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Einrichtung zur Regelung der Vorschubkraft eines Luftfahrzeugs Die
Erfindung bezieht sich auf eine Einrichtung zur Regelung der Vorschubkraft eines
Luftfahrzeugs mit einer Vorrichtung zur Erzeugung eines ersten Signals, das der
Abweichung der Fluggeschwindigkeit von einem vorbestimmten Wert entspricht.
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Es ist bekannt, daß die Geschwindigkeit eines Luftfahrzeugs nicht
nur von der Vorschubkraft, die auf das Luftfahrzeug ausgeübt wird, sondern auch
von dessen Längsneigung abhängt.
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Es ist schon vorgeschlagen worden, die auf das Luftfahrzeug ausgeübte
Vorschubkraft durch Ändern der Drosseleinstellung entsprechend jeder Abweichung
der Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeugs von einem vorgegebenen Wert zu regeln.
Für eine genauere Regelung der Fluggeschwindigkeit ist die Verwendung dieser Regeleinrichtung,
die entsprechend einer Abweichung der Fluggeschwindigkeit von einem vorgegebenen
Wert arbeitet, nicht immer zufriedenstellend. Soll beispielsweise die Fluggeschwindigkeit
durch Einstellen der Drossel beim Gleitflug vox dem Landen genau geregelt werden,
so können Wirbelbildungen den Längsneigungswinkel des Luftfahrzeugs und daher der
Fluggeschwindigkeit verändern, so daß das selbsttätige Drosselregelsystem gezwungen
wird, unzulässig starke und häufige Einstellungen der Drosseln auszuführen, was
einen stoßweisen Betrieb zur Folge hat.
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Es ist Aufgabe der Erfindung eine Einrichtung zu schaffen, womit die
bisherigen Nachteile bei der Regelung der Vorschubkraft vermieden werden.
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Dies wird erfindungsgemäß durch eine Kreiselanordnung erreicht, die
ein von der Änderungsgeschwindigkeit des Längsneigungswinkels abhängiges zweites
Signal erzeugt, sowie durch eine Vorrichtung, die in Abhängigkeit von der Summe
des ersten und zweiten Signals die Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs durch Änderung
des Schubs regelt.
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Weiterhin sieht die Einrichtung eine Vorrichtung zur Erzeugung eines
weiteren Signals vor, das dem zeitbezogenen Integral des ersten Signals proportional
ist, wobei das weitere Signal der den Schub ändernden Vorrichtung zugeleitet wird,
die den Schub in Abhängigkeit von der Summe des ersten, zweiten und weiteren Signals
ändert.
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Die Vorrichtung zur Erzeugung eines weiteren Signals erzeugt ein dem
zeitbezogenen Integral der Summe des ersten und zweiten Signals proportionales Signal,
das der den Schub ändernden Vorrichtung zugeleitet wird, wobei der Schub in Abhängigkeit
von der Summe des ersten, zweiten und weiteren Signals verändert wird. Die das erste
Signal erzeugende Vorrichtung ist zweifach vorhanden, wobei das von jeder der beiden
Vorrichtungen erzeugte erste Signal einer oder mehreren schubverändernden Vorrichtungen
zugeleitet wird. Die zur Erzeugung des weiteren Signals vorgesehene Vorrichtung
weist zwei Integratoren auf, denen beiden das erste Signal zugeführt wird. Außerdem
sind Vorrichtungen zum Addieren der Ausgänge der beiden Integratoren und zum übermitteln
eines der Summe dieser beiden Ausgänge entsprechenden Signals an alle schubverändemden
Vorrichtungen vorgesehen.
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Auch die zweite Signalerzeugungsvorrichtung kann zweifach angeordnet
werden, wobei das von jeder der beiden Vorrichtungen erzeugte zweite Signal einer
oder mehreren schubverändernden Vorrichtungen zugeführt wird.
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Die Vorrichtung zur Erzeugung des weiteren Signals weist einen Integrator
auf, in den die von den ersten und zweiten Signalerzeugem erzeugten Signale eingespeist
werden, wobei das resultierende Ausgangssignal des Integrators allen schubverändernden
VoTrichtungen zugeführt wird.
