DE1236342B

DE1236342B - Flight control system, especially for helicopters

Info

Publication number: DE1236342B
Application number: DEU6545A
Authority: DE
Inventors: Edward Sterling Carter
Original assignee: United Aircraft Corp
Current assignee: RTX Corp
Priority date: 1958-10-03
Filing date: 1959-10-02
Publication date: 1967-03-09

Description

BUNDESREPUBLIK DEUTSCHLANDFEDERAL REPUBLIC OF GERMANY

DEUTSCHESGERMAN

PATENTAMTPATENT OFFICE

AUSLEGESCHRIFTEDITORIAL

Int. Cl.:Int. Cl .:

B64cB64c

G05f
Deutsche Kl.: 62 b -14/02 G05f
German class: 62 b - 14/02

Nummer: 1 236 342Number: 1 236 342

Aktenzeichen: U 6545 XI/62 bFile number: U 6545 XI / 62 b

Anmeldetag: 2. Oktober 1959Filing date: October 2, 1959

Auslegetag: 9. März 1967Opened on: March 9, 1967

Die Erfindung betrifft eine Flugsteueranlage, die für Flugzeuge aller Art, insbesondere aber für Hubschrauber geeignet ist.The invention relates to a flight control system for aircraft of all types, but in particular for helicopters suitable is.

Derartige Anlagen sind bekannt, sie haben die Aufgabe, einen einmal eingestellten Kurs des Flugzeuges möglichst genau beizubehalten, ohne jedoch den Steuerbefehlen des Piloten entgegenzuwirken. Such systems are known, their task is to set a course of the To maintain the aircraft as precisely as possible, but without counteracting the control commands of the pilot.

Bei einer Flugsteueranlage bekannter Art kann der Pilot seine Kommandos nur durch Überwindung der automatischen Steuerung in die Anlage eingeben oder nachdem er sie vollständig abgestellt hat. Bei einer anderen Anlage bekannter Art werden die Kommandos des Piloten zwar in einem gewissen Bereich vom Steuerungssystem unterstützt, der Pilot muß aber fortlaufend Einstellungen an der Steueranlage vornehmen, damit diese seinen Kommandos nicht entgegenwirkt. In a known type of flight control system, the pilot can only give his commands by overcoming the automatic control in the system or after it has completely switched off. At a Another system of a known type, the commands of the pilot are indeed in a certain range of the Control system supported, but the pilot must continuously make adjustments to the control system, so that this does not counteract his commands.

Bei weiteren bekannten Flugsteueranlagen ist auf Grund der Tatsache, daß die Verstärkerwirkung des Systems nicht ohne Entstehung von Instabilitäten beliebig gesteigert werden kann, immer ein gewisser Restfehler vorhanden. Um diesen zu beseitigen, ist es bekannt, in solchen Anlagen Integratoren zu verwenden. Diese haben jedoch den Nachteil, daß sie leicht bei der Eingabe von Kommandos übersteuert werden. Insbesondere müssen bei verschiedenen bekannten Hubsteuersystemen fortlaufend Einstellungen vorgenommen werden, um die Steueranlage bei Änderung der Geschwindigkeit bzw. der Leistung durch den gesamten in Frage kommenden Bereich betriebsfähig zu halten.In other known flight control systems is due to the fact that the amplifier effect of the System cannot be increased at will without the emergence of instabilities, always a certain amount Residual errors present. To eliminate this, it is known to use integrators in such systems. However, these have the disadvantage that they can easily be overridden when commands are entered. In particular, various known lift control systems require continuous adjustments be made to the control system when changing speed or power keep operational through the entire area in question.

Ein Ziel der Erfindung liegt somit in der Schaffung einer Flugsteueranlage, die unter vollständiger Kontrolle des Piloten steht und die den Kommandos des Piloten niemals entgegenwirkt, sondern diese unterstützt.An object of the invention is thus to provide a flight control system that is under complete Control of the pilot is in place and which never counteracts the commands of the pilot, but these supports.

Ein weiteres Ziel der Erfindung ist die Schaffung einer Flugsteueranlage, bei der der Pilot in gleicher Weise auf das Flugzeug einwirken kann, wie wenn die automatische Steuerung nicht vorhanden wäre.Another object of the invention is to provide a flight control system in which the pilot in the same Can act on the aircraft as if the automatic controls were not in place.

Die erfindungsgemäße Flugsteueranlage verwendet wie einige bekannte Systeme ebenfalls Integratoren zur Herabsetzung des Restfehlers, wobei aber der Eingang jedes Integrators derart von seinem Ausgang abhängt, daß er niemals übersteuert werden kann.The flight control system according to the invention, like some known systems, also uses integrators to reduce the residual error, but the input of each integrator so from its output depends that it can never be overdriven.

Eine weitere Aufgabe der Erfindung ist es, eine Flugsteueranlage zu schaffen, die insbesondere für Hubschrauber geeignet ist und die im gesamten Bereich aller vorkommenden Flugbedingungen von Höchstgeschwindigkeit bis zum Schwebeflug und von Volleistung bis zur Autorotation betriebsfähig ist, Flugsteueranlage, insbesondere für HubschrauberAnother object of the invention is to provide a flight control system that is particularly suitable for Helicopter is suitable and the entire range of all occurring flight conditions of Maximum speed to hover and from full throttle to autorotation is operational, Flight control system, in particular for helicopters

Anmelder:Applicant:

United Aircraft Corporation, East Hartford, Conn. (V. St. A.)United Aircraft Corporation, East Hartford, Conn. (V. St. A.)

Vertreter:Representative:

Dr. K. T. Hegel, Patentanwalt, Hamburg 36, Esplanade 36 aDr. K. T. Hegel, patent attorney, Hamburg 36, Esplanade 36 a

Als Erfinder benannt:
Edward Sterling Carter,
Fairfield, Conn. (V. St. A.)Named as inventor:
Edward Sterling Carter,
Fairfield, Conn. (V. St. A.)

Beanspruchte Priorität:Claimed priority:

V. St. v. Amerika vom 3. Oktober 1958 (765 240)V. St. v. America 3 October 1958 (765 240)

ohne daß eine fortwährende Wiedereinstellung der Anlage notwendig ist.without the need to continuously reset the system.

Eine weitere Aufgabe der Erfindung besteht darin, eine Hubschrauber-Steueranlage zu schaffen, die den Hubschrauber aus jeder Geschwindigkeit und Kursrichtung in den Schwebeflug bringen kann, bei dem er in einer ausgewählten Höhe regungslos im Wind steht.Another object of the invention is to provide a helicopter control system that the Can hover helicopters from any speed and heading where he stands motionless in the wind at a selected height.

Die erfindungsgemäße Steueranlage arbeitet in der Weise, daß sowohl die vom Piloten herbeigeführte Steuerbewegung als auch die Bewegung des Flugzeuges in elektrische Signale umgesetzt, diese Signale miteinander verglichen und die Differenz zur Steuerung eines Servomotors verwendet wird, der die Bewegung des Flugzeuges in gewissen Grenzen nachregelt. Wenn diese Nachregelung der Flugzeugbeweguhg nicht ausreicht, um das Differenzsignal auf Null herabzuregeln, werden die Steuerkommandos des Piloten selbsttätig nachgestellt, bis das Differenzsignal Null ist. Durch geeignete Einstellung der Verstärkung sowohl der Aufnahmevorrichtungen für die Steuerung durch den Piloten als auch der Umwandler der Bewegung des Flugzeuges in elektrische Signale kann die vom Servomotor durchgeführte Korrektur auf einen Kleinstwert herabgesetzt werden, und das Flugzeug wird im wesentlichen genauso auf die Kommandos des Piloten ansprechen, wie diesThe control system according to the invention works in such a way that both that brought about by the pilot The control movement and the movement of the aircraft are converted into electrical signals, these signals are compared and the difference is used to control a servo motor that controls the movement readjusts the aircraft within certain limits. If this readjustment of the aircraft movement is not sufficient to regulate the difference signal down to zero, the control commands of the Pilot readjusted automatically until the difference signal is zero. By setting the gain appropriately both the pilot control receptacles and the transducers the movement of the aircraft in electrical signals can be corrected by the servo motor will be degraded to a minimum, and the aircraft will look essentially the same address the pilot's commands like this

709 518/40709 518/40

i 236 342i 236 342

ohne die erfindungsgemäße Steueranlage der Fall sein würde. Um den Restfehler der Steueranlage auf Null zu reduzieren, wird das Differenzsignal über die Zeit integriert und dem Servomotor sowohl die Summe des Differenzsingais als auch des integrierten Differenzsignals zugeführt.would be the case without the control system according to the invention. To the residual error of the control system To reduce zero, the difference signal is integrated over time and the servomotor both the Sum of the differential signal and the integrated differential signal are supplied.

