DE1228935B

DE1228935B - Auxiliary control in connection with a flight control system

Info

Publication number: DE1228935B
Application number: DEB42758A
Authority: DE
Inventors: Paul A Noxon; John Elliot Taylor; John Jarvis
Original assignee: Bendix Corp
Current assignee: Bendix Corp
Priority date: 1955-12-19
Filing date: 1956-12-08
Publication date: 1966-11-17

Description

Hilfssteuerung in Verbindung mit einer Flugregelanlage Die Erfindung bezieht sich auf eine Hilfssteuerung in Verbindung mit einer Flugregelanlage eines Luftfahrzeuges, die selbsttätig über Stellmotoren auf die Ruderflächen einwirkt und außerdem ein manuell zu bedienendes Steuerorgan zur unmittelbaren Einwirkung auf mindestens eine der Ruderflächen aufweist.Auxiliary control in connection with a flight control system The invention refers to an auxiliary control in connection with a flight control system of a Aircraft, which acts automatically via servomotors on the rudder surfaces and also a manually operated control element for direct action on at least one of the rudder surfaces.

Bisher wurde bei Verstellung des oder der Steuerruder eines Flugzeuges, entweder die Flugregelanlage abgekoppelt und die manuelle Steuerung unmittelbar an die entsprechenden Rudergestänge angeschlossen oder, sollte die Flugregelanlage weiterhin in Betrieb bleiben, so wurde durch ein manuell zu bedienendes Steuerorgan über einen Signalerzeuger ein Signal in die Regelanlage eingespeist, die den entsprechenden Ruderstellmotor im gewünschten Sinne betätigt, nachdem die Zufuhr von entgegengesetzt gerichteten Signalen aus der Flugregelanlage ausgeschaltet wurde.So far, when adjusting the control rudder (s) of an aircraft, either the flight control system is decoupled and the manual control immediately connected to the appropriate rudder linkage or, should the flight control system continue to remain in operation, so was through a manually operated control unit a signal is fed into the control system via a signal generator, the corresponding Rudder servomotor operated in the desired sense after the feed of the opposite directional signals from the flight control system has been switched off.

Die Erfindung sieht für diesen Zweck eine Hilfssteuerung vor, die durch eine Schaltungsanordnung gekennzeichnet ist, die beim Einsatz des manuell bedienbaren Steuerorgans den Stellmotor der in Betracht kommenden Ruderfläche außer Betrieb setzt, ohne die Stellmotoren für die übrigen Ruderflächen zu beeinträchtigen.The invention provides an auxiliary control for this purpose, which is characterized by a circuit arrangement that, when using the manual operable control member except for the servomotor of the rudder surface in question Operation starts without affecting the servomotors for the other rudder surfaces.

Diese Anordnung bietet eine große Sicherheit für eine leichte manuelle Steuerung, die immer anwendbar ist, wenn die manuelle Auslenkung der Steuerruder dem Piloten keine große Muskelkraft abverlangt, wie dies vor allem bei Flugzeugen der Fall ist, bei denen die Ruderbetätigung mittelbar durch eine Verstellung eines Hilfsruders erfolgt, welches an das Hauptruder angelenkt ist, um auf dieses ein aerodynamisches Moment auszuüben.This arrangement offers great security for a light manual operator Control that is always applicable when manually deflecting the rudder does not require a lot of muscle power from the pilot, as is especially the case with airplanes is the case in which the control of the rudder indirectly through an adjustment of a Auxiliary rudder takes place, which is hinged to the main rudder, to this one exercise aerodynamic moment.

Weiterhin wird beim Umschalten des manuell zu bedienenden Steuerorgans auf die Flugregelanlage der Querruder-Stellmotor so beeinflußt, daß das Flugzeug, sofern der Querneigungswinkel beim Umschalten einen zuvor festgelegten Wert nicht übersteigt, unter Beibehaltu4g des bestehenden Kurses in eine horizontale Querlage zurückgebracht wird, während bei überschreiten des festgelegten Wertes des Querneigungswinkels bei der Umschaltung das Flugzeug den vorhandenen Querneigungswinkel beibehält, wobei zur Feststellung des festgelegten Wertes eine an sich bekannte, nach dem Trägheitsprinzip arbeitende Vorrichtung den Winkel zwischen der wahren und der dynamischen Vertikalen mißt.Furthermore, when switching over the manually operated control element affects the aileron servomotor on the flight control system in such a way that the aircraft, provided that the bank angle does not reach a previously set value when toggling while maintaining the existing course in a horizontal bank position is returned while exceeding the specified value of the bank angle when switching, the aircraft maintains the existing bank angle, with to determine the specified value a known per se, according to the principle of inertia working device determines the angle between the true and the dynamic vertical measures.

Die Erfindung ist noch durch eine Steuerschaltung gekennzeichnet, die bei automatischem Betrieb das normalerweise dem Höhenruderstellmotor zugeführte Längsneigungs-Abweichungssignal für eine vorbestimmte Zeit durch ein Signal ersetzt, das eine Funktion der Steig- oder Senkgeschwindigkeit und gegebenenfalls des Zeitintegrals der Vertikalgeschwindigkeit ist, wobei die Steig- oder Sinkgeschwindigkeit im wesentlichen auf Null vermindert wird, so daß an Stelle des Steig- oder Sinkgeschwindigkeitssignals wieder das Längsneigungssignal eingeführt wird, um das Flugzeug auf dem bei der Umschaltung anliegenden Längsneigungswinkel zu halten.The invention is also characterized by a control circuit, the one normally fed to the elevator servomotor in automatic operation Pitch deviation signal replaced by a signal for a predetermined time, this is a function of the rate of rise or fall and, if applicable, the time integral is the vertical speed, the rate of climb or descent being essentially is reduced to zero, so that instead of the rate of climb or descent signal again the pitch signal is introduced to the aircraft on the at the Switching to keep the pitch angle applied.

Zusätzlich ist ein Höhensteuerschalter vorgesehen, der während des automatischen Betriebes der Höhenruderflächen bedient wird und in die Steuersignalkette die Summe der nachfolgenden Signale einspeisen kann: ein der Nickgeschwindigkeit entsprechendes Signal, ferner ein der Höhenabweichung des Flugzeuges von einer Bezugshöhe proportionales Signal sowie ein in einer elektromechanisch-tachometrischen Nachstellvorrichtung enthaltenes und dem Zeitintegral dieses Höhenabweichungssignals proportionales, weiterhin ein der Längsneigungsabweichung von einer Bezugslängslage entsprechendes Signal und ein dem Zeitintegral der drei letztgenannten Signale entsprechendes und in einer elektromechanisch-tachometrischen Nachstellvorrichtung enthaltenes Signal.In addition, a height control switch is provided which can be used during the automatic operation of the elevator surfaces is operated and in the control signal chain can feed the sum of the following signals: one the pitching speed corresponding signal, furthermore a deviation in altitude of the aircraft from a reference altitude proportional signal as well as one in an electromechanical-tachometric adjustment device contained and proportional to the time integral of this altitude deviation signal, furthermore one corresponding to the longitudinal inclination deviation from a reference longitudinal position signal and one corresponding to the time integral of the three last-mentioned signals and in one signal included electromechanical-tachometric adjustment device.

Ein derartiger Schalter ermöglicht in jedem Augenblick, ohne die selbsttätige Steuerung zu unterbrechen, das Flugzeug in eine Längslage zu bringen, die erforderlich ist, um eine horizontale Fluglage sicherzustellen, wenn keine fallenden oder steigenden Luftströmungen oder sonstige störende Faktoren auftreten.Such a switch enables at any moment without the automatic Interrupt controls to bring the aircraft into any longitudinal position as required is to ensure a horizontal attitude when not falling or rising Air currents or other disturbing factors occur.

Eine weitere Verbesserung der Hilfssteuerung in Verbindung mit einer Funk-Gleitpfad-Leitstrahlsteuerung wird gemäß der Erfindung dadurch erzielt, daß bei eingeschalteter Leitpfad-Leitstrahlsteuerung ein Außerbetriebsetzen des Höhenruderstellmotors durch einen manuellen Steuereingriff in die Höhenruderstellung unwirksam bleibt.Another improvement of the auxiliary control in connection with a Radio glide path beacon control is achieved according to the invention in that If the guidance path guidance beam control is switched on, the elevator servomotor is switched off remains ineffective due to manual control intervention in the elevator position.

Beim Betrieb der Gleitpfad-Leitstrahlsteuerung für die automatische Landung in Verbindung mit einer aziinutalen Ortungs-Leitstrahlsteuerung kann die Gleitpfad-Leitstrahlsteuerung nur eingeschaltet werden, wenn zuvor die azimutale Leitstrahlsteuerung eingeschaltet wurde.When operating the glide path beacon control for the automatic Landing in conjunction with an aziinutalen location beacon control can make the Glide path beacon control can only be switched on if the azimuthal Beacon control has been switched on.

Ferner kann nach einer manuellen Verstellung der Querruderflächen die azimutale Leitstrahlsteuerung nicht wieder eingeschaltet werden, sofern sie vor dem manuellen Steuereingriff eingeschaltet war.Furthermore, after a manual adjustment of the aileron surfaces the azimuthal beacon control cannot be switched on again unless it was switched on before manual control intervention.

Ein Ausführungsbeispiel der Hilfssteuerting ist in der Zeichnung dargestellt. Es zeigen F i g. 1 bis 3 schematische Schaltbilder der automatischen Seitenruder-, Querruder- und Höhenrudersteuerung, F i g. 4 das Schaltbild eines von der Fluo, eschwineg digkeit abhängigen Reglers, F i g. 5 eine Zentriervorrichtung, F i g. 6 das Schaltbild eines Signalerzeugers für eine azimutale Leitstrahlsteuerung, F i g. 7 den gleichen Signalerzeuger für das Gleitpfad-Leitstrahlsignal, F i g. 8 eine Draufsicht auf eine manuelle Steuerung bei abgenommenem Gehäusedeckel, F i g. 9 eine Schnittansicht entlang der Linie 9-9 der Fig. 8, F i g. 10 und 11 Teilansichten entlang den Schnittlinien 10-10 bzw. 11-11 der F i g. 8 und Fig. 12 einen Leitungsplan zur Erläuterung der Schaltverbindungen zwischen den verschiedenen Teilen der Steuerung.An embodiment of the auxiliary control is shown in the drawing. It shows F i g. 1 to 3 schematic circuit diagrams of the automatic rudder, aileron and elevator controls, F i g. 4 shows the circuit diagram of a controller that is dependent on the fluid velocity, FIG . 5 a centering device, FIG. 6 shows the circuit diagram of a signal generator for an azimuthal guide beam control, FIG. 7 shows the same signal generator for the glide path beacon signal, FIG . 8 shows a plan view of a manual control with the housing cover removed, FIG . 9 is a sectional view taken along line 9-9 of FIG. 8, FIG. 10 and 11 are partial views along the section lines 10-10 and 11-11 of FIG . 8 and 12 show a wiring diagram to explain the switching connections between the various parts of the control system.

Die Seitenrud-ersteuerung (Fig. 1) zeigt einen zweiphasigen Stellmotor 12, dessen phasenveränderlicheWicklung aus dem einphasigen Bordnetz 93 gespeist wird. Dieser Motor 12 ist über ein Untersetzungsgetriebe 13, eine elektromagnetisch gesteuerte Kupplung 14 und im einzelnen nicht näher dargestellte Gestänge und Kabel an ein Hilfsrader angeschlossen, das an das Seitenruder angelenkt ist. Die Verstellung des Hilfs- oder Steuerruders ruft durch aerodynamische. Kräfte die Verstellung des Seitenruders in entgegengesetzter Richtung hervor.The rudder control (FIG. 1) shows a two-phase servomotor 12, the phase-variable winding of which is fed from the single-phase on-board network 93. This motor 12 is connected via a reduction gear 13, an electromagnetically controlled clutch 14 and linkage and cables not shown in detail to an auxiliary wheel which is articulated to the rudder. The adjustment of the auxiliary or rudder gets through aerodynamic. Forces the adjustment of the rudder in the opposite direction.

Der Motor 12 wird aus einem Verstärker 11 gespeist, an dessen Eingang die algebraische Summe einer Reihe von Spannungen oder Signalen zugeführt wird, die an in Kaskade geschalteten Potentiometern einer Steuerkette der Seitenrudersteuerung erzeugt werden. Diese Steuerkette, die am Massenanschluß 231 beginnt, enthält die Potentiometer 200, 194, 171, 145, 124, 162 und 128 (hierbei wurde angenommen, C daß der nachfolgende noch zu beschreibende Umschalter 1410 sich in der dargestellten Stellung befindet).The motor 12 is fed from an amplifier 11 , at the input of which the algebraic sum of a series of voltages or signals is fed that are generated at cascaded potentiometers of a control chain of the rudder control. This timing chain, which begins at the ground terminal 231 includes the potentiometer 200, 194, 171, 145, 124, 162 and 128 (in this case it was assumed that the following C is yet to be described changeover switch 1410 in the position shown).