Ein Ausführungsbeispiel der Regeleinrichtung
ist in der Zeichnung dargestellt. Es zeigt Fig. 1 ein schematisches Blockschaltbild
eines Gerätes für ein Flugzeug mit vier Triebwerken, F i g. 2 ein Schaltbild
des genannten Filters, F i g. 3 ein schematisches Blockschaltbild eines Gerätes
für ein Flugzeug mit zwei Triebwerken.
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In Fig. 1 und 3 zeigen dünne Verbindungslinien zwischen
den Blöcken den Weg von Informationen durch elektrische Signale an, während dicke,
abwechselnd aus schwarzen und weißen Rechtecken bestehende Linien mechanische Verbindungen
darstellen. Es sind auch manche Elemente des beschriebenen -Gerätes doppelt vorhanden,
und Elemente, deren Bezugszeichen aus einer Zahl und einem Buchstaben besteht, sind
die gleichen wie jene, die nur eine Zahl allein als Bezugszeichen haben.
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Die Druckleitungen 1 und 2 (F i g. 1), die mit einer
üblichen Drucksonde 43 verbunden sind, geben den Stau- und statischen Druck an eine
Rechenvorrichtung 42, die ein elektrisches Signal bildet, da5 die Abweichung der
Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs von einem gegebenen Wert darstellt. Dieses Signal
erscheint auf der Ausgangsleitung 3, und der Wert kann mit Hilfe eines Knopfes
16 eingestellt werden, der bei Bedarf mit der Rechenvorrichtung 42 durch
die Kupplung 17 gekoppelt werden kann. Ein üblicher mechanischer Zähler
18, der von einer Welle der Rechenvorrichtung 42 angetrieben wird, zeigt
die Größe des Wertes an. Ein zweites Signal, das die Abweichung der Fluggeschwindigkeit
des Flugzeugs von dem gegebenen Wert darstellt, erscheint an der Ausgangsleitung
3 a. Dieses Signal wird getrennt in der Rechenvorrichtung 42 durch eine gleiche
Vorrichtung erzeugt, so daß die an den beiden Ausgangsleitungen 3 und
3 a auftretenden Signale dem Betrag nach gleich sind. Wenn beispielsweise
die Leitungen 1 und 2 an eine übliche Druckdose angeschlossen sind, so können
getrennte elektrische Abnahmeeinrichtungen vorgesehen werden, die je mit
einem getrennten Rechejikreis verbunden sind, um das Signal für die entsprechende
Leitung 3 bzw. 3 a zu bilden. Die Ausgangsleitung 3 ist mit
einem Eingang einer Signaladdiervorrichtung 4 verbunden und außerdem mit einem festen
Kontakt 9 eines Umschalters 10 mit zwei Stellungen. Die Anschlüsse
an die Leitung 3 a sind ähnlich und werden später näher beschrieben.
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Ein durch Federkraft gefesselter Kreisel 14 erzeugt ,ein elektrisches
Signal, das die Nickgeschwindigkeit angibt und einem Filter,15 zugeleitet wird.
Der Ausgang dieses Filters 15 wird über eine, Leiumg 41 zu
dem zweiten
Eingang der Signaladdiervorrichtung 4 geleitet. Der Ausgang der Addiervorrichtung
4, der die algQbraiselie Summe der Signale darstellt, die der Vorrichtung von den
Leitungen 3 und 41 zugeführt worden sind, wird auf einen festen Kontakt
5 eines weiteren Umschalters 6 geleitet, der mit dem Schalter
10 verbunden ist und in der Zeichnung durch die gestrichelte Linie
11 dargestellt ist. Der bewegliche Kontakt des Schalters 6 ist über
eine Wicklung einer Vergleichsvorrichtung 7 mit den Eingängen gleicher Servoverstärker
8 und 8 a verbunden, die einen Teil eines getrennten Servosteuersystems
für die Drosseln von zwei von den vier Flugzeugtriebwerken bilden.
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Der bewegliche Kontakt des Schalters 10 ist mit dem Eingang
eines üblichen eIßktromechanischen Integrators 12 verbunden, der so eingerichtet
ist, daß er eine Ausgangswelle 13 um- einen Winkel dreht, der proportional
dem Zeitintegral eines jeden elektrischen Signals ist, das seinem Eingang zugeführt
worden ist. Die Welle 13 ist mit einem Eingang einer mechanischen Addier-
und Subtr?ihiervQrric-htung 19
verbunden.