Dementsprechend geht die Erfindung von einer Flugsteueranlage, insbesondere für Hubschrauber aus, mit einem vom Piloten zu betätigenden Steuerglied, einem Wandler zur Erzeugung eines der Steuergliedbewegung entsprechenden ersten Signals sowie einer Einrichtung zur Erzeugung eines der Flugzeugbewegung entsprechenden zweiten Signals sowie einem Integrator, und ist gekennzeichnet durch eine Einrichtung, die ein Differenzsignal aus dem ersten und zweiten Signal bildet, eine Schaltung, die das Differenzsignal dem Integrator zuleitet, einen Servomotor, der in Abhängigkeit vom Zeitintegral des Differenzsignals eine zweite mechanische Bewegung erzeugt, sowie schließlich eine Einrichtung, die die erste und zweite mechanische Bewegung zusammenfaßt und in Abhängigkeit davon über einen Servomotor die Flugzeugbewegung steuert.Accordingly, the invention relates to a flight control system, in particular for helicopters from, with a control member to be actuated by the pilot, a converter for generating one of the control member movement corresponding first signal and a device for generating one of the aircraft movement corresponding second signal and an integrator, and is characterized by a A device which forms a difference signal from the first and second signals, a circuit which the Difference signal is fed to the integrator, a servomotor which, depending on the time integral of the Difference signal generates a second mechanical movement, and finally a device that the first and second mechanical movement combined and as a function thereof via a servo motor controls aircraft movement.

Entsprechend einer vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung ist die Flugsteueranlage so aufgebaut, daß diejenigen Einrichtungen, die in Abhängigkeit von den beiden mechanischen Bewegungen die Steuerung der Flugzeugbewegung bewirken, auch in Abhängigkeit vom Differenzsignal arbeiten. Weiter wird vorgeschlagen, mehrere der Pilotensteueranlage zugeordnete Schalter vorzusehen, mit denen die Übertrager für die Flugzeugbewegung eingestellt werden können. Die elektrischen Signale derselben werden mit denen der Aufnahmeeinrichtungen der durch den Piloten bedienten Steuerung verglichen und auf diese Weise die Steuerbewegung des Piloten automatisch in das System, das den Übertragern für die Flugzeugbewegung zugeordnet ist, ein- und ausgeschaltet, wodurch eine exakte Einstellung des Nullsignals möglich ist und eine Übersteuerung des Integrators vermieden wird.According to an advantageous embodiment of the invention, the flight control system is constructed so that those devices that control the control as a function of the two mechanical movements cause the aircraft movement, also work as a function of the difference signal. Will continue proposed to provide several switches associated with the pilot control system with which the transformer can be adjusted for aircraft movement. The electrical signals of the same become with those of the recording devices of the control operated by the pilot and compared to this Assign the pilot's control movement automatically to the system that transmits the aircraft movement is assigned, switched on and off, whereby an exact setting of the zero signal is possible and an overload of the integrator is avoided.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist in der Zeichnung dargestellt. Es zeigtAn embodiment of the invention is shown in the drawing. It shows

F i g. 1 eine vereinfachte Darstellung des Längsneigungskanals und des Kanals für die gemeinsame Rotorblattverstellung der Flugsteuerungsanlage,F i g. 1 shows a simplified representation of the longitudinal inclination channel and the channel for the common Rotor blade adjustment of the flight control system,

F i g. 2 eine vereinfachte Darstellung der Querneigungs- und Kursstabilisierungskanäle der Flugsteuerungsanlage, F i g. 2 a simplified representation of the bank and course stabilization channels of the flight control system,

F i g. 3 eine vereinfachte auszugsweise Darstellung einer bevorzugten Ausführungsform des Längsneigungskanals der Anlage,F i g. 3 shows a simplified partial illustration of a preferred embodiment of the longitudinal inclination channel the plant,

F i g. 4 eine vereinfachte auszugsweise Darstellung einer bevorzugten Ausführungsform des Querneigungskanals der Anlage.F i g. 4 shows a simplified partial illustration of a preferred embodiment of the transverse inclination channel the plant.

In F i g. 1 ist zunächst im oberen Teil eine schematische Darstellung der Anlage zur Steuerung der Rotorneigung sowie der Flugzeuglängsneigung dargestellt. Der Steuerknüppel 2, der an der Flugzeugzelle drehbar gelagert ist, ist über ein bewegliches Gestänge 3 einerseits mit dem Gestänge 6 und andererseits mit den Signalgebern 30 und 32 verbunden.In Fig. 1 is initially in the upper part a schematic representation of the system for controlling the rotor inclination as well as the aircraft pitch. The control stick 2, which is on the airframe is rotatably mounted, is via a movable linkage 3 on the one hand with the linkage 6 and on the other hand connected to the signal transmitters 30 and 32.

Das Gestänge 6 ist an seinem unteren Ende an die Achse 8 des Servomotors 28 angelenkt und an seinem oberen Ende an die Achse 7 des hydraulischen Servomotors 9. Der hydraulische Servomotor 9 wirkt über ein Gestänge 10 auf die zyklische Steuerung 11, die ihrerseits die Rotorneigung beeinflußt. Die Einrichtungen 12 und 15 messen die Rotorneigung und die Flugzeuglängsneigung und geben entsprechende Signale ab.The linkage 6 is articulated at its lower end to the axis 8 of the servo motor 28 and at his upper end to the axis 7 of the hydraulic servo motor 9. The hydraulic servo motor 9 acts Via a linkage 10 to the cyclic control 11, which in turn influences the rotor inclination. The facilities 12 and 15 measure the rotor inclination and the longitudinal inclination of the aircraft and give corresponding values Signals.

Der Steuerknüppel 2 steht über das Gestänge 3 andererseits noch mit den Signalgebern 30 und 32 in Verbindung. Das Gestänge 3 ist auf der Seite, an der diese Einrichtungen befestigt sind, mit einer Feder 4 verbunden, die den Steuerknüppel zentriert. Die Feder wird vom Servomotor 31 über das Gestänge 5The control stick 2 is on the other hand still with the signal transmitters 30 and 32 in via the linkage 3 Link. The linkage 3 is provided with a spring 4 on the side to which these devices are attached connected that centers the joystick. The spring is driven by the servomotor 31 via the linkage 5

ίο nachgestellt. Der Geber 30 gibt ein Signal entsprechend der absoluten Verstellung des Steuerknüppels 2 ab und der Geber 32 ein Signal entsprechend der relativen Verstellung gegenüber der Feder 4. Der Geber 32 gibt also unmittelbar ein Maß für den Spannungszustand der Feder 4.ίο adjusted. The transmitter 30 gives a signal accordingly the absolute adjustment of the joystick 2 and the encoder 32 a signal corresponding to the relative adjustment with respect to the spring 4. The encoder 32 is therefore a direct measure of the State of tension of the spring 4.

