to the 0-X axis. 12. The arrangement according to claim 11, characterized in that the accelerometer (20) with its base plate (20e) lies in the plane of the 0-X and the 0- Y axis, wherein the movable mass (20c) of the accelerometer (20 ) is connected to a wiper (20d) which taps off a control resistor (20a) electrically connected to the dynamometer (23). 13. Arrangement according to claims 1 to 12, characterized in that the output current of the magnetic mixer amplifier (24) is directed to the default coil of the associated rate gyro (1x), and that the measurement current of the transverse slope pendulum (21) after integration and partial differentiation of the rate gyro (1z) is supplied as a default command> whereby the measurement result of the transverse inclination pendulum (21) is supplied to a second input coil (24b) of the mixer amplifier (24) as a compensation value. 14. Arrangement according to claims 1 to 13, characterized in that in order to avoid migration movements from the trajectory standing at a predetermined angle of inclination (19) the control circuit controlling the rotary movements about the transverse axis is assigned a pendulum (31) with integration device (25) , to which a monitoring device responsive to the barometric altitude is connected. 15. The arrangement according to claim 14, characterized in that the height monitoring device contains a bridge circuit (26k), the bridge balance of which is adjustable via the dynamometer (23) to a height determined by the height measuring system (26a to 26g). 16. Arrangement according to claims 1 to 15, characterized in that the sensitivity axis of the pendulum (31) lies within the plane formed by the aircraft vertical axis (0-Z) and the aircraft longitudinal axis (0-X), the pendulum (31) opposite the longitudinal axis of the aircraft (0-X) is set in such a way that its axis of sensitivity is parallel to the horizontal plane in normal, unaccelerated straight-ahead travel and supplies a direct electrical current, the voltage of which is proportional to the accelerating force acting and the polarity of which is dependent on the direction of the accelerating force. 17. Arrangement according to claims 14 to 16, characterized in that the output of the height monitoring device direct current command voltage, which corresponds to the change in altitude (A H) and the rate of change in altitude - corresponds to a partial differentiation second winding (31 b) of the measuring pendulum (31) is switched on. 18. Arrangement according to claims 14 to 17, characterized in that the pendulum (31) is provided with a magnetic coil (31 b) which is connected both to the height monitoring device and to a setpoint controller (27) for a predetermined height. 19. Arrangement according to claims 14 to 18, characterized in that an adjusting motor (26m) is provided to delimit the maximum rate of climb or descent, which limits the maximum speed of the bridge circuit (26k) at full control of the stick dynamometer. Documents considered: German Patent No. 868 554; British Patent Nos. 402 3453 559 327, 662 834, 669 472, 674 823, 778 162; USA. Patent No. 1436280, 1900 709, 1966 170 and 2 317 383, 2 351 977, 2382727, 2488286, 2619623, 2656134. Aviation Week magazine, January 1956, pp. 32 to 35. Company publication SA1./EP 126/1 from Smith Aircraft Instruments Ltd. London.