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Die zweite Ausgangsleitung 3 a der Rechenvorrichtung
42 ist mit dem gleichen Gerät verbunden, mit dem die Ausgangsleitung 3 verbunden
ist. Ein zweiter Kreisel 14 a ist vorgesehen, um eine zweite unabhängige
Signalquelle zu schaffen, die die Nickgeschwindigkeit des Flugzeugs wiedergibt.
Der Ausgang der Signaladdiervorrichtung 4 a wird durch den Schalter 6 a und
die andere Wicklung der Vergleichsvorrichtung 7 den Eingängen deir Servoverstärker
8 b
und 8 c zugeführt, die einen Teil eines getrennten Servosteuersystems
für die Drosselklappen der anderen beiden Triebwerke des Flugzeugs bilden. Außer-.
dem ist die Ausgangswelle 0 a des Integrators 12 mit dem zweiten
Eingang der Addier- und Subtrahiervorrichtung 19 verbunden. Die Vorrichtung
19 arbeitet in bekannter Weise und setzt die mechanischen Si-
gnale
zusammen, die ihren beiden Eingängen zugeführt werden, für die Drehung einer Differenzaus#
gangswelle 20 entsprechend der Differenz der Signale, die ihren Eingängen zugeführt
werden und einer Summ-exiausgangswelle 21 entsprechend der Summe.
Sie kann
beispielsweise zwei Differentialgetriebe aufweisen, die beide so gekoppelt sind,
daß sie von den beiden gleichen Eingangswellen angetrieben we -zden, wobei der relative
Drehsinn der Antriebe auf die beiden Getriebe verschieden wirkt, so daß die Aus"
gangswellen der beiden Getriebe entsprechend der Summe bzw. der Differenz der Eingänge
gedreht werden.
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Die Summenausgangswelle 21 der Vorrichtung 19
treibt vier gleiche
elektrische Stellungsgeber 22, 22a, 22b und 22c an. Das elektrische Signal,
das im Stellungsgeber 22 erzeugt wird, wird einem zweiten Eingang des Servoverst4rkers
8 zugeleitet, und die durch die anderen Stellungsgeber 22 a bis 22 c gebildeten
Signale werden den zweiten Eingängen der entspre" chonden Servoverstärker
8 a bis 8 c zugeleitet. Die Signale, die durch die Geber 22
bis 22c entstehen, sind dem Betrag nach gleich dem Integral in bezug auf
die Zeit der Abweichung der Flugzeuggeschwindig# keit von dem gegebenen Wert.
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Die, Differenzausgangswelle 20 der Vorrichtung 19
ist mit einem
Signalgenerator 29 gekoppelt, der ein elektrisches Signal entsprechend der
Differenz zwi# scheu den Ausgängen der Signalsummiervorrichtungen 4 und 4 a bildet.
Die von der Vorfichtung 7 und dem Generator 29 gebildeten Signale
werden verdoppelt und werden getrennten Eingängen einer An, zeige- und Stenerelnheit30
zugeleitet, die Verdopplungskreise, und "mechanismen aufweist, die eine Warnungsanzeige
ergeben, wenn die Signale, die von der Vorrichtung 7 und 29 gebildet
werden, einen bestimmten Wert übersteigen, d, h. wenn ein Fehler auftritt,
der einen zu großen Unterschied zwischen den Si-,nalen (Y in den beiden Hälften
des Systems -verursacht.
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Die $eryosteurrsysteme , für die Drosseln der vier Triebwerke
sind gleich, und nur dasjenige, welches mit dem S-,rvoveYstärki#-,r$ gekoppelt ist,
wird hier beschrieben. Der Ausgang des Verstärkers 8 wird an im
einen
üblichen Sßrvomotor 23 geleitet, der einen Tachometergerierator 24 und ein
Getriebe 25 antreibt (das ein Untersetzungsverhältnis von N zu
1
hat). Die Ausgangswelle des Getriebes 25 treibt
einen Stellungsgeber 26 sowie die elektrisch gesteuerte Kupplung
27 a, die mit dem Drosselstellhebel 28 des betreffenden Triebwerkes
gekoppelt ist. Ein elektrisches Signal, das das Ausmaß der Drehung der Ausgangswelle
des Motors 23 darstellt, wird zu einem Eingang des Verstärkers
8 von dem Generator 24 zurückgeleitet, wie auch ein Signal, das die Stellung
des Drosselstellhebels 28 von dem Stellungsgeber 26 d arstellt, und
bilden somit ein StellungsrückmeldesIgnal.