Am Steuerknüppel 2 ist ferner noch ein Schalter 35 befestigt, der bei Bewegung des Steuerknüppels 2 durch den Piloten betätigt wird. Der Schalter 35 ist in F i g. 1 oberhalb des Steuerknüppels 2 nur schematisch angedeutet. Er ist ganz links noch einmal wiedergegeben und zeigt dort, daß er je nach seiner Stellung den Kontakt 41 entweder mit einer negativen Spannungsquelle 109 oder einer positiven Spannungsquelle 1.10 verbindet. A switch 35 is also attached to the control stick 2, which switches on when the control stick 2 is operated by the pilot. The switch 35 is shown in FIG. 1 above the joystick 2 only schematically indicated. It is reproduced again on the far left and shows there that it depends on its position the contact 41 connects either to a negative voltage source 109 or a positive voltage source 1.10.

Außerdem ist in der Schaltung noch eine Meßeinrichtung 24 für die Flugzeuggeschwindigkeit, eine Meßeinrichtung 25 für die Flugzeugbeschleunigung sowie ein Vertikalkreisel 18 und ein Beschleunigungsmesser 20 vorhanden. Die Meßinstrumente geben in der durch das Schaltschema dargestellten Weise ihre Signale ab, die in der Einrichtung 37 miteinander verglichen werden. Die Einrichtung 37 verarbeitet ebenfalls noch die Ausgangssignale des Gebers 30 sowie der Schwerpunktstrimmungseinrichtung 34. Das Differenzsignal, das von der Vergleichseinrichtung 37 abgegeben wird, wird der Schaltung 39 zugeleitet und von dort über den Schalter 42 dem Integrator 26 zugeführt, der das Zeitintegral des Differenzsignals erzeugt und dieses über die Schaltung 27 dem Servomotor 28 zugeleitet. Der Servomotor 28 wird aber weiter noch vom Differenzsignal, welches von der Vergleichseinrichtung 37 abgegeben wird, unmittelbar gesteuert, und zwar über Schaltung 39 und den Schalter 42. Der Servomotor 28 stellt nun über das Gestänge 8 den Hebel 6 nach, der unmittelbar vom Piloten über das Gestänge 3 und den Steuerknüppel 2 beeinflußt werden kann. Das Gestänge 8 des Servomotors 28 ist mit einem Endanschlag 1 verbunden, der über den Schalter 29 einerseits mit der negativen Spannungsquelle 109 und andererseits mit der positiven Spannimgsquelle 110 verbunden ist. Dieser Schalter bewirkt, daß im Fall des Endanschlages der Servomotor über die Schalteinrichtungen 39, 42 und 27 entsprechend zurückgesteuert wird.In addition, a measuring device 24 for the aircraft speed, a Measuring device 25 for the aircraft acceleration and a vertical gyro 18 and an accelerometer 20 available. The measuring instruments give their in the manner shown by the circuit diagram Signals from which are compared in the device 37 with one another. The device 37 also processes nor the output signals of the transmitter 30 and the center of gravity trimming device 34. The difference signal, which is output by the comparison device 37 is fed to the circuit 39 and from there fed via the switch 42 to the integrator 26, which generates the time integral of the difference signal and this is fed to the servomotor 28 via the circuit 27. The servo motor 28 is, however furthermore directly from the difference signal which is emitted by the comparison device 37 controlled, via circuit 39 and the switch 42. The servo motor 28 is now on the Linkage 8 follows the lever 6, which is operated directly by the pilot via the linkage 3 and the control stick 2 can be influenced. The linkage 8 of the servo motor 28 is connected to an end stop 1, via the switch 29 on the one hand with the negative voltage source 109 and on the other hand with the positive Voltage source 110 is connected. This switch has the effect that in the case of the end stop the Servomotor is controlled back via the switching devices 39, 42 and 27 accordingly.

Die Geschwindigkeit des Flugzeuges wird mittels einer Doppler-Radaranlage 45 gemessen, deren Signale durch die Vergleichseinrichtung 46 miteinander verglichen werden. Das von der Vergleichseinrichtung 46 abgegebene Dopplersignal wird dem Geschwindigkeitsmesser 47 zugeführt und wirkt über die Schaltungen 44 und 36 auf die Integrationseinrichtung 27, falls sich der Schalter 42 in der hierfür erforderlichen Stellung befindet.The speed of the aircraft is measured by means of a Doppler radar system 45 whose signals are compared with one another by the comparison device 46. That from the comparison device 46 output Doppler signal is fed to the speedometer 47 and acts via the Circuits 44 and 36 to the integration device 27, if the switch 42 is in the required for this Position.

Im unteren Teil der F i g. 1 ist der Kanal für die gemeinsame Rotorblattverstellung der Flugsteueranlage dargestellt. Es ist zu erkennen, daß die mit dem Steuerknüppel 52 in Verbindung stehenden Glieder ähnlich geschaltet sind wie im oberen TeilIn the lower part of FIG. 1 is the channel for the common rotor blade adjustment of the flight control system shown. It can be seen that with the joystick 52 in connection Links are connected in a similar way as in the upper part

der F i g. 1 diejenigen Glieder, die mit dem Steuerknüppel 2 in Verbindung stehen. Das Gestänge 53 verbindet den Steuerknüppel 52 einerseits mit dem Gestänge 56 und andererseits mit der Zentrierfeder 54 und dem Nachstell-Servomotor 89, der über das Gestänge 55 mit der Zentrierfeder verbunden ist.the F i g. 1 those links that are connected to the joystick 2. The linkage 53 connects the joystick 52 on the one hand to the linkage 56 and on the other hand to the centering spring 54 and the adjustment servo motor 89, which is connected to the centering spring via the linkage 55.

Das Gestänge 56 ist im unteren Teil an die Achse 58 des Servomotors 71 angelenkt und im oberen Teil an die Achse 57 des Steuerungs-Servomotors 59. Dieser Servomotor 59 wirkt über ein Gestänge 60 auf die Vorrichtung 61, die zur Steuerung des Rotorblattanstellwinkels dient. Durch den Anstellwinkel der Rotorblätter kann die Fluggeschwindigkeit beeinflußt werden, die durch den Geschwindigkeitsmesser 62 angezeigt wird.The linkage 56 is articulated in the lower part to the axis 58 of the servo motor 71 and in the upper part to the axis 57 of the control servomotor 59. This servomotor 59 acts via a linkage 60 on the Device 61, which is used to control the rotor blade angle of attack. Due to the angle of attack of the The airspeed can be influenced, which is determined by the speedometer 62 is shown.

Die Zentrierfeder 54 wird — wie bereits im Zusammenhang mit dem oberen Teil der F i g. 1 geschildert — durch den Servomotor 89 über das Gestänge 55 nachreguliert, und die Federspannung wird durch die Einrichtung 90 gemessen. Entsprechend dem von dieser Einrichtung ausgesandten Signal wird der Schalter 78 geöffnet oder geschlossen. Hierdurch wird bewirkt, daß die am Punkt 110 liegende positive Spannung nach 79 bzw. 74 weitergeleitet oder gesperrt wird. Ferner finden sich im unteren Teil der F i g. 1 noch das Meßinstrument 64 für die Flugzeughöhe, welches durch einen Funkhöhenmesser 93 unterstützt wird. Desgleichen ist noch eine Doppler-Radaranlage 103 vorhanden, deren Signale für Linksoder Rechtsbewegung des Flugzeuges von der Einrichtung 104 verglichen werden, von wo aus das Kombinationssignal zum Doppler-Geschwindigkeitsmesser 92 weitergegeben wird.The centering spring 54 is - as already in connection with the upper part of FIG. 1 described - by the servo motor 89 via the linkage 55 readjusted, and the spring tension is measured by the device 90. Corresponding The switch 78 is opened or closed according to the signal sent by this device. Through this causes the positive voltage at point 110 to be passed on to 79 or 74 or blocked will. Furthermore, in the lower part of FIG. 1 still the measuring instrument 64 for the aircraft altitude, which is supported by a radio altimeter 93. There is also a Doppler radar system 103 available, their signals for left or right movement of the aircraft from the device 104 are compared, from where the combination signal to the Doppler speedometer 92 is passed on.