Das Potentiometer 200 führt ein Querbeschleuni-"ungssignal CY ein. Die Querbeschleunigung wird mit einer schematisch dargestellten Vorrichtung 196 festgestellt, die aus einem gedämpften Pendel besteht, das um die Rollachse schwingt. Ein Signalerzeuger 198, beispielsweise ein,Drehfeldgeber, dessen Rotor mit dem Pendel verbunden ist, sendet über seinen Stator eine Wechselspannung aus, deren Phasenlage und Amplitude der Richtung und der Größe der Querbeschleunigung entsprechen. Diese letztgenannte Spannung erscheint an den Klemmen des Potentiometers 200.The potentiometer 200 performs a transverse acceleration "ungssignal CY a. The lateral acceleration is determined with a schematically illustrated apparatus 196, which is composed of a damped pendulum that oscillates about the roll axis. A signal generator 198, such as a, rotational field transducer, the rotor with the pendulum is connected, sends out an alternating voltage via its stator, the phase position and amplitude of which correspond to the direction and magnitude of the transverse acceleration.

Das Potentiometer 194 führt ein Signal ein, das dem Zeitintegral der Querbeschleunigung entspricht. Zu diesem Zweck wird die vorangehende Spannung über ein Potentiometer 213 und einen Verstärker 209 der Steuerwicklung eines Zweiphasenmotors 210 zugeführt, der über ein Untersetzungsgetriebe 214, eine elektromagnetische Kupplung 217 und eine nachfolgend noch zu beschreibende Zentriervorrichtung 215 den Rotor eines Drehfeldgenerators 212 antreibt, dessen Stator das Potentiometer 194 speist. Ein vom Motor 210 angetriebener tachometrischer Generator 211 speist das Potentiometer 213 mit einer Spannung, die der Motordrehzahl proportional ist. Es ist bekannt, daß dank dieses tachometrischen Signals die Winkelgeschwindigkeit des Motors 210 der Spannung des speisenden Querbeschleunigungssignals merklich proportional wird. Es ergibt sich somit, daß, wenn man davon ausgeht, daß die Kupplung 217 durch Erregung der Steuerwicklung 216 eingekuppelt ist, die winkelmäßige Abweichung des Rotors des Generators 212 gegenüber seiner Bezugsstellung dem zeitlichen Integral dieser Winkelgeschwindigkeit und damit auch der Querbeschleunigung proportional wird. Das gleiche gilt dann auch für die dem Potentiometer 194 zugeführte Spannung. Die Zentriervorrichtung 215, welche ausführlicher in F i g. 5 dargestellt ist, hat die Aufgabe, den Rotor federnd in eine feste Bezugsstellung zurückzuholen, wenn die Kupplung 217 ausgerückt wird. Die Ausrückvorrichtung besteht aus zwei Schwenkarmen 221 und 222, die sich unter der Einwirkung der Feder 223 aufeinander ausrichten und dafür sorgen, daß ein Mitnehmer 224, der fest auf einem Arm 225 der Rotorachse befestigt ist, auf einen festen Anschlag ausgerichtet wird. Zwei Anschläge 226 sorgen dafür, daß der Rotor sich aus dieser zentrierten Mittelstellung in der einen oder anderen Richtung nur um einen begrenzten Winkelbetrag herausbewegen kann. Der Integrator 203 enthält eine tachometrische Nachstellvorrichtung, die vorzugsweise genormt, aber veränderlich einstellbar ist.The potentiometer 194 introduces a signal which corresponds to the time integral of the lateral acceleration. For this purpose, the previous voltage is fed via a potentiometer 213 and an amplifier 209 to the control winding of a two-phase motor 210, which drives the rotor of a rotating field generator 212 via a reduction gear 214, an electromagnetic clutch 217 and a centering device 215 to be described below Potentiometer 194 feeds. A tachometric generator 211 driven by the motor 210 feeds the potentiometer 213 with a voltage which is proportional to the motor speed. It is known that, thanks to this tachometric signal, the angular velocity of the motor 210 becomes markedly proportional to the voltage of the feeding transverse acceleration signal. It thus follows that, assuming that the clutch 217 is engaged by energizing the control winding 216 , the angular deviation of the rotor of the generator 212 from its reference position is proportional to the time integral of this angular velocity and thus also to the transverse acceleration. The same then also applies to the voltage supplied to the potentiometer 194. The centering device 215, which is shown in more detail in FIG. 5 has the task of resiliently returning the rotor to a fixed reference position when the clutch 217 is disengaged. The release device consists of two pivot arms 221 and 222, which align with each other under the action of the spring 223 and ensure that a driver 224, which is fixedly attached to an arm 225 of the rotor axis, is aligned with a fixed stop. Two stops 226 ensure that the rotor can only move out of this centered central position by a limited angular amount in one direction or the other. The integrator 203 contains a tachometric readjustment device which is preferably standardized but can be set in a variable manner.

Mit Hilfe des Potentiomiters 171 wird ein Signal zugeführt, das der Winkelgeschwindigkeit des Flugzeuges beim Durchfliegen einer Kurve proportional ist. Diese Kurvengeschwindigkeit wird von einer Kreiselvorrichtung festgestellt, die schematisch bei 166 angedeutet ist und im wesentlichen aus einem Kreisel mit zwei Freiheitsgraden besteht, wobei die Kreiselachse der Nickachse parallel und die einzige Aufhängungsachse der Rollachse parallel ist. Ein Drehfeldgeber, dessen Rotor 169 fest mit dem Aufhängungsrahmen des Kreisels verbunden ist ' lief ert über seinen Stator 170 eine Wechselspannung, deren Phasenlage und Amplitude der Richtung und der Winkelgeschwindigkeit des Kurvenfluges entsprechen. Diese Spannung wird den Klemmen des Potentioiheters 171 zugeführt.With the aid of the potentiometer 171 , a signal is supplied which is proportional to the angular velocity of the aircraft when it is flying through a curve. This cornering speed is determined by a gyro device, which is indicated schematically at 166 and consists essentially of a gyro with two degrees of freedom, the gyro axis being parallel to the pitch axis and the only suspension axis being parallel to the roll axis. A spinner encoder, the rotor 169 is fixedly connected to the suspension frame of the gyroscope 'ran ert via its stator 170, an AC voltage whose phase angle and amplitude of the direction and the angular velocity of the curve correspond to flight. This voltage is fed to the terminals of the potentiometer 171.

Die drei Faktoren: Querbeschleunigung, Integral der Querbeschleunigung und Kurvengeschwindigkeit sind die drei Steuerfaktoren für das Seitenruder bei automatischem Flug unter normalen Bedingungen. Das Einhalten des Flugkurses ebenso wie das Fliegen der Kurven wird hauptsächlich durch eine Bedienung der Querruder bewirkt, und das Seitenruder hat nur die Aufgabe, unter Vermeidung einerseits eines Abgleitens und andererseits eines überschreitens der neuen Kursrichtung (Kurspendelung) eine gute Ausführung der so eingeleiteten Kurven sicherzustellen. Das Querbeschleunigungssignal verhindert, wie bekannt, das Abgleiten, während das integrierte Querbeschleunigungssignal (Schiebe-Quergeschwindigkeit) die vorgenannte Wirkung vor allem dann verbessert, wenn infolge ungenügender Steuerkorrektur eine Tendenz zu dauerndem Schieben besteht. Im letztgenannten Fall neigt das vom Potentiometer 194 gelieferte integrierte Signal dazu, stetig zu wachsen, so daß sich letztlich immer die gesuchte Steuerkorrektur ergibt. Das Kurvengeschwindigkeitssignal hat, wie bekannt, die Aufgabe, das Moment, welches das Flugzeug in die Normalfluglage zurückbringt, der Kurvengeschwindigkeit proportional zu machen, um hierdurch zu verhindern, daß längs des vorgeschriebenen Kurses Gierbewegungen auftreten.The three factors: lateral acceleration, integral of the lateral acceleration and cornering speed are the three control factors for the rudder in automatic Flight under normal conditions. Maintaining the flight course as well as flying the turning is mainly caused by operating the ailerons, and that Rudder only has the task of avoiding a slide and on the one hand on the other hand, if the new course direction is exceeded (exchange rate fluctuation) a good one Ensure execution of the curves introduced in this way. The lateral acceleration signal As is known, prevents slipping while the integrated lateral acceleration signal (Lateral sliding speed) improves the aforementioned effect, above all, if there is a tendency to continuous shifting due to insufficient tax correction. In the latter case, the integrated signal provided by potentiometer 194 is inclined to grow steadily, so that ultimately there is always the tax correction sought results. As is known, the cornering speed signal has the task of the moment, which brings the aircraft back to normal flight position, the cornering speed to make proportional in order to prevent that along the prescribed Course yaw movements occur.

Die vier letzten Potentiometer der Steuerkette für das Seitenruder liefern Hilfs- oder Rückkopplungs-Signale.The last four potentiometers of the timing chain for the rudder provide auxiliary or feedback signals.

Das Potentiometer 145 erzeugt ein von der Stellung des Seitenruders abhängiges Rückkopplungssignal. Zu diesem Zweck wird das Potentiometer vom Stator eines Drehfeldgenerators 17 gespeist, dessen Rotor mit Hilfe eines Gestänges 141 od. dgl. von dem nicht dargestellten Seitenruder verstellt wird.The potentiometer 145 generates a feedback signal dependent on the position of the rudder. For this purpose, the potentiometer is fed from the stator of a rotating field generator 17 , the rotor of which is adjusted by the rudder (not shown) with the aid of a linkage 141 or the like.

Das Potentiometer 124 erzeugt ein von der Lage des Ruderstellmotors 12 abhängiges Rückkopplungssignal. Zu diesem Zweck wird das Potentiometer von dem Stator eines Drehfeldgenerators 15 gespeist, dessen Rotor mit Hilfe eines Untersetzungsgetriebes durch den Motor 12 verstellt wird.The potentiometer 124 generates a feedback signal that is dependent on the position of the rudder control motor 12. For this purpose, the potentiometer is fed by the stator of a rotating field generator 15 , the rotor of which is adjusted by the motor 12 with the aid of a reduction gear.

Das Potentiometer 162 liefert ein Signal, welches dem vom Stellmotor 12 erzeugten Drehmoment proportional ist. Zu diesem Zweck wird das Potentiometer von dem Stator eines Drehfeldgenerators 18 gespeist, dessen Rotor über das Untersetzungsgetriebe 13 angetrieben wird.The potentiometer 162 supplies a signal which is proportional to the torque generated by the servomotor 12. For this purpose, the potentiometer is fed by the stator of a rotating field generator 18 , the rotor of which is driven via the reduction gear 13.

Das Potentiometer 128 liefert ein Signal, welches der Winkelgeschwindigkeit des Stellmotors 12 proportional ist. Zu diesem Zweck wird das Potentiometer von der Ausgangswicklung eines zweiphasen Tachometergenerators 16 gespeist, der an den Motor 12 angekoppelt ist und dessen feste Phasenwicklung aus: dem Bordnetz gespeist wird.The potentiometer 128 supplies a signal which is proportional to the angular speed of the servomotor 12. For this purpose, the potentiometer is fed from the output winding of a two-phase tachometer generator 16 , which is coupled to the motor 12 and whose fixed phase winding is fed from the vehicle electrical system.

Die vier verschiedenartigen Rückkopplungsvorrichtungen haben die Aufgabe, eine schnelle und ordnungsgemäße Rückführung des Flugzeuges auf seinen Bezugskurs zu bewirken.The four different types of feedback devices have the task of a quick and proper return of the aircraft to its reference course to effect.