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Den beiden Servosystemen wird also ein Führungssignal zugeleitet,
das eine Kombination von drei Signalen ist, die die Abweichung der Fluggeschwindigkeit
von einem gegebenen Wert, die Funktion der Flugzeuglängsneigung und das Zeitintegral
der Ab-
weichung der Fluggeschwindigkeit von dem gegebenen Wert darstellen.
Die Drosselstellhebel 28 und 28a betätigen die beiden äußeren Triebwerke des Flugzeugs
und die Hebel 28 b und 28 c die beiden inneren Triebwerke. Die ersten
beiden Komponenten der Bedarfssignale für die äußeren Triebwerke werden von den
gleichen Quellen hergeleitet, nämlich der Ausgangsleitung 3 der Rechenvorrichtung
42 und dem Kreisel 14 für die Nickgeschwindigkeit, während die ersten beiden Komponenten
für die beiden Innentriebwerke von der Ausgangsleitung 3 a bzw, dem Kreisel
14 a abgeleitet werden. Die dritten Komponenten, die Integralsignale, werden
in jedem Fall von getrennten Abnehmem von einer Quelle abgeleitet, die selbst an
die beiden Ausgangsleitungen 3 und 3a
der Rechenvorrichtung 42 gekoppelt
ist.
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Beim Umschalten der gekoppelten Schalter 6, 6 a,
10
und 10a werden die Verbindungen zwischen den Signaladdiervorrichtungen 4 und
4 a und den Servoverstärkern 8 bis 8 c unterbrochen, während
die Eingänge zu den Integratoren 12 und 12a mit den Eingangsleitungen
31 bzw. 31a verbunden werden. Diese werden an die festen Kontakte
32 und 32a der Schalter 10 und 10 a angeschlossen. Der Zweck
dieser Schalter und die Art der Signale, die den Eingangsleitungen 31 und
31 a von den zugeordneten Steuersignalen 44 und 44a zugeführt werden, mit
denen sie verbunden sind, wird später beschrieben.
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F i g. 2 zeigt die Schaltung eines Ausführungsbeispiels für
das Filter 15 bzw. 15 a von F i g. 1. Die Ausgangsleitung
des Nickgeschwindigkeitskreisels 14 ist im Filter 15 mit einer Klemme eines
Widerstandes 33 verbunden. Die andere Klemme des Widerstandes 33 ist
gemeinsam mit ungleichen Polen von Gleichrichterdioden 34 und 38 verbunden.
Der andere Pol der Diode 34 ist mit einem Eingang A eines Addierkreises
37 verbunden, während ein Kondensator 35
und ein Widerstand
36 parallel zueinander zwischen der genannten Verbindung und Erde liegen.
Der Additionskreis 37 hat einen einzigen Ausgang, der mit der Leitung 41
verbunden ist und gleichzeitig der Ausgang des Filters. 15 ist. Die Dioden
34 und 38
sind nominell gleich, ebenso wie die Kondensatoren 35 und
39 und die Widerstände 36 und 40. Die Signale, die den Eingängen
A und B des Addierkreises 37 zugeführt werden, sind die Signale
A bzw. B entsprechend der Definition der Filter, Wenn das Ausgangssignal
von dem Kreisel 14 positiv in bezug auf Erde ist und den Wert des Signals
A übersteigt, so leitet die Diode, 34, und die Kondensatoren 35 werden
über den Widerstand 33
aufgeladen. Wenn einerseits das Signal positiv und
geringer in bezug auf die Stärke als das Signal A ist, so leitet die Diod.e
34 nicht, und das Signal A nimmt ab, da der Kondensator 35 sich über
den Widerstand 36 entlädt, Ebenso leitet die, Diode 38, wenn das Ausgangssignal
von dem Kreisel 14 negativ ist und (in der negativen Richtung) die St4rke des Signals
B übersteigt, wodurch der Kondensator 39 sich über den Widerstand
33 negativ aufladen. kann, Wenn j . je-
doch das Ausgangssignal von
dem Kreisel weniger negativ als das SignalB ist, so leitet die Diode38 nicht, und
das SignalB verringert sich, wenn der Kondensator 39 sich Über den Widerstand
40 entlädt. Dir Diode 34 leitet immer dann nicht, wenn der Ausgang des Kreisels
negativ ist und die Diode 38, wenn er positiv ist, so daß die Signale,4 und
B im mer klei ner werden, wenn das Eingangssignal negativ bzw, positiv ist. In einem
typischen Fall kann die Zeitkonstante für die Ladung 0,25 Sekunden betragen und
für die Entladung 10 Sekunden.