Aus dem unteren Teil der F i g. 1 ist zu erkennen, daß dort ebenfalls eine Einrichtung 82 zur Bildung eines Differenzsignals vorhanden ist, die das Differenzsignal an den Integrator 69 weitergibt. Von dort wird das integrierte Signal über die Schaltung 70 zur Steuerung des Servomotors 71 verwendet, der in schon geschilderter Weise über das Gestänge 58 das Gestänge 56 beeinflußt und damit die Stellung des Steuerknüppels bzw. die Flugzeugbewegung. Auch in der im unteren Teil der F i g. 1 dargestellten Schaltung ist dafür Sorge getragen, daß außer dem Zeitintegral des Differenzsignals dieses selbst auf den Servomotor 71 einwirken kann, was über die Leitung geschieht, die das Integrationsglied 69 überbrückt und die das Signal in die Schaltung 70 eingibt. In der gleichen Weise, wie im Zusammenhang mit dem Servomotor 28 geschildert, weist auch das Gestänge 58 des Servomotors 71 einen Endschalter 73 auf, der in diesem Fall auf den Servomotor 89 einwirkt und über diesen eine Nachsteuerung des Steuerknüppels 52 bewirkt.From the lower part of FIG. 1 it can be seen that there is also a device 82 for formation a difference signal is present, which forwards the difference signal to the integrator 69. From there the integrated signal is used via the circuit 70 to control the servo motor 71, which is shown in already described manner via the linkage 58 influences the linkage 56 and thus the position of the Control stick or the aircraft movement. Also in the lower part of FIG. 1 circuit shown care is taken that, in addition to the time integral of the difference signal, this itself affects the Servomotor 71 can act, which happens via the line that bridges the integration member 69 and which inputs the signal to circuit 70. In the same way as related to the Servomotor 28 described, the linkage 58 of the servomotor 71 also has a limit switch 73 which in this case acts on the servomotor 89 and via this a readjustment of the control stick 52 causes.

In F i g. 2 der Zeichnung sind die Steuerungskanäle für die Roll- bzw. Querneigungssteuerung und für die Giersteuerung des Flugzeuges in vereinfachter Weise schematisch dargestellt. Eine erneute Beschreibung dieser Zeichnung erübrigt sich, da die gleiche Darstellungsweise benutzt wurde wie in Fig. 1. Zur Erhöhung der Klarheit sei nur darauf hingewiesen, daß auch in der Schaltung gemäß F i g. 2 ein Differentiationsglied vorhanden ist, das im oberen Teil mit 156 und im unteren Teil mit 199 bezeichnet ist. Die Differentiationsglieder stehen unmittelbar mit den Integrationsgliedern 146 bzw. 200 in Verbindung,· und diese sind über die Schalteinrichtungen 147 und 201 mit den Servomotoren 148 und 202 verbunden. Die beiden Servomotoren weisen ebenfalls Endanschlagsschalter 164 bzw. 203 auf, und sie wirken über ihre Achsen 128 bzw. 188 auf die Regelgestänge 126 bzw. 186.In Fig. 2 of the drawing are the control channels for roll and bank control and for the yaw control of the aircraft shown schematically in a simplified manner. Another description this drawing is superfluous because the same representation was used as in 1. For the sake of clarity it should only be pointed out that in the circuit according to FIG F i g. 2 a differentiation term is present, which is in the upper part with 156 and in the lower part with 199 is designated. The differentiation elements are directly connected to the integration elements 146 and 200, respectively in connection, and these are connected to the servomotors 148 via the switching devices 147 and 201 and 202 connected. The two servomotors also have limit switches 164 and 203, and they act on the control rods 126 and 186 via their axes 128 and 188, respectively.

Die Zentrierfedern 124 bzw. 184 für die vom Piloten zu betätigenden Steuerglieder 2 bzw. 182 werden mittels der Servomotoren 151 bzw. 201 in Abhängigkeit von den durch die Endschalter 164 bzw. 203 aufgebrachten Impulse nachgestellt.The centering springs 124 and 184 for the control members 2 and 182 to be actuated by the pilot are by means of the servomotors 151 and 201 depending on the limit switches 164 and 203 applied impulses.

ίο In den F i g. 3 und 4 sind zwei bevorzugte Ausführungsformen der Flugsteueranlage dargestellt, und zwar in F i g. 3 eine vereinfachte Darstellung einer bevorzugten Ausführungsform des Längsneigungskanals und in F i g. 4 eine vereinfachte, auszugsweise Darstellung eines bevorzugten Querneigungskanals. Als Besonderheit in diesen bevorzugten Ausführungsformen ist zu erkennen, daß die Servomotoren 31; 89; 151; 206 über Verzögerungsschaltungen 29 a bzw. 149 a mit den Signalgebern für die Regelung verbunden sind. Die Verzögerungsschaltungen bestehen aus hintereinandergeschalteten Gleichrichtern, deren Durchlaßrichtung mittels Gegenspannungen gesperrt ist. Erst wenn das Signal größer als die angelegte Gegenspannung ist, wird die Sperrung aufgehoben, und das Signal kommt zur Wirkung. Das Ausgangssignal der Schaltung 29 a bzw. 149 a wirkt auf den Servomotor 31 bzw. 151 und auch auf den Eingang der Integratoren 26 bzw. 146.ίο In the F i g. 3 and 4 are two preferred embodiments the flight control system shown, namely in F i g. 3 a simplified representation of a preferred embodiment of the longitudinal inclination channel and in FIG. 4 a simplified, extract Representation of a preferred bank channel. As a special feature in these preferred embodiments it can be seen that the servomotors 31; 89; 151; 206 via delay circuits 29 a or 149 a are connected to the signal generators for the regulation. The delay circuits exist from rectifiers connected in series, their forward direction by means of counter voltages Is blocked. The blocking is only released when the signal is greater than the applied counter voltage, and the signal takes effect. The output signal of the circuit 29 a or 149 a acts on the servo motor 31 or 151 and also on the input of the integrators 26 or 146.

Beim Betrieb dieser bevorzugten Ausführungsform arbeitet der Stellungs-Servomotor 28 bzw. 148 nicht nur in Abhängigkeit vom Längsneigungssignal, das durch den Vertikalkreisel 18 bzw. 138 erzeugt wird, sondern auch von dem Signal, das die Geschwindigkeit der Längsneigungsänderung angibt und das durch die Zuführungsschaltungen 38 a bzw. 158a erzeugt wird. Der normalerweise offene Schalter 41a bzw. 161a verhindert, daß der Doppler-Geschwindigkeitsmesser 47 bzw. 167 die eingestellte Höhe des Flugzeuges beeinflußt. Bei der Schwebeflugsteuerung wird bei geschlossenem Schalter 41a das Ausgangssignal der Schaltung 27a, das die Dopplerinformation enthält, auf eine Schaltung 89 a gegeben und bei offenem Schalter 42 a der Integrator 26 nicht weiter kurzgeschlossen. Wenn das Ausgangssignal der Schaltung 27 a eine vorbestimmte Größe überschreitet, erzeugt die Schaltung 29 a ein Ausgangssignal, das über eine Diode sowohl an den Geschwindigkeits-Servomotor 31 als auch an den Eingang des Integrators 26 gekoppelt wird. Diese Begrenzungswirkung verhindert, daß der Integrator 26 in das Sättigungsgebiet läuft, und sie löst eine Rückstellung des Knüppels 2 des Piloten über die Feder 4 durch den Geschwindigkeits-Servomotor 31 aus, bis das Ausgangssignal der Schaltung 27 a in den begrenzten Bereich, der durch die Schaltung 29 a festgelegt ist, zurückkehrt. Die drei Eingänge zur Schaltung 27 a führen ein Signal proportional zur Geschwindigkeit über Grund, ein Signal proportional zum Integral der Geschwindigkeit über Grund und ein nacheilendes Beschleunigungssignal.In the operation of this preferred embodiment, the position servo motor 28 or 148 does not operate only depending on the pitch signal generated by the vertical gyro 18 or 138, but also from the signal that indicates the speed of the pitch change and that through the feed circuits 38 a and 158 a is generated. The normally open switch 41a or 161a prevents the Doppler speedometer 47 or 167 from reaching the set altitude of the aircraft influenced. In the hover control, when the switch 41a is closed, the output signal the circuit 27a, which contains the Doppler information, given to a circuit 89a and open Switch 42 a of the integrator 26 is no longer short-circuited. When the output of the circuit 27 a exceeds a predetermined size, the circuit 29 a generates an output signal via a Diode coupled to both the speed servo motor 31 and the input of the integrator 26 will. This limiting effect prevents the integrator 26 from running into the saturation region, and it releases a return of the pilot's stick 2 via the spring 4 by the speed servomotor 31 from until the output signal of the circuit 27 a in the limited range, which is through the circuit 29 a is set, returns. The three inputs to the circuit 27 a carry a signal proportionally to the speed over ground, a signal proportional to the integral of the speed over Reason and a lagging acceleration signal.