In der Querrudersteuerung (F i g. 2) werden gleichartige Schaltungsteile wie bei der Seitenrudersteuerung (F i g. 1) verwendet. Die einander entsprechenden Teile tragen die gleichen Bezugszeichen, sind aber in F i g. 2 noch zusätzlich mit einem Strich C) gekennzeichnet. In F i g. 2 sind vor allem die vier gerade zuvor für die F i g. 1 besprochenen Rückkopplungsgeneratoren wiederzufinden. Zur Besprechung dieser Steuerschaltung ist es zunächst zweckmäßig, davon auszugehen, daß der Umschalter 416 so betätigt ist, daß er den Kontakt 420 anschließt, d. h., es soll angenommen werden, daß der Schalter 416 entgegengesetzt zur Darstellung der Zeichnung eingestellt ist. Die spezielle Aufgabe dieses Umschalters wird später erläutert. Unter den zuvor gemachten Voraussetzungen erkennt man, daß die Steuersignalkette für das Querrader als eine Kaskadenschaltung von Potentiometern angesehen werden kann, zu denen die Potentiometer 320, 409, 174, 145', 124, 162' und 128' gehören. Das erstgenannte Potentiometer 320 ist mit Masse verbunden.Circuit parts of the same type are used in the aileron control ( FIG. 2) as in the rudder control (FIG. 1) . The parts that correspond to one another have the same reference numerals, but are shown in FIG. 2 also marked with a dash C) . In Fig. 2 are above all the four just before for the F i g. 1 discussed feedback generators. In order to discuss this control circuit, it is first expedient to assume that the changeover switch 416 is operated in such a way that it connects the contact 420, i. that is, assume that switch 416 is set opposite to that shown in the drawing. The specific function of this switch will be explained later. Under the assumptions made above, it can be seen that the control signal chain for the aileron can be viewed as a cascade connection of potentiometers, to which the potentiometers 320, 409, 174, 145 ', 124, 162' and 128 ' belong. The first-mentioned potentiometer 320 is connected to ground.

Das Potentiometer 320 liefert ein Signal, welches dem Querneigungswinkel des Flugzeuges proportional ist. Diese Neigung wird von einem schematisch dargestellten Vertikal-Kreisel 290 festgestellt. Das eine Ouerlager des Kreisels trägt der Rotor eines Drehfeldgebers 288, dessen Statorwicklungen mit den Statorwicklungen eines Drehfeldnehmers 302 verbunden sind, um eine synchrone Drehfeldübertragungsvorrichtung zu schaffen. Der Rotor des Drehfeldnehmers 302 speist das Potentiometer 320 so, daß diesem eine Spannung zugeführt wird, die bezüglich ihrer Phasenlage und Amplitude dem Querneigungswinkel entspricht.The potentiometer 320 provides a signal which is proportional to the bank angle of the aircraft. This inclination is determined by a vertical gyro 290 shown schematically. One Ouerlager of the gyro carries the rotor of a rotary field transmitter 288, the stator windings of which are connected to the stator windings of a rotary field sensor 302 in order to create a synchronous rotary field transmission device. The rotor of the rotating field sensor 302 feeds the potentiometer 320 in such a way that it is supplied with a voltage which corresponds to the bank angle with regard to its phase position and amplitude.

Dem generatorisch arbeitenden Drehfeldnehmer 302 ist eine Synchronisiervorrichtung 300 zugeordnet, welche die Aufgabe hat, in der Signalkette das elektrische Gleichgewicht aufrechtzuerhalten, wenn der Stellmotor von dem ihm zugeordneten Ruder abgekoppelt ist, damit in einem beliebigen Augenblick die automatische Steuerung wiederhergestellt werden kann, ohne ein Kippen oder sonstige Störungen des Flugzeuges befürchten zu müssen. Die Synchronisiervorrichtung 300 ist so angeschlossen, daß ihr Eingang von dem Ausgang des Generators 302 selbst gespeist wird. Aus der Zeichnung ist ersichtlich, daß der Verstärker der Synchronisiervorrichtung in Reihe mit dem tachometrischen Signal des zugeordneten Generators und dem vom Generator 302 gelieferten Signal gespeist wird.A synchronizing device 300 is assigned to the generator 302 working rotary field sensor, which has the task of maintaining the electrical equilibrium in the signal chain when the servomotor is decoupled from the rudder assigned to it, so that the automatic control can be restored at any moment without tilting or to fear other disruptions to the aircraft. The synchronizing device 300 is connected so that its input is fed from the output of the generator 302 itself. It can be seen from the drawing that the amplifier of the synchronizing device is fed in series with the tachometric signal of the associated generator and the signal supplied by the generator 302.

Die Steuerwicklung 322 für die Kupplung der Synchronisiervorrichtung wird erregt, wenn die Steuerwicklung 108' für die Kupplung 14' zwischen dem Querruder und dessen Stellmotor erregt wird, und umgekehrt. Hieraus ergibt sich, daß bei in Betrieb befindlicher automatischer Steuerung der Rotor des Generators 302 von der Zentriervorrichtung der Synchronisiervorrichtung in einer festen Lage gehalten wird und am Potentiometer 320 eine Spannung .einspeist, welche dem Querneigungswinkel des Flugzeuges entspricht. Wenn die Ruder jedoch abgekuppelt sind und von Hand bedient werden, ist die Synchronisiervorrichtung 300 angekoppelt, und es wird der Rotor des Drehfeldübertragers 302 ständig von dem Motor der Synchronisiervorrichtung in Ab- hängigkeit von den Änderungen der Querneigung des Flugzeuges so gesteuert, daß das an den Klemmen des Rotors auftretende Signal ständig zu Null gemacht wird. Dies heißt mit anderen Worten, daß der Rotor des Drehfeldnehmers 302 ständig lagemäßig mit dem Rotor des Drehfeldgebers 288 übereinstimmt. Unter diesen Bedingungen ergibt sich somit, daß bei manuellem Betrieb die Spannung an den Klemmen des Potentiometers 320 ständig auf dem Wert Null gehalten wird, und daß die automatische Steuerung in jedem Augenblick eingekuppelt werden kann, selbst wenn das Flugzeug in Querrichtung geneigt ist, ohne daß der Stellmotor 12' auf Grund des Potentiometers 320 im Augenblick des Einkuppelns stoßartig ein Drehmoment aufbringen kann, durch das das Flugzeug möglicherweise aus seiner Fluglage herausgerissen würde.The control winding 322 for the coupling of the synchronizing device is energized when the control winding 108 ' for the coupling 14' between the aileron and its servomotor is energized, and vice versa. This means that when the automatic control is in operation, the rotor of the generator 302 is held in a fixed position by the centering device of the synchronizing device and a voltage is fed into the potentiometer 320 which corresponds to the bank angle of the aircraft. When the rudder, however, are uncoupled and operated by hand, the synchronizing device is coupled 300, and it is constantly driven, the rotor of Drehfeldübertragers 302 from the motor of the synchronizing device in dependence on the changes in the transverse inclination of the aircraft so that the the The signal that occurs when the rotor is jammed is constantly reduced to zero. In other words, this means that the rotor of the rotary field sensor 302 always coincides in terms of position with the rotor of the rotary field sensor 288. Under these conditions it follows that in manual operation the voltage at the terminals of the potentiometer 320 is constantly kept at the value zero, and that the automatic control can be engaged at any moment, even if the aircraft is tilted in a transverse direction, without the servomotor 12 'can, on the basis of the potentiometer 320, suddenly apply a torque at the moment of engagement, by which the aircraft would possibly be torn out of its flight position.

Das nächste Potentiometer 409 der Steuerkette liefert die arythmetische Stimme von zwei Signalen, von denen das eine dem Kursfehler oder der Kursabweichung und das andere dem Integral dieser Ab# weichung proportional ist.The next potentiometer 409 in the timing chain supplies the arythmetic voice of two signals, one of which is proportional to the course error or course deviation and the other is proportional to the integral of this deviation.

. Der Kursfehler wird festgestellt mit Hilfe eines beliebigen in üblicher Weise aufgebauten Kompasses, wie er bei 340 schematisch angedeutet ist. Ein Drehfeldsystem 353, dessen Rotor ständig gegenüber dem Stator in einer Lage gehalten wird, die der Kursabweichung entspricht, bildet einen Drehfeldgeber, der mit einem Drehfeldnehmer 355 zusammenarbeitet. Die Statorwicklungen der beiden Drehfeldsysteine 353 und 355 sind miteinander verbunden. Die Rotorwicklung des Drehfeldnehmers 355 liefert ein Signal, dessen Spannung bezüglich der -Phasenlage und der Amplitude dem festgestellten Kursfehler entspricht. Ein erstes an die Klemmen des Rotors angeschlossenes Potentiometer 361 speist dieses Signal in einen Integrator 342 ein, welcher an seinem Ausgangsgenerator 392 zum Potentiometer 395 ein Signal einspeist, dessen Spannung dem Zeitintegral des Kursfehlers proportional ist. Des weiteren wird das Kursfehlersignal selbst vom Drehfeldnehmer 355 mit Hilfe eines zweiten Potentiometers 362 abgegriffen. Die zwei Potentiometer 362 und 395 sind über einen Umschalter 397, der nachfolgend noch beschrieben wird, in Kaskade geschaltet. Im Augenblick wird davon ausgegangen, daß sich der Umschalter 397 in einer Schaltstellung befindet, die der in der F lg. 2 dargestellten Schaltstellung entgegengesetzt ist. Auf diese Weise wird die Summe der zwei Signale (Kursfehler und Integral des Kursfehlers) über einen Kopplungstransformator 408 in ein Potentiometer 409 eingeführt. Die Wirkung des Kursfehler-Integralsignals ist analog der Wirkung des Querbeschleunigungs-Integralsignals und hat die Aufgabe, Kursfehler zu beseitigen, die dazu neigen, ständige Kursfehler zu werden. . The course error is determined with the aid of any conventional compass, as indicated schematically at 340. A rotating field system 353, the rotor of which is constantly held in relation to the stator in a position that corresponds to the course deviation, forms a rotating field transmitter which works together with a rotating field sensor 355. The stator windings of the two rotating field systems 353 and 355 are connected to one another. The rotor winding of the rotating field sensor 355 supplies a signal whose voltage with respect to the phase position and the amplitude corresponds to the course error determined. A first potentiometer 361 connected to the terminals of the rotor feeds this signal into an integrator 342 which, at its output generator 392, feeds a signal to the potentiometer 395 , the voltage of which is proportional to the time integral of the course error. Furthermore, the course error signal itself is picked up by the rotating field sensor 355 with the aid of a second potentiometer 362 . The two potentiometers 362 and 395 are connected in cascade via a changeover switch 397, which will be described below. At the moment it is assumed that the changeover switch 397 is in a switching position that corresponds to that shown in FIG. 2 switching position shown is opposite. In this way, the sum of the two signals (course error and integral of the course error) is introduced into a potentiometer 409 via a coupling transformer 408. The effect of the course error integral signal is analogous to the effect of the lateral acceleration integral signal and has the task of eliminating course errors which tend to become permanent course errors.

Dem Drehfeldnehmer 355 ist eine Synchronisiervorrichtung 341 zugeordnet, die in ihrer Wirkung der bereits besprochenen Synchronisiervorrichtung 300 ähnlich ist. Da diese Synchronisiervorrichtung in Betrieb genommen wird, wenn die Steuerwicklung 367 der Kupplung erregt wird und der Schalter 1075 (un-*ter nablifolgend noch zu betrachtenden Bedingungen) geschlossen ist, hält die Synchronisiervorrichtung den Rotor des Drehfeldnehmers 355 ständig in einer Stellung, in der kein K-ursfehlersignal ausgesendet wird.A synchronizing device 341 is assigned to the rotating field sensor 355 , the effect of which is similar to the synchronizing device 300 already discussed. Since this synchronizing device is put into operation when the control winding 367 of the clutch is energized and the switch 1075 (under nablifolgend conditions still to be considered) is closed, the synchronizing device keeps the rotor of the rotary field sensor 355 constantly in a position in which no K-ursefehlersignal is sent out.

Unter der Voraussetzung, daß der nachfolgend noch zu besprechende Umschalter 430 in der in der Zeichnung dargestellten Stellung steht, ist das nachfolgende Potentiometer der Steuerkette das Potentiometer 174, das ein Signal liefert, das der Winkelgeschwindigkeit der Flugzeugdrehung um seine Rollachse bzw. der Querneigungsgeschwindigkeit oder der Rollgeschwindigkeit proportional ist. Diese Ge--'#bhmiiiidigkeit-##ird von einem Kreisel 167 festgestellt, welcher mit dem Rotor eines Drehtransformators 173 verbunden ist, dessen Stator das erwünschte Signal in das Potentiometer 174 einspeist.Assuming that the switch 430 to be discussed below is in the position shown in the drawing, the following potentiometer of the control chain is the potentiometer 174, which supplies a signal that the angular speed of the aircraft's rotation about its roll axis or the bank rate or the Roll speed is proportional. This dysfunction is detected by a gyroscope 167 which is connected to the rotor of a rotary transformer 173 , the stator of which feeds the desired signal into the potentiometer 174.