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Bei normalen Flugbedingungen besteht der Zweck der Filter
15 und 15 a darin, zu gewährleisten, daß Signale von
den Kreiseln. 14 und 14a so abgeändert werden, daß sie durch vorübergehende, Störungen
des Flugzeugs infolge von Turbulenz und ähnlichen Ursachen nicht wesentlich beeinträchtigt
werden, wodurch Gewähr gegeben ist, daß diese Signale keine, unnötige und unbrwünschte
Bewegung der Triebwerksdrosseln verursachen. Wenn andererseits ein großes Nickgeschwindigkeitssignal
durch die Kreisel 14 und 14a erzeugt wird, so werden die Signale, die auf den Leitungen
41 und « a erscheinen, mit verhältni5mäßig geringer Verzögerung darauf ansprechen,
so daß die geeignete Drosselkorrekturbewegung schnell erfolgen wird, Wenn da5 Flugzeug
eine Kurve anfliegt, wird durch die Drehung um die Flugzeugquerachse der Kreisel
14 veranlaßt, ein Signal zu bilden, das eine, erhöhte Drosselöffnung zu Anfang der
Kurve ergibt, was erwünscht ist, Das Gerät kann auch durch Umschalten der Schalter
6, 6 a, 10 und 10 a während des Abfangens beim Landemanöver
zur Steuerung des Schubes der Flugzeugtriebwerke verwendet werden. Zu diesem Zweck
leiten die Steuersignalquellen 44 und 44 a, die einen Teil des Instrumentenlandesystems
bilden, ein bestimmtes Gleichstrompotential auf die Leitungen 31
und 31a.
Dieses wird den Eingängen der Integratoren 12 und 12 a zugeführt, wodurch
ein sich stetig änderndes Potential an die Eingänge des Verstärkers 8 bis
8 c gegeben wird, so daß diese Potentiale die Drosseln in einem Maße betätigen,
das durch die Größe der Steuerpotentiale von den Signalquellen 44 und 44a bestimmt
wird. Die anderen Eingänge der Verstärker 8 bis 8 c sind durch die
Schalter 6 und 6 a
abgeschaltet worden.
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Bei einer abgeänderten Ausführungsform des an Hand von F i
g. 1 beschriebenen Gerätes können die auf den Leitungen 41 und 41 a auftretenden
Signale zweiten Eingängen der Integratoren 12 bzw. 12 a zugeleitet werden. Auf diese
Weise wird ein Signal, das von dem Integral der Nickgeschwindigkeit abhängt, auch
auf die Servoverstärker 8 bis 8 c geleitet, Dies gewährleistet, daß
während einer Kurve eine be-
trächtliche Zunahme der gegebenen Fluggeschwindigkeit
erreicht wird, da die Signale., welche die Ab-
weichung der Fluggeschwindigkeit
von dem gegebenen Wert darstellen,die zusätzlichen Signale zurückzuleiten haben,
die den Servoverstärker 8 bis 8 c von den Kreiseln 14 und 14a zugeleitet
werden, Dies
kann vorteilhaft sein, wenn ein sicherer Bereich über
den überzogenen Flug gewährleistet werden soll.