Das nacheilende Beschleunigungssignal hat die Eigenschaft eines trägheitsmäßig ermittelten Geschwindigkeitssignals. Das Signal, das die Änderungsgeschwindigkeit der Längsneigung angibt und durch die Zuführungsschaltung 38 a erzeugt wird, ist auch für die vor- und rückwärts erfolgende Translationsbeschleunigung des Flugzeuges in einer horizontalen Ebene bezeichnend. Es wird weiter bemerkt, daß nur das Ausgangssignal des Doppler-Geschwindigkeitsmes-The lagging acceleration signal has the property of an inertially determined speed signal. The signal indicating the rate of change of pitch and through the feeder circuit 38 a is generated is also for the forward and backward translational acceleration of the aircraft in a horizontal plane. It is further noted that only that Output signal of the Doppler velocity measuring

sers 47 durch den Integrator 26 integriert wird. Das Ausgangssignal des Integrators 26 wird infolge der Glättungswirkung nur geringe Störspannungen enthalten, die dem Signal des Doppler-Geschwindigkeitsmessers 47 noch innewohnen. Das Ausgangssignal der Phasenverschiebungsschaltung 26 α, das eine trägheitsmäßig ermittelte Geschwindigkeit darstellt, führt zur Verminderung der Störspannung des Doppler-Geschwindigkeitsmessers 47. Der Einstell-Servomotor 28 ist immer vom Flugzeuglagesignal abhängig, das am Ausgang der Schaltung 37 a erscheint. Beim Schwebeflug erzeugt die Leergangsschaltung 29 a ein Signal, das zum Eingang des Integrators 26 geleitet wird und das verhindert, daß das Ausgangssignal der Schaltung 27 a eine bestimmte Höhe überschreitet und gleichzeitig eine Zurückstellung des Steuerknüppels 2 durch den Geschwindigkeitsservomotor 31 veranlaßt. Nur bei der Stabilisierung ist der Integrator 26 kurzgeschlossen, um eine Übersteuerung zu verhindern.sers 47 is integrated by the integrator 26. The output of the integrator 26 is due to the Smoothing effect contain only small interference voltages, which the signal of the Doppler speedometer 47 still reside. The output of the phase shift circuit 26 α, the represents a speed determined in terms of inertia, leads to a reduction in the interference voltage of the Doppler speedometer 47. The adjusting servo motor 28 is always dependent on the aircraft attitude signal, which appears at the output of the circuit 37 a. When hovering, the idle shift generates 29 a signal which is passed to the input of the integrator 26 and which prevents the output signal the circuit 27 a exceeds a certain level and at the same time a reset of the Control stick 2 caused by the speed servo motor 31. Only when stabilizing is that Integrator 26 short-circuited to prevent overdriving.

Die Flugsteueranlage dient sowohl der Stabilisierung der Fluglage als auch der Steuerung des Schwebefluges. Beide Arbeitsweisen sollen im folgenden unter Bezugnahme auf F i g. 1 erläutert werden.The flight control system serves both to stabilize the flight attitude and to control the Hover. Both modes of operation are described below with reference to FIG. 1 will be explained.

Zur Stabilisierung wird die Ausgangsspannung des Verstärkers 30, der die absolute Stellung des Knüppels 2 gegen die Vertikale mißt, mit dem Ausgang des Vertikalkreisels 18 verglichen. Der absoluten Stellung des Knüppels 2 entspricht somit eine bestimmte Flugzeuglängsneigung 15, wobei diese und die Rotorneigung 12 bestrebt sind, sich auszugleichen. Da die Rotorneigung 12 gegenüber dem Horizont proportional der Fluggeschwindigkeit 24 ist, ist der Ausgang 18 des Vertikalkreisels im wesentlichen der Fluggeschwindigkeit 24 des Flugzeuges proportional. So ist infolge des Vergleiches der absoluten Einstellung des Knüppels 2 in der Längsrichtung mit der Flugzeuglängsneigung durch die Einrichtungen 30 und 18 die Stellung des Knüppels in der Längsrichtung nicht nur der Flugzeuglängsneigung, sondern auch der Rotorneigung in bezug auf den Horizont und somit der Vorwärtsgeschwindigkeit des Flugzeuges proportional.For stabilization, the output voltage of the amplifier 30, which is the absolute position of the stick 2 measures against the vertical, compared with the output of the vertical gyro 18. The absolute Position of the stick 2 thus corresponds to a certain longitudinal inclination of the aircraft 15, this and the Rotor inclination 12 strive to compensate. Since the rotor inclination 12 relative to the horizon is proportional to the airspeed 24, the output 18 of the vertical gyro is essentially the Airspeed 24 of the aircraft is proportional. So it is as a result of the comparison of the absolute attitude of the stick 2 in the longitudinal direction with the longitudinal inclination of the aircraft by the devices 30 and FIG. 18 shows the position of the stick in the longitudinal direction not only of the aircraft pitch, but also also the inclination of the rotor in relation to the horizon and thus the forward speed of the aircraft proportional.

Angenommen, der Schwerpunkt des Flugzeuges fällt mit der Antriebswelle des Hauptrotors zusammen und die Fluggeschwindigkeit sei Null. In einem solchen Fall ist keine Flugzeuglängsneigung 15 gegenüber dem Horizont vorhanden, und das Ausgangssignal des Vertikalkreisels 18 ist Null. Da die Fluggeschwindigkeit ebenfalls Null ist, ist auch keine Rotorneigung gegenüber dem Horizont vorhanden. Der Knüppel 2 ist neutral eingestellt, so daß die zyklische Steuerung 11 mit der Taumelscheibe auch im wesentlichen horizontal ist. Das System ist so eingestellt, das unter diesen Bedingungen das Ausgangssignal des Stellungsgebers 30 Null ist, wenn sich die Ausgangswelle des Einstell-Servomotors in einer solchen Lage befindet, daß der Schenkel 1 zwischen seinen Begrenzungsanschlägen liegt. Wenn nun infolge Änderung der Belastung der Schwerpunkt beispielsweise nach hinten verlagert wird, wird sich der Flugzeugrumpf aufwärts neigen, wodurch ein Signal des Vertikalkreisels 18 hervorgerufen wird.Assume that the center of gravity of the aircraft coincides with the drive shaft of the main rotor and the airspeed is zero. In such a case, there is no aircraft pitch 15 with respect to the horizon and the output of the vertical gyro 18 is zero. Since the Airspeed is also zero, there is also no rotor inclination with respect to the horizon. The stick 2 is set to neutral, so that the cyclic control 11 with the swash plate also in the is essentially horizontal. The system is set in such a way that under these conditions the output signal of the position transmitter 30 is zero when the output shaft of the adjusting servomotor is in such a Location is that the leg 1 is between its limit stops. If now as a result If the load is changed, the center of gravity is shifted backwards, for example Tilt the fuselage upwards, causing a signal from the vertical gyro 18.