Die vier nachfolgenden Potentiometer sind die viä Rückkopplungspotentiometer 145', 124', 162' und 128', welche den entsprechenden Rückkopplungspotentiometern der Steuerkette für das Seitenruder entsprechen.The four following potentiometers are the four feedback potentiometers 145 ', 124', 162 ' and 128', which correspond to the corresponding feedback potentiometers of the timing chain for the rudder.

Es wird nuamehr an Hand der F i g. 3 die Steuerkette für das Höhenruder beschrieben. Schaltelemente, die den Schaltelementen der beiden zuvor besprochenen Steuerketten ähnlich sind, tragen die gleichen Bezugszeichen, doch sind diese mit zwei Strichen (") gekennzeichnet. Ein Unterschied gegenüber den zwei zuvor betrachteten Steuerketten besteht darin, daß im vorliegenden Fall noch ein HilfssteRmotor 12... vorgesehen ist, der über ein Untersetzungsgetriebe 13"' und eine elektromagnetische Kupplung 14... ein nicht dargestelltes Zentrierruder bedient, das an dem Höhenruder angelenkt ist. Die Steuerung des Motors 12... erfolgt mit Signalen aus einem Potentionieter 2000, das über einen Kopplungstransformator an das Potentiometer 162" angeschlossen ist, welches das vom Hauptsteffmotor 12" gelieferte Drehmomenten-Rückkopplungssignal liefert. Der Zweck dieser Anordnung besteht darin, ohne die Lage des Flugzeuges zu beeinträchtigen, automatisch ständig vorhandene Belastungen zu kompensieren, die beispielsweise durch eine Längsverschiebung des Schwerpunkts entstehen.It is now more on the basis of FIG . 3 describes the timing chain for the elevator. Shifting elements that are similar to the shifting elements of the two previously discussed control chains have the same reference numerals, but they are marked with two dashes ("). A difference compared to the two previously considered control chains is that in the present case an auxiliary control motor 12 .. . Is provided, which via a reduction gear 13 "'and an electromagnetic clutch 14 ... operates a centering rudder, not shown, which is hinged to the elevator. The control of the motor 12 ... is performed by signals from a Potentionieter 2000, which "is connected, which comprises the main Steff motor 12" via a coupling transformer to the potentiometer 162 provides delivered torque feedback signal. The purpose of this arrangement is, without impairing the position of the aircraft, to automatically compensate for loads that are constantly present, for example caused by a longitudinal displacement of the center of gravity.

Zur Betrachtung der Signalkette für die Höhenrudersteuerung soll angenommen werden, daß der nachfolgend noch - zu betrachtende Umschalter 526 eine Stellung einnimmt, die der zeichnerisch dargestellten Stellung entgegengerichtet ist, und daß der Umschalter 541 in der dargestellten Stellung verbleibt. Unter- diesen Voraussetzungen besteht die Steuerkette aus einer Kaskadenschaltung der vier Potentiometer 321, 516, 545 und 177, denen die bereits bekannten vier Rückkopplungspotentiometer nachgeschaltet sind.For viewing the signal chain for the elevator control is to be assumed that the hereinafter still - to be viewed occupies switch 526 a position which is opposite to the position illustrated in the drawings, and that the changeover switch 541 remains in the illustrated position. Under these conditions, the control chain consists of a cascade connection of the four potentiometers 321, 516, 545 and 177, which are followed by the already known four feedback potentiometers.

Das Potentiometer 321 liefert ein Signal, welches dem Längsneigungswinkel des Flugzeuges proportional ist, und ist zur Erfassung dieses Wertes an ein Drehfeldsystem angeschlossen, das demjenigen zur Feststellung der Querneigung ähnlich ist, wobei der Drehfeldgeber 289 mit der Längsachse des Vertikalkreisels 290 verbunden ist. Gemäß einer bekannten Anordnung ist die Längsaufhängeachse des Vertikalkreisels 290 vorzugsweise leicht gegenüber dem Flugzeug geneigt, um selbsttätig eine Signalkomponente zu erzeugen, die bei allen Kurven eine Verstellung des Höhenruders nach oben hervorruft, um den Verlust an Auftrieb auszugleichen, den ein Kurvenflug mit sich bringt. Dem Drehfeldnehmer 303 ist die Synchronisiervorrichtung 301 zugeordnet, die entsprechend der Synchronisiervorrichtung 300 der F i g. 2 ausgebildet ist.The potentiometer 321 supplies a signal which is proportional to the pitch angle of the aircraft and is connected to a rotating field system for detecting this value, which is similar to that for determining the bank angle, the rotating field sensor 289 being connected to the longitudinal axis of the vertical gyro 290 . According to a known arrangement, the longitudinal suspension axis of the vertical gyro 290 is preferably slightly inclined with respect to the aircraft in order to automatically generate a signal component which causes the elevator to be adjusted upwards in all curves in order to compensate for the loss of lift that a turn brings with it. The synchronizing device 301 is assigned to the rotating field sensor 303 , which according to the synchronizing device 300 of FIG. 2 is formed.

Das dem Potentiometer 321 nachgeschaltete Potentionieter 516 liefert in die Steuerkette je nach Art der gewählten Arbeitsweise, die noch nachfolgend näher erläutert wird, entweder ein Signal Null oder ein Signal, welches dem Höhenfehler gegenüber einer vorgeschriebenen Höhe und dem Integralwert dieses Höhenfehlers entspricht, oder aber ein Signal, welches der Vertikalgeschwindigkeit (Steiggeschwindigkeit oder Sinkgeschwindigkeit) und dessen Integralwert entspricht. Der Höhenfehler wird mit Hilfe einer üblichen Barometeranordnung 460 erfaßt, welche über eine Antriebsverbindung461 den Rotor462 eines Drehtransformators 463 betätigt, dessen drehbar ausgebildeter Stator 464 über ein Untersetzungsgetriebe 472 von einem Motor 471 verstellt wird. Der Motor 471 wird von dem Verstärker 470 mit der algebraischen Summe zweier Spannungen erregt, von denen die eine von dem an den Klemmen des Stators 464 angeschlossenen Potentiometer 465 geliefert wird, während das Potentiometer 468, das von dem Ausgang eines vom Motor 471 angetriebenen Tachometergenerator 473 gespeist wird, eine Tachometerspannung zuführt. Der Motor 471 ist ständig bestrebt, den beweglichen Stator 464 gegenüber dem Rotor 462 zu verstellen, daß die Spannung am Potentiometer 465 zu Null wird. Die Winkelgeschwindigkeit des Motors mißt die Steig- oder Sinkgeschwindigkeit, d. h. die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeuges. Die am Potentiometer 468 erscheinende Tachometerspannung ist der Motorgeschwindigkeit und damit ebenfalls auch der Vertikalgeschwindigkeit proportional. Diese Spannung wird mit Hilfe eines Transformators 475 zwei parallelgeschalteten Potentiometern 476 und 477 zugeführt. The potentiometer 516 connected downstream of the potentiometer 321 supplies either a zero signal or a signal which corresponds to the height error compared to a prescribed height and the integral value of this height error, or a signal, depending on the type of operation selected, which will be explained in more detail below Signal which corresponds to the vertical speed (rate of climb or rate of descent) and its integral value. The altitude error is detected with the aid of a conventional barometer arrangement 460 which, via a drive connection 461, actuates the rotor 462 of a rotary transformer 463, the rotatable stator 464 of which is adjusted by a motor 471 via a reduction gear 472. The motor 471 is excited by the amplifier 470 with the algebraic sum of two voltages, one of which is supplied by the potentiometer 465 connected to the terminals of the stator 464, while the potentiometer 468 is supplied by the output of a tachometer generator 473 driven by the motor 471 is fed, a tachometer voltage supplies. The motor 471 constantly strives to adjust the movable stator 464 relative to the rotor 462 so that the voltage at the potentiometer 465 becomes zero. The angular velocity of the motor measures the climb or descent, d. H. the vertical speed of the aircraft. The tachometer voltage appearing on potentiometer 468 is proportional to the motor speed and thus also to the vertical speed. This voltage is fed to two potentiometers 476 and 477 connected in parallel with the aid of a transformer 475.

Der Motor 471 kann ferner, wenn die Steuerwicklung 493 einer elektromagnetischen Kupplung erregt ist, den Rotor eines Drehfeldgenerators 490 verstellen, der beün Lösen der Kupplung durch eine Zentriervorrichtung 491 ständig in eine feste Bezugsstellung zurückbewegt wird. Es zeigt sich also, daß nach dem Erregen der Wicklung 493 durch das Verstellen des Rotors in dem Stator des Generators 490 eine Spannung erzeugt wird, die der Höhenabweichung des Flugzeuges von der Flughöhe im Augenblick des Einschaltens der Wicklung 493 entspricht. Diese Spannung wird den beiden parallelgeschalteten Potentiometern 487 und 488 zugeführt.When the control winding 493 of an electromagnetic clutch is excited, the motor 471 can also adjust the rotor of a rotating field generator 490, which is continuously moved back into a fixed reference position by a centering device 491 when the clutch is released. It can therefore be seen that after the winding 493 has been excited by the adjustment of the rotor in the stator of the generator 490, a voltage is generated which corresponds to the altitude deviation of the aircraft from the flight altitude at the moment the winding 493 is switched on. This voltage is fed to the two potentiometers 487 and 488 connected in parallel.

Wenn die Wicklung 493 erregt ist und weiterhin der Doppelumschalter 496, 497 in seiner zeichnerisch dargestellten oberen Stellung steht, wird das am Potentiometer 487 erscheinende Höhenabweichungssignal dem Eingang eines Integrators 498 zugeführt. Zur gleichen Zeit wird das vom Potentiometer 488 abgegriffene Signal dem Ausgangspotentiometer 499 des Integrators zugeführt. Unter diesen Bedingungen entspricht das mit Hilfe des Transformators 515 und des Potentiometers 51.6 in die Höhenrudersteuerkette eingespeiste Signal der Höhenlagenabweichung und deren Integralwert.When the winding 493 is excited and the double changeover switch 496, 497 is still in its upper position shown in the drawing , the height deviation signal appearing on the potentiometer 487 is fed to the input of an integrator 498. At the same time, the signal tapped from potentiometer 488 is fed to output potentiometer 499 of the integrator. Under these conditions, the signal fed into the elevator control chain with the aid of transformer 515 and potentiometer 51.6 corresponds to the altitude deviation and its integral value.

Wenn jedoch der Doppelumschalter 496-497 in seiner unteren Schaltstellung steht, wird das am Potentiometer 476 vorhandene Vertikalgeschwindigkeitssignal dem Eingang des Integrators 498 und zu gleicher Zeit das am Potentiometer 477 anliegende VertikalgeschwindigkeitssignaldemPotentiometer499 zugeführt. Unter diesen Bedingungen handelt es sich bei dem vom Potentiometer 516 der Höhenrudersteuerkette eingespeisten Signal um das Vertikalgeschwindigkeitssignal und dessen Integralwert.However, when the double changeover switch 496-497 is in its lower switch position, the vertical speed signal present at the potentiometer 476 is fed to the input of the integrator 498 and at the same time the vertical speed signal present at the potentiometer 477 is fed to the potentiometer 499. Under these conditions, the signal fed in from potentiometer 516 of the elevator control chain is the vertical speed signal and its integral value.

Im Normalbetrieb befinden sich jedoch, wie nachfolgend noch beschrieben wird, der Doppelumschalter 49&497 in der oberen Stellung, doch ist die Wicklung 493 nicht erregt (und der Kontakt 1136 geöffnet), so daß das über das Potentiometer 516 zugeführte Signal gleich Null ist.In normal operation, however, as will be described below, the double changeover switches 49 & 497 are in the upper position, but the winding 493 is not energized (and the contact 1136 is open) so that the signal supplied via the potentiometer 516 is equal to zero.

Das nachfolgende Potentiometer in der Steuerkette ist das Potentiometer 545, das, wenn sich der Umschalter 541 in der zeichnerisch dargestellten Lage befindet, in der Kaskadenschaltung dem Potentiometer 516 folgt. Das Potentiometer 545 bildet den Ausgang eines Integrators 544, der ähnlich aufgebaut ist wie die zuvor besprochenen und an seinem Eingang, d. h. dem tachometrischen Potentiometer 558, die Summe der Signale erhält, die über die Potentiometer 321 und 516 eingespeist werden. Auf diese Weise fügt der Integrator 544 der Summe der bisherigen Signale ein Signal hinzu, das dem Integral dieser Summe proportional ist. Der Zweck dieser neuerlichen Integration ergibt sich aus der nachfolgenden Beschreibung.The following potentiometer in the control chain is the potentiometer 545, which, when the changeover switch 541 is in the position shown in the drawing, follows the potentiometer 516 in the cascade circuit. The potentiometer 545 forms the output of an integrator 544, which is constructed similarly to those previously discussed and at its input, i. H. the tachometric potentiometer 558, which receives the sum of the signals that are fed in via the potentiometers 321 and 516. In this way, the integrator 544 adds a signal to the sum of the previous signals which is proportional to the integral of this sum. The purpose of this new integration results from the following description.