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Die Art, in der die beiden Integratoren 12 und 12a zur Erzeugung der
erforderlichen integrierten Steuersignale für die Servoverstärker verwendet werden,
kann allgemein bei Fällen angewandt werden, in denen mindestens zwei weitgehend
unabhängige Kanäle verwendet werden müssen, um einen gemeinsamen Ausgang zu steuern.
Wenn vollständig unabhängige Integratoren für die beiden Kanäle verwendet werden
(d. h. wenn die Ausgänge der Integratoren 12 und 12a nicht kombiniert würden,
sondern getrennt je zu zwei Servoverstärkern geleitet würden), dann können
und würden sie wahrscheinlich in entgegengesetzten Richtungen tendieren bzw. abweichen,
insbesondere, wenn die Eingangssignalquellen keine gleichen Signale geben würden.
Dies würde zuerst einen zunehmenden und unerwünschten Unterschied zwischen den Ausgängen,
die durch die beiden Kanäle vorgesehen sind und eventuell, wenn die beiden Integratoren
ihre Grenzen erreicht haben, einen sicheren Verlust des Integralsteuerausdruckes
ergeben. Dies wird in Fällen wie dem vorliegenden vermieden, in den die Ausgänge
der beiden Integratoren addiert werden.#. Das Vorhandensein des Differenzausganges
der Vorrichtung 19 zusammen mit den Detektorkreisen, die damit verbunden
sind, ergibt eine Warnung, wenn ein Integrator nicht genau arbeiten sollte.
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Bei einer abgeänderten Ausführungsform, die bei Anwendung auf die
Steuerung der Fluggeschwindigkeit eines zweimotorigen Flugzeugs beschrieben werden
soll, wird ein einziger Integrator verwendet, dessen Ausgang zu den Eingängen des
Servosteuersystems für beide Drosseln zugeleitet wird. Außerdem werden dem Integrator
Signale zugeleitet, die die Summe von Signalen sind, die die Abweichung der Fluggeschwindigkeit
von dem gegebenen Wert darstellen und den Signalen, die von der Nickgeschwindigkeit
des Flugzeugs abhängen (F i g. 3).
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Wie aus F i g. 3 liervorgeht, werden die Eingangswellen
50 und 50 a im Betrieb durch ein nicht dargestelltes
Gerät angetrieben, so daß ihre Winkelstellungen der Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs
entsprechen. Das Gerät kann beispielsweise der Rechenvorrichtung 42 ähnlich sein,
die in F i g. 1 dargestellt ist. Die Wellen 50 und 50
a treiben die Rotoren von Synchronsteuerübertragern 51 und 51a an, die
von einer Wechselstromspannungsquelle gespeist werden. Elektrische Signale, die
die Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs darstellen, werden auf diese Weise über die
drei Kernleitungen 52 und 52 a übertragen, die die Statoren der übertrager
51 und 51a mit den Statoren der Synchronsteuertransformatoren 53 und
53 a verbinden. Da die Transformatoren 53 und 53
a
je einen Teil einer fast gleichen Anordnung bilden, wird hier nur
derjenige näher beschrieben, der mit dem Transformator 53 verbunden ist.
Die Spannung, die in dem Rotor des Umformers 53 erzeugt wird, wird über eine
Doppelkernleitung 54 dem Eingang eines Servoverstärkers 55 zugeleitet, dessen
Ausgang mit dem beweglichen Kontakt eines 2-Stellungsrelaiskontaktes 56 verbunden
ist. Der Kontakt 56 ist in F i g. 3 in der Stellung dargestellt, in
der das Relais stromlos ist und in dieser Stellung den Ausgang des Verstärkers
53 mit einem Servomotor 57 verbindet. Die Ausgangswelle
58 des Motors 57 treibt einen Tachometergenerator 59 an. Die
durch ihn erzeugte Spannung wird zu einem zweiten Eingang des Verstärkers
55 zurückgeleitet. Die Welle 58 ist mit dem Rotor des Umformers
53 über einen Nocken 60 gekoppelt und treibt auch einen mechanischen
Zähler 61 an, der so eingerichtet ist, daß er die Fluggeschwindigkeit des
Flugzeugs aufzeichnet.