Um die Ebene des Rotors mit dem Horizont in Übereinstimmung zu halten, ist eine Verstellung der zyklischen Steuerung 11 erforderlich, so daß die Fluggeschwindigkeit Null bleibt, Diese Verstellung der zyklischen Steuerung 11 wird durch eine Bewegung der Ausgangswelle 8 des Servomotors erzeugt. Der Schenkel 1 wird nun einen der beiden Begrenzungsanschläge erreichen. Das Einstellpotentiometer 34 zum Trimmen des Schwerpunktes erzeugt eine Spannung, daß der Schenkel 1 des Stellungs-Servomotors bei allen Veränderungen des Schwerpunktes zwischen die Begrenzungsanschläge gebracht werden kann.To keep the plane of the rotor in line with the horizon, the cyclic control 11 is required so that the airspeed remains zero, this adjustment of the cyclic controller 11 is generated by a movement of the output shaft 8 of the servo motor. The leg 1 will now reach one of the two limit stops. The adjustment potentiometer 34 for trimming the center of gravity generates a voltage that the leg 1 of the position servomotor be brought between the limit stops whenever the center of gravity changes can.

Liegt der Schwerpunkt hinter der Antriebswelle des Hauptrotors und ist die Einstellung des Schenkels 1 derart, daß dieser zwischen den Begrenzungsanschlägen liegt, so muß zur Aufrechterhaltung der Fluggeschwindigkeit Null der Knüppel 2 nach vorn bewegt werden. Diese Bewegung des Knüppels 2 ruft ein Signal des Gebers 30 hervor. Das Einstellpotentiometer 34 muß nun zum Trimmen des Schwerpunktes aus seiner Nulleinstellung bewegt werden, um eine Spannung entgegengesetzter Polarität, aber gleicher Größe zu der Spannung zu erzeugen, die durch den Vertikalkreisel 18 und den Geber 30 erzeugt werden. Das Einstellpotentiometer zum Trimmen des Schwerpunktes kann entweder entsprechend den gegebenen Ladungsbedingungen, die jeder Pilot für sein Flugzeug berechnet, oder so eingestellt werden, daß das Ausgangssignal der Summierschaltung 27 auf Null gebracht wird.Is the center of gravity behind the drive shaft of the main rotor and is the adjustment of the leg 1 in such a way that it lies between the limit stops, it must be used to maintain the Airspeed zero the stick 2 can be moved forward. This movement of stick 2 calls a signal from the encoder 30 emerges. The adjustment potentiometer 34 must now be used to trim the center of gravity moved from its zero setting to a voltage of opposite polarity, however equal to the voltage generated by the vertical gyro 18 and the encoder 30 will. The adjustment potentiometer for trimming the center of gravity can either be accordingly the given loading conditions, which each pilot calculates for his aircraft, or are set in such a way, that the output of the summing circuit 27 is brought to zero.

Bei der Stabilisierung wird die Relaiswicklung 40 nicht erregt, und der Anker des Schalters 42 legt sich an den Kontakt an, der mit dem Ausgang der Schaltung 39 verbunden ist. Der Differentiator 38 erzeugt eine Dämpfung für das System. Die Signale der Glieder 18 und 30 und die Zeitkonstante des Differentiators 38 sollten derart eingestellt werden, daß für eine Schrittfunktion in der absoluten Stellung des Knüppels 2, die von einer Änderung am Ausgang des Gebers 30, einer Änderung der Rotorneigung 12 und einer exponentiellen Änderung sowohl der Flugzeuglängsneigung 15 als auch am Ausgang des Vertikalkreisels 18 begleitet wird, der Differentiator 38 eine Schrittfunktion abnehmender Exponentialspannung erzeugt, die, wenn sie zum Ausgangssignal des Kreisels 18 hinzugefügt wird, entgegengesetzt gleich der Spannung ist, die durch den Geber 30 erzeugt wird. Dadurch bleibt das Ausgangssignal der Schaltung 39 im wesentlichen Null, und die Ausgangswelle 8 des Servomotors 28 bewegt sich nicht. Diese Einstellung der Zeitkonstante des Differentiators 38 bewirkt eine Dämpfung, die etwas größer als kritisch ist, so daß sich das Flugzeug ohne Uberschwingung aperiodisch der Längsneigung nähert, die durch die Stellung des Knüppels 2 befohlen worden ist.During the stabilization, the relay winding 40 is not energized, and the armature of the switch 42 lies down to the contact which is connected to the output of the circuit 39. The differentiator 38 generates a cushioning for the system. The signals of the elements 18 and 30 and the time constant of the differentiator 38 should be set in such a way that for a step function in the absolute position of the Knüppels 2, from a change at the output of the encoder 30, a change in the rotor inclination 12 and an exponential change both in the aircraft pitch 15 and at the exit of the vertical gyro 18, the differentiator 38 has a step function of decreasing exponential voltage which, when added to the output of the gyro 18, is the opposite of that Is voltage generated by the encoder 30. As a result, the output signal of the circuit 39 remains substantially zero and the output shaft 8 of the servo motor 28 does not move. This setting the time constant of the differentiator 38 causes a damping that is slightly greater than critical, so that the aircraft approaches the pitch aperiodically without overshooting, which is determined by the position of the Knüppels 2 has been ordered.

Da sich der Stellungs-Servomotor 28 für diese Einstellungen nicht bewegt, wird sich das Flugzeug im wesentlichen so verhalten, wie wenn das System abgetrennt wäre. Der Stellungs-Servomotor 28 erzeugt nur die geringen Korrekturen, die erforderlich sind, um die befohlene Lage aufrechtzuerhalten. Das Dämpfungssignal, das durch den Differentiator 38 geliefert wird, kann mit gleichem Vorteil von einem Geschwindigkeitskreisel erhalten werden, der auf Längsneigungsbewegungen anspricht. Da aber der Vertikalkreisel 18 für große Neigungsänderungen proportionale Signale bei guter Linearität erzeugt, führt die Differentiation eines solchen Signals durch die Einrichtung 38 zu einer billigeren und zuverlässigeren Ausführung als bei Verwendung eines Geschwindigkeitskreisels. Wenn die Einstellung des Potentiometers 34 für die Trimmung des Schwer-Since the position servo motor 28 does not move for these adjustments, the aircraft will move in the essentially behave as if the system were disconnected. The position servo motor 28 generates only the minor corrections needed to maintain the commanded position. That Attenuation signal provided by differentiator 38 can be obtained with equal benefit from a Speed gyro can be obtained which is responsive to pitch movements. But there the Vertical gyro 18 generates proportional signals with good linearity for large changes in inclination, the differentiation of such a signal by means 38 leads to a cheaper and more reliable one Execution than when using a speed gyro. If the setting of the Potentiometer 34 for trimming the heavy

punktes richtig ist, würde die Ausgangswelle 8 des Einstell-Servomotors 28 bei allen Fluggeschwindigkeiten und somit bei einer Flugzeuglängsneigung 15 zwischen ihren Begrenzungsanschlägen eingestellt bleiben. Infolge einer gewissen nichtlinearen Abhängigkeit zwischen der Einstellung des Knüppels 2 und der sich ergebenden Flugzeuglängsneigung 15, wie sie durch den Vertikalkreisel 18 angezeigt wird, wird sich eine Einstellung der Ausgangswelle 8 des Servomotors 28 ergeben, bei der sie sich aus ihrer Nullstellung über einen vollständigen Flugsteuerbereich von Höchstgeschwindigkeit bis zum Schwebeflug bewegt. point is correct, the output shaft 8 of the adjustment servo motor 28 would at all flight speeds and thus set between their limit stops at an aircraft longitudinal inclination 15 stay. As a result of a certain non-linear relationship between the setting of the stick 2 and the resulting aircraft pitch 15, as indicated by the vertical gyro 18, is an adjustment of the output shaft 8 of the servomotor 28 results in which it emerges from its zero position Moved over a full flight control range from top speed to hovering.