Das nachfolgende Potentiometer 177, das mit dem Potentiometer 545 in Kaskade geschaltet ist, liefert ein Längsneigungs- oder Nickgeschwindigkeitssignal. Die Nickgeschwindigkeit wird mit einem Nickkreisel 168 erfaßt, welcher einen Drehtransformator 176 steuert.The following potentiometer 177, which is connected in cascade with the potentiometer 545, supplies a pitch or pitch rate signal. The pitching speed is detected with a pitching gyro 168 which controls a rotary transformer 176.

Die vier nachfolgenden Potentiometer liefern die vier bereits bekannten Rückkopplungssignale.The four following potentiometers provide the four already known Feedback signals.

An Hand der F i g. 4 wird nunmehr eine in Ab- hängigkeit von der aerodynamischen Geschwindigkeit arbeitende Korrekturvorrichtung beschrieben. Es ist bekannt, daß der durch ein Steuersignal von vorgegebener Größe an einem Ruder ausgelöste Steuereffekt sich in Abhängigkeit von der aerodynamischen Geschwindigkeit ändert. Um dieser Tatsache Rechnung zu tragen, ist eine automatische, in Ab- hängigkeit von der aerodynamischen Geschwindigkeit arbeitende Regleranlage vorgesehen, die die Ab- griffe der Potentiometer einstellt, die in Abhängigkeit von der Einstellung des zugehörigen Ruders die Rückkopplungssignale liefern. Zu diesem Zweck ist jeder Abgriff der Potentiometer 145, 145', 145" mit einem Antriebsgestänge 191 verbunden. Das Antriebsgestänge 191 wird (F i g. 4) von einem Motor 190 verstellt, der über einen Verstärker 189 aus einem Drehtransformator 189' gespeist wird. Der Rotor 187 des Drehtransformators 189' wird von einer Schaltvorrichtung 186 verstellt, welche die Fluggeschwindigkeit feststellt. Als Meßvorrichtung für die Fluggeschwindigkeit kann beispielsweise eine Differentialdrucksonde verwendet werden. Der Stator 188 des Drehtransformators wird vom Motor 190 selbst nach Art einer mechanischen Rückkopplung verstellt. Der Arm des Potentiometers 409 (F i g. 2), welches das Kursabweichungssignal und das Kursabweichungs-Integralsignal in die Querrudersteuerkette einspeist, wird vorzugsweise gleichfalls mit Hilfe des Antriebsgestänges 191 zur Steuerkorrektur in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit verstellt.On the basis of FIG. 4 shows a dependence working in the absence of the aerodynamic speed correction device will be described. It is known that the control effect triggered by a control signal of a predetermined magnitude on a rudder changes as a function of the aerodynamic speed. To take account of this fact, an automatic working in dependence of the aerodynamic speed controller unit is provided which handles the waste of the potentiometer setting, which provide the feedback signals in response to the setting of the associated rudder. For this purpose, each tap of the potentiometers 145, 145 ', 145 "is connected to a drive linkage 191. The drive linkage 191 is adjusted (FIG. 4) by a motor 190 which is fed via an amplifier 189 from a rotary transformer 189' The rotor 187 of the rotary transformer 189 ' is adjusted by a switching device 186 which detects the airspeed. A differential pressure probe, for example, can be used as a measuring device for the airspeed. The stator 188 of the rotary transformer is adjusted by the motor 190 itself in the manner of a mechanical feedback The arm of the potentiometer 409 ( FIG. 2), which feeds the course deviation signal and the course deviation integral signal into the aileron control chain, is preferably also adjusted with the aid of the drive linkage 191 for control correction depending on the flight speed.

Zur Steuerung des Flugzeuges auf einem azimutalen Leitstrahl werden die Kontakte 1410 (F i g. 1) und 430 (F i g. 2) in eine Lage umgelegt, die der zeich-, nerisch dargestellten Stellung entgegengesetzt ist, um dann in die Steuerkette des Seitenruders und der des Ouerruders ein Signal einzuspeisen, das von dem Leitstrahlbündel abgeleitet ist. In gleicher Weise ist zur Führung des Flugzeuges auf einem Gleitpfad-Leitstrahl der Kontakt 541 (F i g. 3) in die entgegengesetzte Stellung umgelegt, so daß in die Steuerkette für das Höhenruder ein von dem Leitstrahl abgeleitetes Signal eingespeist wird.To control the aircraft on an azimuthal beacon, the contacts 1410 ( FIG. 1) and 430 ( FIG. 2) are moved into a position that is opposite to the position shown in the drawing, in order to then be inserted into the control chain of the Rudder and that of the rudder feed a signal derived from the beam. In the same way, to guide the aircraft on a glide path guide beam, contact 541 ( FIG. 3) is turned into the opposite position so that a signal derived from the guide beam is fed into the control chain for the elevator.

Zur Erzeugung des Steuersignals für die azimutale Leitstrahlsteuerung (F i g. 6) dient eine Kette von in Kaskade geschalteten Potentiometern, die aus den zwischen Masse und Anschluß 830 liegenden Potentiometern 803, 800, 802, 700, 774 und 746 besteht. über den Anschluß 830 wird die algebraische Summe der erzeugten Spannungen einerseits in die Seitenrudersteuerkette und andererseits in die Querrudersteuerkette eingespeist.A chain of cascaded potentiometers consisting of the potentiometers 803, 800, 802, 700, 774 and 746 between ground and terminal 830 is used to generate the control signal for the azimuthal guide beam control ( FIG. 6). The algebraic sum of the generated voltages is fed into the rudder control chain on the one hand and into the aileron control chain on the other hand via the connection 830.

Die drei ersten Potentiometer 803, 800 und 802 dienen zusammen zur Erzeugung einer Spannung, welche die Abweichung des Flugzeuges vom vorgeschriebenen Kompaßkurs widerspiegelt, jedoch so abgewandelt ist, daß, sofern die Abweichung einen bestimmten Winkel von beispielsweise 4511 übersteigt, die abgewandelte Spannung eine beachtliche Verstärkung erleidet. Der magnetische Kurs wird mit dem Kompaß 793 festgestellt (welcher übrigens mit dem Kompaß 340 der F i g. 2 vereinigt sein kann). Dieser Kompaß bewirkt, daß am Drehfeldnehmer 796 eine Spannung entsteht, die der Kursabweichung vom vorgeschriebenen Kurs entspricht, wobei der festgelegte Kurs am Stator des Drehfeldnehmers 796 mit Hilfe des Kurswählerhebels 798 eingestellt wird. Die vorge-Dieser Spannung wird ein - e Spannung entgegengenannte Spannung erscheint am Potentionieter 800. schaltet, die sich an den Klemmen eines Potentiometers 803 einstellt. Die Spannung am Potentiometer 803 wird von einem Generator 815 geliefert, den der Motor 810 antreibt, der über den Verstärker 806 mit der Differenz der beiden vorgenannten Spannungen erregt wird. Die Antriebsverbindung dieses zweiten Generators arbeitet innerhalb festbegrenzter Anschläge mit einer Rutschkupplung, die schematisch bei 811 angedeutet ist und dafür sorgt, daß der Rotor des Generators 815 sich nicht weiterdrehen kann, wenn die Kursabweichung den vorgegebenen Absolutwert (451) übersteigt. Die Differenzspannung wird schließlich am Potentiometer 802 der erstgenannten Spannung, die diesem Potentiometer über den Transformator 801 zugeführt wird, hinzugefügt, um die gesuchte abgewandelte Kursabweichungsspannung zu schaffen. Der übliche Tachometergenerator 820 sorgt für eine Proportionalität der Motordrehzahl. Vervollständigt wird die Schaltungsanördnung durch eine elektromagnetische Kupplung mit einer Steuerwicklung 818 und einer Zentriervorrichtung 817. The first three potentiometers 803, 800 and 802 together serve to generate a voltage which reflects the deviation of the aircraft from the prescribed compass course, but is modified in such a way that, if the deviation exceeds a certain angle of, for example, 4511, the modified voltage is considerably amplified suffers. The magnetic course is determined with the compass 793 (which, incidentally, can be combined with the compass 340 of FIG . 2). This compass causes the rotating field slave 796 is the fixed rate on the stator of the rotating field taker 796 by means of the course selector lever 798 set a voltage arises which corresponds to the price deviation from the prescribed course. The pre-This voltage is a - e voltage against said voltage appears on the Potentionieter 800. which is established at the terminals of a potentiometer 803rd The voltage at the potentiometer 803 is supplied by a generator 815 , which is driven by the motor 810 , which is excited via the amplifier 806 with the difference between the two aforementioned voltages. The drive connection of this second generator works within fixed stops with a slip clutch, which is indicated schematically at 811 and ensures that the rotor of the generator 815 can no longer rotate if the course deviation exceeds the predetermined absolute value (451). The differential voltage is finally added to the first-mentioned voltage at potentiometer 802 , which is fed to this potentiometer via transformer 801 , in order to create the modified course deviation voltage sought. The usual 820 tachometer generator ensures that the engine speed is proportional. The circuit arrangement is completed by an electromagnetic clutch with a control winding 818 and a centering device 817.

Das Potentiometer 700 erzeugt ein Signal, welches dem Zeitintegral der Abweichung des Flugzeuges von der Achse des azimutalen Leitstrahles proportional ist.The potentiometer 700 generates a signal which is proportional to the time integral of the deviation of the aircraft from the axis of the azimuthal guide beam.

Mit Hilfe -des Funkempfangsgerätes 601, das auf die Frequenz des Leitstrahles abgestimmt ist, wird als Ausgang eine Gleichspannung erzeugt, deren Polarität der Abweichungsrichtung entspricht, wenn sich das Flugzeug von der Leitstrahlachse entfernt. Dieser Strom wird einerseits einem Anzeigegerät 605 zugeführt, dessen Zeiger die Abweichung sichtbar macht, und andererseits auch in einen Modulator 609 eingespeist. An der Ausgangswicklung dieses Modulators erscheint eine Wechselspannung, die bezüglich der Phasenlage und der Amplitude der Intensität und der Polarität des Eingangs-Gleichspannungssignals entspricht. Diese Spannung erscheint wieder am Ausgang eines Drehfeldgenerators 642, welcher mit einer tachometrischenNachstellvorrichtung630 zusammen- geschaltet ist, die an ihrem Eingang mit der algebra" ischen Summe der Ausgangsspannung des Modulators 609 und der vom Drehfeldgene-rator 642 am Potentionieter 646 erzeugten Spannung gespeist wird. Liefert der Modulator 609 keine Ausgangsspannung, bildet die Nachstellvorrichtung 630 einen Rückkopplungskreis, der sich in elektrischem Gleichgewicht befindet. Wenn vom Modulator eine Spannung zugeführt wird, wird dieses Gleichgewicht gestört, und der Motor verstellt den Rotor des Drehfeldgenerators 642 um einen dieser Spannung entsprechenden Winkelr betrag, um das Gleichgewicht wieder herzustellen. Die vom Drehfeldgenerator 642 gelieferte Spannung ist das Leitstrahlabweichungssignal. Dieses Signal wird mit Hilfe des Potentiometers 648 zum Eingang eines Integrators 674 übertragen, dessen Ausgangsgenerator 690 an den Klemmen des Potentiometers 700 ein Signal erzeugt, das dem Integral der Abweichung entspricht. Dieses Signal stellt - wie bereits bekannt - sicher, daß Abweichungen - beseitigt werden, die dazu tendieren, als bleibende Abweichung bestehenzubleiben.With the aid of the radio receiver 601, which is tuned to the frequency of the guide beam, a direct voltage is generated as an output, the polarity of which corresponds to the direction of deviation when the aircraft moves away from the guide beam axis. This current is fed to a display device 605 on the one hand, the pointer of which makes the deviation visible, and on the other hand it is also fed into a modulator 609. An alternating voltage appears at the output winding of this modulator, the phase position and amplitude of which corresponds to the intensity and polarity of the input direct voltage signal. This voltage appears again at the output of a rotating-field generator 642, which is connected with a tachometrischenNachstellvorrichtung630 together that regard at its input to the algebra "sum of the output voltage of the modulator 609 and the rator rotating field Gene from 642 voltage generated at Potentionieter 646 is fed. Returns If the modulator 609 has no output voltage, the adjusting device 630 forms a feedback circuit which is in electrical equilibrium. If a voltage is supplied by the modulator, this equilibrium is disturbed and the motor adjusts the rotor of the rotating field generator 642 by an angle r corresponding to this voltage, The voltage supplied by the rotating field generator 642 is the guide beam deviation signal. This signal is transmitted with the aid of the potentiometer 648 to the input of an integrator 674, the output generator 690 of which is connected to the terminals of the potentiometer 700 as Si gnal is generated which corresponds to the integral of the deviation. This signal - as already known - sure that deviations - are eliminated, which tend to persist as a permanent deviation.