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Wenn sich die Kontakte 56 und 56a in der in F i g. 3
dargestellten Stellung befinden, sind die Steuerumwandler 53 und
53 a an eine Stellungsservoschleife angeschlossen, so daß ihre
Rotoren sich immer in einer Stellung befinden, die der Größe der Fluggeschwindigkeit
entspricht, die durch die Signale dargestellt wird, die ihnen über die Leitung
52 und 52 a zugeführt werden. Wenn die Kontakte 56 und
56 a aus der in F i g. 3 dargestellten Stellung umgeschaltet
werden, so werden die Ausgänge der Verstärker 55 und 55
a den Ausgangsleitungen 62 und 62 a über Potentiometer
63 und 63 a zugeführt, wobei die Größe der Fluggeschwindigkeit im
Augenblick des Umschaltens als gegebener Wert dient und die durch die VerstäTker
55 und 55 a erzeugten Signale eine Abweichung der Fluggeschwindigkeit
von dem gegebenen Wert darstellen. Bei Bedarf kann dieser gegebene Wert,
der durch den Zähler 60 angezeigt wird, für beide Kanäle durch Einstellung
des Steuerknopfes 64 geändert werden, nachdem die Kupplungen 65 und
65 a in Eingriff gebracht worden sind. Die letztere dient dann
zur Kopplung des Steuerknopfes 64 an die Rotoren der Umwandler 53 und
53 a über die Nocken 60 und 60 a. Die Form der Nocken
60
und 60 a wird so bestimmt, daß eine lineare Beziehung zwischen
der Bewegung des Knopfes 64 und der Änderung der gegebenen Fluggeschwindigkeit besteht,
die jene Bewegung verursacht.
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Die Ausgangsleitungen 62 und 62 a sind mit den ersten
Eingängen von Signal-Addiervorrichtungen 66 bzw. 66a verbunden, die
je einen zweiten Eingang haben, der durch eine Leitung 67 bzw.
67 a mit einer Signalquelle verbunden ist, die eine Funktion der Winkelgeschwindigkeit
des Flugzeugs um seine Rumpfachsen darstellt. Die Leitungen67 und 67a sind mit den
Ausgängen von Modulatoren und Begrenzern68 und 68a verbunden (die Umwandler müssen
die Signale in Wechselstromsignale konform mit den anderen elektrischen Signalen
umwandeln), deren Eingänge zusammen an den Ausgang eines FilteTs
69 über einen weiteren Kontakt 70 des Relais angeschlossen sind, von
dem die Kontakte 56 und 56 a ein Teil sind. Der Kontakt
70 wird nur geschlossen, wenn das Relais unter Strom gesetzt wird,
d. h. wenn die Kontakte 56 und 56 a sich in der
anderen in F i g. 3 nicht dargestellten Stellung befinden. Der Eingang hiervon
ist an den Eingang eines durch Federkraft gefesselten Kreisels 71 gekoppelt,
der die Nickgeschwindigkeit des Flugzeugs mißt. Der Ausgang der Signaladdiervorrichtung
66 ist über eine Leitung 72, die einen Kontakt 73 eines zweiten
Relais aufweist, mit einem Eingang eines Servoverstärkers 74 und mit einem Eingang
eines integrierenden Verstärkers 75 verbunden. Der Ausgang der Addiervorrichtung
86 ist ähnlich angeschlossen, jedoch mit der Ausnahme, daß die Verbindung
zu dem Integrationsverstärker 65 weggelassen ist. Die Kontakte
73 und 73 a sind in der Stellung dargestellt, die sie einnehmen, wenn
das zweite Relais nicht betätigt wird, und sie verbinden die Eingänge der Verstärker
74, 74a und 79 mit Erde, wenn das Relais unter Strom gesetzt «wIrd.
Die
Verstärker 74 und 74a sind Servoverstärker, die einen Teil eines Servosteuersystems
zur Einstellung der Drosseln der Triebwerke bilden. Diese Systeme sind in vielerlei
Hinsicht gleich, so daß nur dasjenige näher beschrieben wird, das mit dem Verstärker
74 verbunden ist. Dies weist einen Servomotor 76 auf, der mit dem Ausgang
des Verstärkers 74 gekoppelt ist, wobei die Ausgangswelle des Motors 76 einen
Tachometergenerator 77 antreibt und das durch ihn erzeugte Signal zu einem
weiteren Eingang des Verstärkers 74 zurückgeleitet wird sowie die Rotoren eines
Steuerumwandlers 78 und eines Steuerübertragers 79 und eine elektromagnetische
Kupplung 80, die mit dem Drosselstellhebel 81 des linken Triebwerkes
des Flugzeugs gekoppelt ist.