Andere Nichtlinearitäten werden durch den Strömungswiderstand des Flugzeugrumpfes und durch die horizontalen Leitwerkflächen erzeugt, die üblicherweise zur dynamischen Stabilisierung der Längsneigung vorgesehen sind. Der Integrator 26 veranlaßt, daß der Nullfrequenzgewinn der Anlage fast unbegrenzt ist. Somit nimmt der Integrator 26 diese leichte Abweichung der Ausgangswelle 8 von der Nullstellung über den vollständigen Geschwindigkeitsbereich auf, wobei ermöglicht wird, daß das Ausgangsfehlersignal der Schaltung genau Null ist.Other non-linearities are caused by the flow resistance of the aircraft fuselage and by the horizontal tail surfaces generated, which are usually used to dynamically stabilize the pitch are provided. The integrator 26 causes the zero frequency gain of the system to be almost unlimited is. The integrator 26 thus takes this slight deviation of the output shaft 8 from the zero position over the full speed range, allowing the output error signal of the circuit is exactly zero.

Dem Piloten stehen zwei Methoden zur Änderung »5 der Längsneigung des Flugzeugrumpfes zur Verfügung. Eine besteht im Halten des Knüppels 2 in der gewünschten Stellung unter Überwindung der Federspannung. Die zweite Methode, die bei Flügen über große Strecken angewendet wird, liegt in der Bewegung des durch eine Feder in der Mitte gehaltenen Schalthebels 35 nach vorn, wodurch ein Signal geeigneter Polarität erzeugt wird, das an den Kontakt des Schalters 41 angelegt wird und von da an den Geschwindigkeits-Servomotor 31 gelangt, um dessen Ausgangswelle 5 und somit die Feder 4 einzustellen, so daß der Knüppel 2 des Piloten in der gewünschten Stellung bleibt, ohne daß eine Korrektur seitens des Piloten erforderlich wäre.The pilot has two methods of changing »5 the pitch of the aircraft fuselage available. One is holding the stick 2 in the desired position by overcoming the spring tension. The second method that is used when flying Applied over long distances lies in the movement of the spring held in the middle Shift lever 35 forward, whereby a signal of suitable polarity is generated which is sent to the contact of the switch 41 is applied and from there to the speed servo motor 31 to its Adjust the output shaft 5 and thus the spring 4 so that the stick 2 of the pilot is in the desired position The position remains without the pilot having to make any corrections.

Wenn die Einstellung des Trimmpotentiometers in grobem Maß unrichtig ist, wird der Schenkel 1 an einen Begrenzungsanschlag treffen, und das System kann die Nullstellung nicht erreichen. Außer mit einem Begrenzungsanschlag kommt jedoch der bewegliche Kontakt des Schalters 29 mit einem festen Kontakt in Berührung, wodurch eine Spannung solcher Polarität auf die Schaltung 39 aufgegeben wird, daß der Stellungs-Servomotor 28 vom Begrenzungsanschlag fortbewegt wird. If the setting of the trim potentiometer is grossly incorrect, leg 1 will be on hit a limit stop and the system cannot reach the zero position. Except with a limit stop, however, comes the movable contact of the switch 29 with a fixed one Contact in contact, whereby a voltage of such polarity is applied to the circuit 39, that the position servo motor 28 is moved away from the limit stop.

Der bewegliche Kontakt des Schalters 29 löst sich von dem festen Kontakt. Der Stellungs-Servomotor 28 wird nun wieder an den Begrenzungsanschlag getrieben. Diese Wirkung verhindert, daß der Integrator 26 bis ins Sättigungsgebiet läuft. Der Stellmotor 28 wird schwach an einem Begrenzungsanschlag Ss stehen. Die sich ergebende kontrollierte Nickschwingung des Flugzeuges wird den Piloten warnen, daß· seine Schwerpunktstrimmeinstellung falsch ist. Wenn der Pilot nicht sein Potentiometer 34 so einstellen kann, daß der richtige Nullwert erreicht wird, dann kann er hieraus entnehmen, daß z. B. die Ladung verschoben sein kann. An Stelle der Anlegung des Signals, das an den beweglichen Kontakt des Schalters 29 auftritt, an die Schaltung 39 kann dieses Signal an einen Servomotor angelegt werden, der automatisch das Potentiometer 34 richtig einstellt. Wenn auch eine derartige Vorrichtung den Piloten von der Notwendigkeit der Einstellung des Potentiometers 34 von Hand befreien würde, so besteht aber auch keine Warnmöglichkeit, die den Piloten erkennen ließe, daß die Grenzen der zulässigen Schwerpunktsverschiebung erreicht oder überschritten sind. Die Flugsteueranlage kann einen Hubschrauber auch von einer beliebigen Fluggeschwindigkeit, Fluglage oder einem beliebigen Kurs in einen bewegungslosen Schwebeflug bringen, bei dem er in einer gewählten Höhe in den Wind gerichtet ist. Wenn der Bereitschaftsschalter 115 geschlossen wird, wird elektrische Energie aus der positiven AnschlußklemmeThe movable contact of the switch 29 is released from the fixed contact. The position servo motor 28 is now driven to the limit stop again. This effect prevents the integrator 26 runs to the saturation area. The servomotor 28 becomes weak at a limit stop Ss stand. The resulting controlled pitching oscillation of the aircraft will warn the pilot that: its center of gravity trim setting is incorrect. If the pilot does not adjust his potentiometer 34 this way can that the correct zero value is reached, then he can infer from this that z. B. the cargo can be postponed. Instead of applying the signal to the moving contact of the switch 29 occurs, this signal can be applied to a servomotor to the circuit 39, which automatically sets the potentiometer 34 correctly. Albeit such a device the pilot would relieve the need to adjust the potentiometer 34 by hand, but there is also no warning possibility that would let the pilot recognize that the limits of the permissible shift in the center of gravity reached or exceeded. The flight control system can also control a helicopter from any flight speed, attitude or bring any course into a motionless hover in which he is in a chosen one Height is directed into the wind. When the standby switch 115 is closed, it becomes electrical Energy from the positive terminal

110 an den Zeitgeber 98 und durch die Anschlußklemme 112 an die Vorwärts- und Rückwärts-Doppleranlage 45, den Funkhöhenmesser 93 und die Links-Rechts-Doppleranlage 103 angelegt, die sowohl in dem gemeinsamen Wie auch in dem Längsneigungskanal verwendet wird. Der Zeitgeber 98 schließt nach einer Zeitverzögerung, die zur Erwärmung der beiden Doppleranlagen und des Funkhöhenmessers ausreicht, den Schalter 99 und stellt die Abhängigkeit der Kontakte der Schalter 100 und110 to the timer 98 and through the terminal 112 to the forward and reverse Doppler system 45, the radio altimeter 93 and the left-right Doppler system 103, which both is used in the common as well as in the pitch channel. The timer 98 closes after a time delay that warms up the two Doppler systems and the radio altimeter is sufficient, the switch 99 and represents the dependence of the contacts of the switches 100 and

101 vom Doppler-Vertikalgeschwindigkeitsmesser101 from the Doppler vertical speedometer

102 bzw. dem Ausgangssignal des Differentiators 97 her. In der Bereitschaftsstellung können bei geschlossenem Schalter 155 nach der notwendigen Zeitverzögerung zur Erwärmung der Anlage Bewegungen des Steuerknüppels 52 oder des Potentiometers 74 für die Einstellung der Steiggeschwindigkeit mit dem Ausgangssignal entweder des barometrischen Steiggeschwindigkeitsmessers 65 oder dem Ausgangssignal des Doppler-Vertikalgeschwindigkeitsmessers 92 oder des differenzierten Ausgangssignals des Funkhöhenmessers 93 verglichen werden.102 or the output signal of the differentiator 97. In the standby position when the Switch 155 after the necessary time delay for heating the system movements of the control stick 52 or the potentiometer 74 for setting the rate of climb with the Output from either the barometric rate of climb meter 65 or the output of the Doppler vertical speedometer 92 or the differentiated output of the radio altimeter 93 can be compared.