Das nachfolgende Potentiometer 774 liefert eine Spannung, die einem Leitstrahlabweichungssignal en& spricht, das in nachfolgend noch zu beschreibender Weise abgewandelt wird. Das Potentiometer 774 bildet den Ausgang eines Spannungsbegrenzers 766, der aus zwei Gleichrichtern besteht, die mit Hilfe einer einstellbaren Gleichspannung polarisiert sind.The following potentiometer 774 supplies a voltage which speaks to a guide beam deviation signal en & which is modified in a manner still to be described below. The potentiometer 774 forms the output of a voltage limiter 766, which consists of two rectifiers which are polarized with the aid of an adjustable DC voltage.

Aus einem Transformator 764 erhält dieser Spannungsbegrenzer an seinem Eingang die algebraische Summe von zwei Spannungen, die von den in Kaskade geschalteten Potentiometern 650 und 640 geliefert wird. Das erstgenannte Potentiometer liefert, wie bereits erwähnt, die Leitstrahlabweichungsspannung. Das zweite Potentiometer 640 ist mit Hilfe eines Transformators 638 an den Stator eines Ausgangsgenerators 722 einer Filtereinrichtung 676 ana S be chlossen. Der Eingang dieser Fütereinrichtung wird von einem Tachometer-Potentiometer 742 gebildet, das mit der Summe der am Potentiometer 726 vorhandenen Ausgangsspannung der Filtereinrichtung und der am Potentiometer 648 anliegenden Leitstrahlabweichungsspannung gespeist wird. Auf diese Weise kann die an den Klemmen des Potentiometers 726 und somit auch am Potentiometer 640 erscheinende Ausgangsspannung nach Ablauf einer bestimmten Verzögerungszeit, die von den elektromechanischen Daten der Filtereinrichtung festgelegt wird, die erste bei 640 vom Potentiometer 650 eingespeiste Abweichungsspannung beseitigen oder unterdrücken. Das dem Eingangstransformator 764 des Spannungsbegrenzers zugeführte Signal bildet somit ein Leitstrahlabweichungssignal, welches man von den kurzzeitigen, im übergangsintervall entstehenden Schwankungen befreit hat.This voltage limiter receives the algebraic sum of two voltages at its input from a transformer 764, which is supplied by the cascaded potentiometers 650 and 640. As already mentioned, the first-mentioned potentiometer supplies the guide beam deviation voltage. The second potentiometer 640 is connected to the stator of an output generator 722 of a filter device 676 with the aid of a transformer 638. The input of this feeding device is formed by a tachometer potentiometer 742, which is fed with the sum of the output voltage of the filter device present at potentiometer 726 and the guide beam deviation voltage applied to potentiometer 648. In this way , the output voltage appearing at the terminals of the potentiometer 726 and thus also at the potentiometer 640 can eliminate or suppress the first deviation voltage fed in at 640 by the potentiometer 650 after a certain delay time, which is determined by the electromechanical data of the filter device. The signal fed to the input transformer 764 of the voltage limiter thus forms a guide beam deviation signal which has been freed from the short-term fluctuations occurring in the transition interval.

Dieses Signal, dessen maximale Amplitude mit Hilfe der Begrenzungsvorrichtung 766 beschränkt wird, wird mit Hilfe des Potentiometers 774 in die Steuerkette eingespeist.This signal, the maximum amplitude of which is limited with the aid of the limiting device 766 , is fed into the control chain with the aid of the potentiometer 774.

Die Unterdrückung karzzeitiger Änderungen des Leitstrahlabweichungssignals ist notwendig wegen des zeitweilig instabilen Charakters des Leitstrahles. Da die Instabilität bei einem Richtleitstrahl größer ist als bei einem Ortungsleitstrahl für die Blindlandung, sind Mittel vorgesehen, um die Zeitkonstante der Filtereinrichtung 676 je nach Art des verwendeten Leitstrahles zu verändern. Zu diesem Zweck sind am Potentiometer 726 zwei Abgriffe 734 und 736, am Potentiometer 742 zwei Abgriffe 754 und 756 und zwei angeschaltete Umschalter 751 und 759 vorgesehen, so daß sich die Ansprechzeit jeder der beiden Sekundärkreise der Filtereinrichtung verändern läßt. Bei einem Betrieb mit Richtleiterstrahl sind die beiden Umschalter in ihrer linken Schaltstellung, während sie sich beim Betrieb mit Ortungsleitstrahl in der rechten Schaltstellung befinden. In der ersten Schaltstellung ergibt sich eine geringere Ansprechempfindlichkeit bei entsprechend längerer Zeitkonstante als in der zweiten Schaltstellung.The suppression of changes in the beacon deviation signal in the short term is necessary because of the temporarily unstable character of the beacon. Since the instability of a directional guide beam is greater than that of a locating guide beam for blind landing, means are provided to change the time constant of the filter device 676 depending on the type of guide beam used. For this purpose, two taps 734 and 736 are provided on potentiometer 726 , two taps 754 and 756 and two switched on changeover switches 751 and 759 on potentiometer 742, so that the response time of each of the two secondary circuits of the filter device can be changed. When operating with a directional guide beam, the two changeover switches are in their left switch position, while they are in the right switch position when operated with a locating guide beam. In the first switching position, there is a lower response sensitivity with a correspondingly longer time constant than in the second switching position.

Das in der Steuerkette der F i g. 6 am Ende dargestellte Potentiometer746 liefert ein Signal, welches der in der Filtereinrichtung676 erzeugten Tachometerspannung proportional ist, die mit Hilfe des Transformators 644 von dem Tachometergenerator abgenommen wird. Dieses Signal entspricht der Änderungsgeschwindigkeit (der zeitlichen Ableitung) der winkelmäßigen Abweichung des Flugzeuges vom Leitstrahl und hat die Aufgabe, eine progressive Rückkehr des Flugzeuges zur Leitstrahlachse sicherzustellen.That in the timing chain of FIG. The potentiometer 746 shown at the end of 6 supplies a signal which is proportional to the tachometer voltage generated in the filter device 676, which is taken from the tachometer generator with the aid of the transformer 644. This signal corresponds to the rate of change (the time derivative) of the angular deviation of the aircraft from the guide beam and has the task of ensuring a progressive return of the aircraft to the guide beam axis.

Das sich letztlich am Anschluß 830 einstellende Signal wird über zwei parallele Steuerketten zum Seitenruder und zum Querruder übertragen. Die erste Steuerkette verläuft über eine Trennstufe mit einem Transistorverstärker 842, dem ein Kopplungstransformator und ein Einstellpotentiometer 846 nachgeschaltet sind. Vom Potentiometer 846 wird das Signal mit Hilfe von zwei Leitungen 847 und 848 (welche man in F i g. 1 wiederfindet) abgegriffen, um in die Seitenrudersteuerkette in Reihe mit den anderen bereits besprochenen Signalen eingespeist zu werden, wenn der in F i g. 1 dargestellte Schalter 1410 eine Schaltstellung einnimmt, die der zeichnerisch dargestellten entgegengesetzt gerichtet ist.The signal that is ultimately established at connection 830 is transmitted to the rudder and aileron via two parallel control chains. The first control chain runs via an isolating stage with a transistor amplifier 842, which is followed by a coupling transformer and an adjustment potentiometer 846. The signal is tapped from the potentiometer 846 with the aid of two lines 847 and 848 (which can be found in FIG. 1 ) in order to be fed into the rudder control chain in series with the other signals already discussed when the signal shown in FIG . 1 , the switch 1410 shown assumes a switch position which is directed in the opposite direction to that shown in the drawing.

Die zweite Steuerkette für das gleiche Signal wird der Querrudersteuerung über eine Begrenzungsvorrichtung 833, die der Begrenzungsverrichtung 766 ähnlich ist, zugeführt. Der Begrenzungsvorrichtung 833 ist ein Filter 837 und eine Trennstufe mit Transistorverstärker 840 nachgeschaltet und über einen Transformator an ein Einstellpotentiometer 427 angekoppelt, von dem das Signal mit Hilfe von zwei Leitern 426 und 428 (vgl. F i g. 2) abgenommen wird, um in die Steuerkette der Querrudersteuerung zu-sammen mit den anderen bereits besprochenen Signalen eingespeist zu werden, wenn der in F i g. 2 dargestellte Schalter 430 eine Schaltstellung einnimmt, die der zeichnerisch dargestellten entgegengesetzt ist.The second control chain for the same signal is fed to the aileron control via a limiting device 833, which is similar to the limiting device 766. The limiting device 833 is a filter 837 and a buffer stage with transistor amplifier 840 downstream of and coupled through a transformer to an adjusting potentiometer 427, from which the signal with the aid of two conductors 426 and 428 (see FIG. F ig. 2) is removed to in the control chain of the aileron control together with the other previously discussed signals fed to, when the F g in i. The switch 430 shown in FIG. 2 assumes a switch position which is opposite to that shown in the drawing.

Die Schaltungsanordnung zur Erzeugung des Gleitbahnsignals (F ig.7) unterscheidet sich grundsätzlich von der eben beschriebenen durch das Fehlen der Kurssignale. Die Schaltungsanordnung besteht aus einem Funkempfangsgerät 602, das auf die Frequenz des Gleitbahnleitstrahles abgestimmt ist, dem Modulator 610, dem Signalgeber 631, welcher ein Leitstrahlabweichungssignal erzeugt, dem Integrator 677, der Filtereinrichtung 679 und der Begrenzungsvorrichtung 767. Die vorstehenden Schaltelemente stimmen mit den entsprechenden Schaltorganen für die azimute Leitstrahlführung überein. Die Potentiometerkette dieser Schaltanordnung besteht aus drei Potentiometern, nämlich dem Potentiometer 701, welches das Integralsignal der Abweichung vom Gleitbahnleitstrahl liefert, dem Potentiometer 647, welches das Abweichungsänderungsgeschwindigkeitssignal liefert, und dem Potentionieter 775, welches das abgewandelte Leitstrahlabweichungssignal gemäß dem entsprechenden Signal bei der Schaltungsanordnung gemäß F i g. 6 liefert.The circuit arrangement for generating the slideway signal (Fig. 7) differs fundamentally from the one just described in that there are no course signals. The circuit arrangement consists of a radio receiver 602, which is tuned to the frequency of the slideway guide beam, the modulator 610, the signal generator 631, which generates a guide beam deviation signal, the integrator 677, the filter device 679 and the limiting device 767. The above switching elements agree with the corresponding switching elements for the azimuth beam guidance. The potentiometer chain of this switching arrangement consists of three potentiometers, namely the potentiometer 701, which supplies the integral signal of the deviation from the slide guide beam, the potentiometer 647, which supplies the deviation change rate signal, and the potentiometer 775, which the modified guide beam deviation signal according to the corresponding signal in the circuit arrangement according to F. i g. 6 supplies.

Das resultierende Signal gelangt in eine weitere Begrenzungsvorrichtung 850, dann in einen Filterkreis 851 und eine Trennstufe mit einem Transistorverstärker 853 und über einen Kopplungstransformator in ein Einstellpotentiometer 839, wo das Signal mit Hilfe der Leiter 537 und 540 abgegriffen wird, um in die Steuerkette für die Höhenrudersteuerung in Reihe mit den anderen bereits beschriebenen Signalen eingespeist zu werden, wenn der Schalter 541 der F i g. 3 sich in einer Schaltstellung befindet, die der zeichnerisch dargestellten entgegengesetzt ist.The resulting signal reaches a further limiting device 850, then a filter circuit 851 and an isolating stage with a transistor amplifier 853 and, via a coupling transformer, an adjustment potentiometer 839, where the signal is tapped off with the aid of conductors 537 and 540 in order to be included in the control chain for the Elevator control to be fed in series with the other signals already described when switch 541 of FIG. 3 is in a switching position which is opposite to that shown in the drawing.