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Die Steuerumwandler 78 und 78 a, deren Rotoren durch
die Ausgangswellen der Servomotoren 76 und 76a angetrieben werden, leiten
je Signale von ihren Rotoren zu weiteren Eingängen der Servoverstärker 74
bzw. 74a zurück. Ihre Statoren werden mit Signalen der Statoren von Synchronsteuerübertragem
82 und 82a gespeist, deren Rotoren mit einer Wechselspannung gespeist und
durch eine gemeinsame Welle 83 eingestellt werden, die die Ausgangswelle
eines Servomotors 84 ist. Die letztere ist mit dem Ausgang des Integrationsverstärkers
75 gekoppelt. Die Ausgangswelle des Motors 84 treibt außerdem ein Tachometergenerator
85 an, wobei das durch ihn erzeugte Signal zu einem zweiten Eingang des Verstärkers
75 zurückgeleitet wird. Diese Rückleitung eines Signals stellt das Anderungsausmaß
des Ausganges des Verstärkers 75 dar, der seine Integrationsfunktion in bekannter
Weise bestimmt.
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Die Signale, die den Statoren der Steuerumwandler 78 und
78 a zugeführt werden, stellen daher das Integral des Signals dar, das dem
ersten Eingang des Servoverstä,rkers 74 zugeführt wird. Diese werden zusammen mit
Stellungssignalen entsprechend der Drehung der Rotoren durch die Motoren
76 und 76a einen dritten Eingang der entsprechenden Verstärker 74 und 74
a zurückgeleitet.
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An Stelle des Steuerübertragers 79 in dem Servosystem, das
mit dem Verstärker 74 verbunden ist, weist der mit dem Verstärker 74 a verbundene
einen Steuerumformer 86 auf, dessen Rotor durch die Ausgangswelle des Motors
76 a eingestellt wird.
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Der Rotor des Übertragers 79 wird mit Wechselspannung gespeist,
und die Statoren des Übertragers 79 und des Umwandlers 86 sind durch
eine dreiadrige Leitung 87 verbunden. Die Ausgangsspannung des Umwandlers
86 wird dem einen Eingang einer Vergleichseinrichtung 88 zugeleitet,
während dessen anderer Eingang eine vorbestimmte Spannung erhält, die von einem
Potentiometer 89 abgeleitet wird, das an einer Wechselstromquelle liegt.
Die Vergleichseinrichtung 88 ist so gestaltet, daß sie die Wicklung des Warnungsrelais
90 unter Strom setzt, wenn der Unterschied zwischen den dessen Eingängen
zugeführten Signalen einen bestimmten Wert übersteigt. Dies kann nur eintreten,
wenn die Stellungen der Ausgangswellen des Servomotors 76 und 76a um einen
Betrag abweichen, der Anlaß zur Erzeugung einer Spannung in dem Rotor des Umwandlers
86
gibt, die größer als die Spannung ist, die durch die Einstellung des Potentiometers
89 bestimmt wird. Die Wirkungsweise des in F i g. 3 dargestellten
Gerätes ist derjenigen des in F i g. 1 dargestellten Gerätes sehr ähnlich.
Die Drosselstellhebel werden durch das zugeordnete Servosystem im Einklang mit einem
Führungssignal eingestellt, das die Summe
eines ersten Signals, das die Abweichung
der Fluggeschwindigkeit des Flugzeuges von einem gegebenen Wert darstellt (die Signale
auf den Leitungen 62 und 62 a), eines zweiten Signals, das von der
Nickgeschwindigkeit des Flugzeuges abhängt (die Signale auf den Leitungen
67 und 67a) und eines weiteren Signals ist, das das lntegral der Summe des
ersten und des zweiten Signals ist (der Ausgang der Steuerübertrager 82 und 82a).
Das letzte Signal wird durch einen einzigen Integrator von der Summe des ersten
und des zweiten Signals in einem Kanal abgeleitet.