Mit Hilfe eines Transformators 855 ist es möglich, ein Komplementärsignal einzuspeisen, welches mit einem Potentiometer 856 vom Wechselstromnetz abgegriffen wird. Dieses Potentiometer 856 ist so eingestellt, daß, sobald das Flugzeug sich auf der Achse des Gleitbahn-Leitstrahles befindet und in fallender Richtung eine Längsneigung hat, die dem Winkel zwischen dem Leitstrahl und dem Horizont (allgemein 2') entspricht, das auf diese Weise eingeführte Komplementärsignal exakt das Längsneigungssignal kompensiert, das der vom Vertikalkreisel gesteuerte Signalgeber 303 liefert. Auf diese Weise wird die Bezugslängsneigung gleich dem Winkel des Gleitbahn-Leitstrahles.With the help of a transformer 855 it is possible to feed in a complementary signal, which is tapped from the alternating current network with a potentiometer 856. This potentiometer 856 is set so that once the aircraft is on the axis of the glide path beacon and sloping downward it has a pitch which corresponds to the angle between the beacon and the horizon (generally 2 ') thus introduced Complementary signal exactly compensates for the pitch signal supplied by the signal generator 303 controlled by the vertical gyro. In this way, the longitudinal reference inclination becomes equal to the angle of the slideway guide beam.

Die manuelle Steuereinrichtung 900 (F i g. 8 bis 11) besteht aus einem im wesentlichen zylindrischen Gehäuse 907, das einen Teil der Steuersäule 901 bildet, die über entsprechende Seilzüge und Steuergestänge mit den verschiedenen Rudem so verbunden ist, daß eine Verdrehung der Steuersäule 901 um deren Achse die Querruder betätigt, während eine Verschiebung nach vom oder nach hinten die Höhenruder bedient. Ein nicht dargestelltes Steuerhom ist auf der Achse 902 aufgekeilt, die sich vor dem Gehäuse 907 befindet. Diese Achse 902 läßt sich gegenüber dem Gehäuse begrenzt verdrehen und axial verschieben.The manual control device 900 ( FIGS. 8 to 11) consists of an essentially cylindrical housing 907, which forms part of the control column 901 , which is connected to the various rudders via appropriate cables and control rods so that the control column 901 can be rotated around the axis of which the ailerons are operated, while a shift forwards or backwards operates the elevator. A control homing (not shown) is keyed on the shaft 902 , which is located in front of the housing 907 . This axis 902 can be rotated to a limited extent relative to the housing and moved axially.

Fest mit der Achse 902 veibunden sind zwei exzentrisch angeordnete Zapfen 903, die gleitfähig, aber drehfest mit Hilfe einer Führung 904 in einer Halterung 905 gelagert sind, deren zylindrischer Umfang in dem Gehäuse 907 sich in den Lagern 906 verdrehen kann. Am äußeren hinteren Ende der Halterung 905 ist ein radialer Ansatz 905' vorgesehen, der sich beidseitig an Anschlagzapfen abstützt, die in fest mit dem Gehäuse 907 verbundenen Armen 909 gleiten können. Die Anschlagzapfen werden mit Hilfe von Justierfedem 908 durch entsprechende Einstellung der auf die Zapfen aufgeschraubten Federscheiben 910 so gegen den radialen Ansatz 905' ge# drückt, daß die Halterung 905 im Ruhezustand in die Mittelstellung gelangt. Die Verdrehung der Halterung 905 gegenüber dem Gehäuse 907 wird begrenzt durch das Auftreffen der zwei Widerlagerflächen 914 des Ansatzes an zwei einstellbaren Anschlägen 916, die in die Arme 909 eingeschraubt sind. Sobald die Verdrehung des Steuerhoms in der einen oder anderen Richtung einen durch die Anschläge begrenzten Steuerhub überschreitet, wird das vom Steuerhom ausgeübte Drehmoment zum Gehäuse 907 und von dort über die Steuersäule 901 zum Steuergestänge der Querruder übertragen.Firmly connected to the axis 902 are two eccentrically arranged pins 903, which are slidably but non-rotatably mounted with the aid of a guide 904 in a holder 905 , the cylindrical circumference of which can rotate in the housing 907 in the bearings 906 . At the outer rear end of the holder 905 , a radial extension 905 ′ is provided, which is supported on both sides on stop pins which can slide in arms 909 that are fixedly connected to the housing 907. The stop pins are pressed against the radial extension 905 ' with the help of adjusting springs 908 by appropriate adjustment of the spring washers 910 screwed onto the pins so that the holder 905 moves into the central position in the idle state. The rotation of the holder 905 with respect to the housing 907 is limited by the impact of the two abutment surfaces 914 of the attachment on two adjustable stops 916 which are screwed into the arms 909. As soon as the rotation of the control hub in one direction or the other exceeds a control stroke limited by the stops, the torque exerted by the control hub is transmitted to the housing 907 and from there via the control column 901 to the control linkage of the ailerons.

Axiale Gleitbewegungen der Achse 902 gegenüber der Halterung 905 und damit gegenüber dem Gehäuse 907 sind durch zwei Anschlagpaare begrenzt. Zwei Anschlagzapfen 918, die in die Halterung 905 eingeschraubt sind, gleiten mit ihrem anderen Ende in der Bohrung einer Querstrebe 902#, die fest mit der Achse 902 verbunden ist. Das Fortbewegen der Querstrebe 902' von der Halterung 905 wird durch eine Mutter mit Gegenmutter 922, die (F i g. 10) auf den Zapfen 918 aufgeschraubt ist, begrenzt. Auf diese Weise wird die Bewegung der Achse 902 beim Ziehen begrenzt. Zwei andere Anschlagzapfen 920, welche mit ihrem einen Ende in die Querstrebe 902' eingeschraubt -und mit einer Gegenmutter 923 gesichert sind, können (F i g. 11) auf die Oberfläche der Halterung 905 auftreffen, um die Annäherung der Querstrebe 902' an die Halterung 905 und damit auch die Bewegung der Achse 902 beim Drücken zu begrenzen. In der Ruhestellung wird die axiale Lage der Achse 902 gegenüber der Halterung 905 mitten zwischen den beiden von den Anschlägen 918 und 920 festgelegten Endstellungen eingestellt. Hierzu -dienen ein oder mehrere Paare von Rückholfedern 925, die jeweils zwischen zwei einstellbaren Widerlagern 926 eingespannt sind. Die Widerlager 926 sind -auf einen Zapfen 927 aufgeschraubt, der an der Halterung 905 befestigt ist und die Querstrebe 902# durchsetzt (F i g. 9). Wenn mit dem Steuerhom eine Zug- oder Schubbewegung ausgeübt wird, die die mögliche Verschiebung im Bereich der Anschlagvorrichtungen der Fig. 10 und 11 übersteigt, wird die Steuerkraft auf das Gehäuse 907 und über die Steuersäule 901 auf das Steuergestänge des Höhenruders -übertragen.Axial sliding movements of the axis 902 with respect to the holder 905 and thus with respect to the housing 907 are limited by two pairs of stops. Two stop pins 918, which are screwed into the holder 905 , slide with their other end in the bore of a cross strut 902 #, which is firmly connected to the axis 902 . The movement of the transverse strut 902 ′ from the holder 905 is limited by a nut with lock nut 922 which is screwed onto the pin 918 (FIG. 10). In this way, the movement of the axle 902 while pulling is limited. Two other stop pins 920, one end of which is screwed into the cross strut 902 ' and secured with a lock nut 923 , can ( FIG. 11) strike the surface of the holder 905 in order to prevent the cross strut 902' from approaching the Bracket 905 and thus also limit the movement of the axis 902 when pressed. In the rest position, the axial position of the axis 902 with respect to the holder 905 is set in the middle between the two end positions defined by the stops 918 and 920. One or more pairs of return springs 925, each clamped between two adjustable abutments 926, are used for this purpose. The abutments 926 are screwed onto a pin 927 which is fastened to the holder 905 and passes through the cross strut 902 # ( FIG. 9). If a pushing or pulling movement is exerted with the control horn which exceeds the possible displacement in the area of the stop devices of FIGS. 10 and 11 , the control force is transmitted to the housing 907 and via the control column 901 to the control rods of the elevator.

Der Ansatz 905' der Halterung 905 ist an seinem oberen Ende mit einem Finger versehen, der bei ganz .geringer Drehung der Halterung innerhalb der winkelmäßig festgelegten Verdrehung zwischen den Anschlägen 914 und 196 sich an dem einen oder dem anderen von zwei Schaltern 912 abstützt. Diese Schalter 912 dienen dazu, die Querrudersteuerkette der automatischen Steuerung abzuschalten, um anschließend mit Hilfe des Steuerhorns und des Steuergestänges eine manuelle Steuerung durchzuführen.The extension 905 'of the holder 905 is provided at its upper end with a finger which is supported on one or the other of two switches 912 when the holder is rotated very little within the angularly defined rotation between the stops 914 and 196 . These switches 912 are used to switch off the aileron control chain of the automatic control in order to then carry out manual control with the aid of the control horn and the control linkage.

Die Querstange 902' trägt zwei Kontaktfinger 933, die bei einer geringfügigen Translationsbewegung der Querstrebe innerhalb des durch die Anschläge 918-902' und 920-905 begrenzten axialen Hubes eine Betätigung der Schalter 930 bewirken. Mit Hilfe der -Schalter 930 wird die Höhenrudersteuerkette der automatischen Steuerung abgeschaltet, um an--schließend manuell gesteuert werden zu können.The transverse rod 902 ' carries two contact fingers 933 which, in the event of a slight translational movement of the transverse strut within the axial stroke limited by the stops 918-902' and 920-905 , cause the switches 930 to be actuated. With the aid of the switch 930 , the elevator control chain of the automatic control is switched off so that it can then be controlled manually.

Sobald das Steuerhom losgelassen wird, holen ei erseits die Rückholfedem 908 und 925 die Anordnung sowohl in Umfangsrichtung als auch in axialer Richtung in die zentrierte Mittelstellung zurück, in der die Schalter 912 und 930 freigegeben sind und infolgedessen die automatische Steuerung für das Querruder und das Höhenruder wieder anschließen.As soon as the control horn is released, the return springs 908 and 925 bring the arrangement back into the centered position both in the circumferential direction and in the axial direction, in which the switches 912 and 930 are released and consequently the automatic control for the aileron and elevator reconnect.

Im Ruhezustand der Anlage sind die drei Speiseleitungen 1002, 1004 und 1006 (F i g. 12) an positives Gleichspannungspotential, negatives Gleichspannungspotential bzw. Nullpotential angeschlossen, die verschiedenen Kontakte befinden sich in der darcestellten Lage.When the system is idle, the three feed lines 1002, 1004 and 1006 ( FIG. 12) are connected to positive direct voltage potential, negative direct voltage potential or zero potential, the various contacts are in the position shown.

Ausgehend von diesem Ruhezustand kann der Pilot wahlweise auf folgende sieben Steuerungsarten übergehen: 1. Steuerung auf konstante Höhe durch Schließen des Schalters 1100, 2. Horizontahlugsteuerung durch Schließen des Schalters 1140, 3. Richtleitstrahlsteuerung durch Schließen des Schalters 1056, 4. Ortungsleitstrahlsteuerung durch Schließen des Schalters 1457 zusätzlich zum Schalter 1056, 5. Gleitbahnleitstrahlsteuerung durch Schließen des Schalters 1482, nachdem zuvor die Ortungsleitstrahlsteuerung eingeschaltet wurde, 6. manuelle, azimutale oder Querneigungssteuerung durch Verdrehen des Steuerhorns, 7. manuelle Höhensteuerung durch axiale Verschiebung des Steuerhorns. Bei der Steuerung auf konstante Höhe wird durch das Schließen des Höhensteuerschalters 1110 während des automatischen Betriebes der Höhenruderflächen in die Steuersignalkette die Summe folgender Signale eingeführt: Ein der Nickgeschwindigkeit entsprechendes Signal, ein Signal, das der Höhenabweichung des Flugzeuges von einer Bezugshöhe proportional ist, ein Signal, das dem Zeitintegral eines Höhenabweichungssignales proportional ist (dieses Signal wird beispielweise über einen Tachometer-Servomechanismus 498 erzeugt), ein Signal, welches der Längsneigungsabweichung von einer Bezugslängslage entspricht, und ein Signal, welches dem Zeitintegral der drei letztgenannten Signale entspricht und welches über den Tachometer-Servomechanismus 544 erzeugt wird.Starting from this idle state, the pilot can choose to switch to the following seven types of control: 1. Control at constant altitude by closing switch 1100, 2. Horizontal control by closing switch 1140, 3. Directional guidance beam control by closing switch 1056, 4. Locating guidance beam control by closing the Switch 1457 in addition to switch 1056, 5th guideway control by closing switch 1482 after the locating control has been switched on, 6. manual, azimuthal or bank control by turning the control horn, 7. manual height control by moving the control horn axially. When controlling at constant altitude, when the altitude control switch 1110 is closed during the automatic operation of the elevator surfaces, the sum of the following signals is introduced into the control signal chain: A signal corresponding to the pitch rate, a signal which is proportional to the altitude deviation of the aircraft from a reference altitude, a signal , which is proportional to the time integral of an altitude deviation signal (this signal is generated, for example, via a tachometer servomechanism 498), a signal which corresponds to the pitch deviation from a reference longitudinal position, and a signal which corresponds to the time integral of the last three signals mentioned and which is via the tachometer Servo mechanism 544 is generated.

Bei der Horizontalflugsteuerung bewirkt, bezogen auf den Längsneigungskanal, Schließen des Schalters 1140, während des automatischen Betriebes der Höhenruderflächen die Reduzierung des Neigungsfehlersignals, welches normalerweise dem Servomotor des Höhenraders zugeführt wird, und führt ein Signal ein, das eine Funktion der Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeuges und dessen Zeitintegral für eine vorbestimmbare Zeit (z. B. 1 Minute) ist, wobei die Zeit durch ein thermisches Verzögertingsrelais bestimmt wird, dessen beheizter Widerstand 1265 bei Schließen des Schalters 1140 mit Energie versorgt wird. Die Vertikalgeschwindigkeit wird somit im wesentlichen auf Null vermindert, worauf an Stelle des Vertikalgeschwindigkeitssignals wieder das Längsneigungssignal eingeführt wird, um das Flugzeug auf dem Längsneigungswinkel, der im Augenblick der Umschaltung vorhanden war, oder auch in der in dieser Zeit vorhandenen mittleren Längsneigung zu halten.In level flight control, closing switch 1140, related to the pitch channel, causes the pitch error signal to be reduced during automatic operation of the elevator surfaces, which is normally fed to the servomotor of the elevator, and introduces a signal that is a function of the vertical speed of the aircraft and its Time integral for a predeterminable time (e.g. 1 minute), the time being determined by a thermal delay relay, the heated resistor 1265 of which is supplied with energy when the switch 1140 is closed. The vertical speed is thus reduced to essentially zero, whereupon the pitch signal is reintroduced in place of the vertical speed signal in order to keep the aircraft at the pitch angle that was present at the moment of the switchover or also at the mean pitch angle present at this time.

Bei der Gleitbahnleitstrahlsteuerung, die nur möglich ist, nachdem die azimutale. Leitstrahlsteuerung eingeschaltet wurde, verhindert das Einschalten der Funkgleitbahnleitstrahlsteuerung durch Schließen des Schalters 1482 ein Außerbetriebsetzen des Höhenruderstellmotors durch eine Verstellung des manuell zu bedienenden Steuerorgans 900, so daß jeder Versuch eines manuellen Steuereingriffs in die Höhenruderstellung unwirksam bleibt. Zu diesem Zweck bewirkt die Erregung der Relaiswicklung 1502 durch den Schalter 1482 unter anderem die öffnung des Kontaktes 1104, der die Inbetriebnahme des Schalters 1110 für die Steuerung auf konstante Höhe verhindert, und schließt ebenso die Kontakte 1521 und 11521, die die Steuerrelais 1066 und 1039 erregen, so daß eine Betätigung des Handsteuers 900 verhindert wird.With the guideway guidance beam control, which is only possible after the azimuthal. Beacon control was switched on, the switching on of the radio glide path control by closing the switch 1482 prevents the elevator servomotor from being switched off by adjusting the manually operated control element 900, so that any attempt at manual control intervention in the elevator position remains ineffective. For this purpose, the excitation of the relay winding 1502 by the switch 1482 causes, among other things, the opening of the contact 1104, which prevents the start-up of the switch 1110 for the control at constant height, and also closes the contacts 1521 and 11521, which the control relays 1066 and 1039 energize, so that operation of the hand control 900 is prevented.

Darüber hinaus sind während der Steuerung durch irgendeinen Richtleitstrahl in dem von dem Leitstrahl .abgeleiteten Steuersignal folgende Komponenten enthalten: eine Komponente, die mit der Verschiebung des Flugzeuges von der Leitstrahlachse übereinstimmt, eine Komponente, die mit dem Zeitintegral der Verschiebung übereinstimmt, die durch einen Tachometerservomechanismus 674 geliefert wird, eine Komponente, die von dem Ausgang der Filtereinrichtungen 676, 679, in denen dem Leitstrahlverschiebungssignal ein veränderbares Signal entgegenwirkt, das stufenweise anwächst, bis es einen dem Signal proportionalen Wert in einem vorbestimmbaren Zeitintervall erreicht, und eine Komponente, die mit der Zuwachsrate des entgegenwirkenden Signals übereinstimmt.In addition, the following components are included in the control signal derived from the guide beam during control by any directional beacon: a component which corresponds to the displacement of the aircraft from the beacon axis, a component which corresponds to the time integral of the displacement, which is determined by a tachometer servo mechanism 674 is supplied, a component which is derived from the output of the filter devices 676, 679, in which the guide beam displacement signal is counteracted by a variable signal which increases in stages until it reaches a value proportional to the signal in a predeterminable time interval, and a component which corresponds to the Rate of increase of the counteracting signal matches.

Bei der manuellen azimutalen und Querneigungssteuerung durch Drehen des Handsteuers 900, wird beim Loslassen des manuell zu bedienenden Steuers 900 die automatische Steuerung für den Querruderstellmotor so beeinflußt, daß das Flugzeug, sofern der Queineigungswinkel beim Loslassen des manuell zu bedienenden Steuerorgans einen zuvor festgelegten Wert, z. B. 81, nicht übersteigt, unter Beibehaltung des bestehenden Kurses in eine horizontale Querlage zurückgebracht wird, während, sofern der Querneigungswinkel beim Loslassen des manuell zu bedienenden Steuers diesen Wert überschreitet, das Flugzeug den vorhandenen Querneigungswinkel beibehält. Zu diesem Zweck ist ein Quecksilberschalter 1300 auf einem Vertikalkreisel gelagert, der dazu dient, den Winkel zwischen der wirklichen und der dynamischen Vertikalen festzustellen, um zwischen den beiden Betriebsaxten, d. h., ob der Winkel größer oder kleiner als 8' ist, unterscheiden zu können. Der Quecksilberschalter steuert den Erregerkreis für das Relais 1305. Wenn somit der Flugzeugführer das Steuergerät 900 so dreht, daß dem Flugzeug ein Querneigungswinkel aufgezwungen wird, der größer ist als 8', veranlaßt die automatische Steuereinrichtung, daß das Flugzeug sich kontinuierlich auf einem Kreis mit konstanter Winkelgeschwindigkeit bewegt.In the manual and roll control of azimuthal by turning the rudder 900 is the affected when released manually operated rudder 900, the automatic control for the aileron servo motor so that the aircraft, provided that the Queineigungswinkel upon release of the manually operated control member a predetermined value, e.g. . B. 81, is returned to a horizontal bank position while maintaining the existing course, while, if the bank angle exceeds this value when the manual control is released, the aircraft maintains the existing bank angle. For this purpose, a mercury switch 1300 is mounted on a vertical gyro which is used to determine the angle between the real and the dynamic vertical in order to be able to distinguish between the two operating axes, i. That is, to be able to distinguish whether the angle is larger or smaller than 8 '. The mercury switch controls the excitation circuit for the relay 1305. Thus, if the pilot rotates the controller 900 so that a bank angle greater than 8 ' is imposed on the aircraft, the automatic controller causes the aircraft to continuously circulate in a constant circle Angular velocity moves.

Darüber hinaus wird sowohl bei der manuellen, azimutalen Querneigungssteuerung und bei der manuellen Längsneigungssteuerung, wenn der Querneigungs- oder der Längsneigungswinkel während der Zeit des Loslassen des manuell betätigten Steuerorgans 900 einen Grenzwert überschreitet, der beispielsweise 451 für die Querneigung und 30" für die Längsneigung beträgt, durch die automatische Steuerung der Quer- oder Längsneigungswinkel auf den Grenzwert zurückgeführt und auf diesem Wert gehalten. Zu diesem Zweck sind eine Zentriervorrichtung 304 des Synchronisierservomechanismus 300 mit Grenzanschlägen 226 versehen, die eine Winkelverschiebung des Rotors des Generators 302 über den gewünschten Winkelbereich hinaus verhindern.In addition, both in the manual, azimuthal bank control and in the manual pitch control, if the bank angle or the pitch angle during the time of releasing the manually operated control member 900 exceeds a limit value, for example 451 for the bank slope and 30 " for the pitch , returned to the limit value by the automatic control of the lateral or pitch angles and kept at this value. For this purpose, a centering device 304 of the synchronizing servomechanism 300 is provided with limit stops 226 which prevent an angular displacement of the rotor of the generator 302 beyond the desired angular range.

Claims

Claims: 1. Auxiliary control in connection with a flight control system, which acts automatically via servomotors on the rudder surfaces and also has a manually operable control member for direct action on at least one of the rudder surfaces, characterized by a circuit arrangement which, when the manually operated control member (900) is used the servomotor (12, 12 ', 12 ") of the rudder surface in question is put out of operation without affecting the servomotors for the other rudder surfaces.

2. Auxiliary control according to claim 1, characterized in that when using the manually operated control member (900) by the circuit arrangement, the aileron actuators (12 #) can be put out of operation without thereby affecting the rudder actuator (12), which continues its signals from the flight control system receives. 3. Auxiliary control according to claims 1 and 2, characterized in that when the manually operated control member (900) is used by the circuit arrangement, the elevator control motors (12 ") can be put out of operation without the aileron and rudder control motors (12 and 12 #). 4. Auxiliary control according to claims 1 to 3, characterized in that the servomotors (12, 12 ', 12 ") by the excitation of electromagnetic clutches (14, 14', 14") between 5. Auxiliary control according to Claims 1 to 4, characterized in that when a SteRmotor is uncoupled from the rudder surface assigned to it, a synchronizing device (300, 301) is put into operation which keeps the control signal acting on the servomotor at zero 6. Auxiliary control according to Claims 2 to 5, characterized in that when the Querru the servomotor (12 ') an integrator device (342) is switched off when changing course, which normally feeds a signal into the roll control signal chain which corresponds to the time integral of the course error signal. 7. Auxiliary control according to claims 2 to 6, characterized in that when switching from the manual control element (900) to the flight control system, the aileron actuator (12 ') is influenced, whereby the aircraft, provided that the bank angle does not exceed a predetermined value when switching , while maintaining the existing course is brought back into a horizontal bank position, while if the specified value of the bank angle is exceeded during the switchover, the aircraft maintains the existing bank angle, whereby a device known per se and operating according to the principle of inertia (1300) is used to determine the determined value. measures the angle between the true and dynamic vertical. 8. Auxiliary control according to claims 1 to 7, characterized in that an exceeding limit value of the Ouer- and / or pitch angle is returned to the limit value after switching from the flight control system and is held there. 9. Auxiliary control according to claims 1 to 8, characterized by a control circuit (1140) which, in automatic operation, replaces the pitch deviation signal normally supplied to the elevator servomotor (iV ') for a predetermined time by a signal that is a function of the rate of climb or descent and is optionally the time integral of the vertical speed, the rate of climb or descent being reduced essentially to zero, so that instead of the rate of climb or descent signal, the pitch signal is reintroduced in order to keep the aircraft at the pitch angle prevailing at the time of switchover. 10. Auxiliary control according to claims 1 to 9, characterized by an altitude control switch (1112), which can be operated during the automatic operation of the elevator surfaces and the sum of the following signals can be fed into the control signal chain: a signal corresponding to the pitch rate, and also one of the altitude deviation of the Aircraft from a reference altitude proportional signal as well as a signal contained in an electromechanical tachometric Nachstellvorrichtu # g (498) and the time integral of this altitude deviation signal proportional signal, furthermore a signal corresponding to the pitch deviation from a reference longitudinal position and a time integral of the last three signals corresponding and in an electromechanical tachometric Adjustment device (544) contained signal. 11, auxiliary control according to claim 3, characterized in that when the glide path guide beam control is switched on, a manual control intervention in the elevator position causes the elevator control motor (12 ") to be deactivated. 12. Auxiliary control according to claims 10 and 11, characterized in that in connection with an azimuthal locating beacon control and a glide path beacon control for automatic landing, the glide path beacon control can only be switched on if the azimuthal beacon control has been switched on beforehand. 13. Auxiliary control according to claims 2 to 12, characterized in that after a manual adjustment aileron surfaces azimuthal Leitstrahlsteuerung can not be turned back on, they provided before the manual control intervention was in operation. contemplated Druckschriftenz USA. Patent Nos. 2,143,140, 2,595,309, 2 611560, 2659554, 2674423, 2,698,723.