Das Ausgangssignal des Differentiators 97 stellt die Vertikalgeschwindigkeit 62 des Flugzeuges dar, da der Funkhöhenmesser 93 die absolute Höhe des Flugzeuges über dem Erdboden angibt. So kann der Pilot nur im Bereitschaftszustand bei geschlossenem Schalter 115 durch Betätigung des drei Stellungen aufweisenden Schalters 102 eine Vertikalgeschwindigkeit einstellen, die entweder durch den Doppler-Vertikalgeschwindigkeitsmesser 92 oder den Funkhöhenmesser-Differentiator 97 geregelt wird.The output of the differentiator 97 represents the vertical speed 62 of the aircraft, since the radio altimeter 93 indicates the absolute height of the aircraft above the ground. So can he Pilot only in standby mode with switch 115 closed by actuating the three positions having switch 102 set a vertical speed, either by the Doppler vertical speedometer 92 or the radio altimeter differentiator 97 is controlled.

Die Ausgangssignale des Vertikalgeschwindigkeits-; messers 92 sollen gleich der des barometrischen Steiggeschwindigkeitsmessers 65 sein, so daß bei jeder Stellung des Schalters 102 für Steig- und Sinkgeschwindigkeiten, die allein durch Bewegung des Steuerknüppels 52 kommandiert worden sind, gleiche und entgegengesetzte Signale an die Schaltung 75 gekoppelt werden. Diese Einstellung der Ausgangssignale des Gebers 90 und die Teile, die eine Spannung an den Schalter 102 bringen, veranlaßt, daß das Ausgangssignal der Schaltung 175 im wesentlichen Null und die Ausgangswelle 58 des Stellungs-Servomotors 71 im wesentlichen in Ruhe "bleibt. Dementsprechend wird das Ansprechen der geschlossenen Schaltschleife im wesentlichen dem Ansprechen der Anlage bei offener Schaltschleife ähneln, bei der das System abgetrennt ist.The output signals of the vertical speed; meter 92 should be the same as that of the barometric rate of climb meter 65, so that with each Position of the switch 102 for climbing and sinking speeds, which can only be achieved by moving the Joystick 52 have been commanded, same and opposite signals are coupled to circuit 75 will. This setting the output signals of the encoder 90 and the parts that make a voltage to switch 102 causes the output of circuit 175 to be substantially Zero and the output shaft 58 of the position servomotor 71 remains essentially at rest ". Accordingly the response of the closed switching loop is essentially the response of the Are similar to the system with an open switching loop, in which the system is disconnected.

Wenn der Bereitschaftsschalter 150 geschlossen ist und der Zeitgeber 98 betätigt wird, wird Energie von der Anschlußklemme 112 über den nun geschlossenen Zeitgeberschalter 99 an die AnschlußklemmeWhen the standby switch 150 is closed and the timer 98 is actuated, power is off the terminal 112 via the now closed timer switch 99 to the terminal

111 gegeben. Wenn der Längsneigungs-Schwebeflugschalter 43 geschlossen wird, wird die Längsneigung 15 des Flugzeuges nicht mehr durch den Vertikalkreisel 18, sondern durch die Geschwindigkeit gegen-111 given. When the pitch hover switch 43 is closed, the longitudinal inclination 15 of the aircraft is no longer caused by the vertical gyro 18, but rather by the speed

709 518/40709 518/40

über dem Erdboden geregelt. Das Schließen des Schalters 53 erregt nun die Relaiswicklung 40, die den Anker des Schalters 51 an den Kontakt anlegt, der an den beweglichen Kontakt des Schalters 29 angeschlossen ist, und den Anker des Schalters 42 an den Kontakt zieht, der mit dem Ausgang der Schaltung 36 verbunden ist.regulated above the ground. Closing the switch 53 now energizes the relay winding 40, which the armature of the switch 51 applies to the contact that is connected to the movable contact of the switch 29 is connected, and pulls the armature of the switch 42 to the contact that is connected to the output of the Circuit 36 is connected.

Beim Schwebeflug wird das Ausgangssignal des Doppler-Vorwärts- und -Rückwärtsgeschwindigkeitsmessers 45 mit den Ausgangssignalen des Gebers 32 und des Geschwindigkeitseinstellpotentiometers 33 verglichen. Wenn der Pilot keinen Druck auf den Steuerknüppel 2 ausübt und wenn das Geschwindigkeitseinstellpotentiometer 33 auf die Ausgangsspannung Null eingestellt wird, dann wird der Stellungs-Servomotor 28 die zyklische Steuerung 11 bewegen, bis das Ausgangssignal des Doppler-Vorwärts- und -Rückwärtsgeschwindigkeitsmessers 45 Null ist. Beim Schwebeflug besteht daher kein proportionales Verhältnis zwischen der absoluten Knüppeleinstellung und der Fluggeschwindigkeit, da die absolute Knüppeleinstellung nur der Luftgeschwindigkeit proportional ist. Dementsprechend wird beim Schwebeflug der Geber 30 für die Steuerung des Flugzeuges unwirksam und der Geber 32, der die Spannung der Zentrierfeder 4 mißt, wirksam gemacht.When hovering, the output of the Doppler forward and reverse speedometer 45 with the output signals of the encoder 32 and the speed setting potentiometer 33 compared. When the pilot does not put pressure on stick 2 and when the speed adjustment potentiometer 33 is set to zero output voltage, then the position servomotor 28 move the cyclic controller 11 until the output signal of the Doppler forward and -Reverse speedometer 45 is zero. There is therefore no proportional relationship when hovering between the absolute stick setting and the flight speed, since the absolute stick setting is only proportional to the air speed. Accordingly, when hovering the transmitter 30 for the control of the aircraft ineffective and the transmitter 32, which the voltage of the Centering spring 4 measures, made effective.

Der Stellungs-Servomotor 28 kann auch veranlaßt werden, über seinen begrenzten Steuerbereich hinauszugehen. Dann ist der Geschwindigkeits-Servomotor 31 nicht mehr vom Schalter 35 abhängig, sondern wird an Stelle dessen vom Ausgangssignal des Begrenzungsschalters 29 abhängig gemacht, um den Knüppel 2 automatisch zurückzustellen. Um ein Dämpfungssignal für den Schwebeflug zu erhalten, wird das Ausgangssignal des Doppler-Geschwindigkeitsmesser 47 nicht differenziert, da hierdurch das Störsignal der Schaltung angehoben würde. Eher wird eine Trägheitsdämpfung beim Schwebeflug mittels des Ausgangssignals des Beschleunigungsmessers 21 erhalten. Für eine Geschwindigkeitsänderung mittels des Knüppels 2 werden die Ausgangssignale der Einrichtungen 47 und 21 so eingestellt, daß eine Spannung gleicher Größe und entgegengesetzter Polarität zur Ausgangsspannung des Gebers 32 geliefert wird. Dadurch bleibt das Ausgangssignal der Schaltung 36 Null und die Ausgangswelle 8 des Einstell-Servomotors stationär. So werden das Ansprechverhalten der geschlossenen und offenen Schaltschleife identisch sein. Diese Einstellung der Dämpfung, die durch die Beschleunigungsmesser-Schaltung 21 geliefert wird, ist etwas überkritisch, so daß die befohlene Geschwindigkeit aperiodisch ohne Überschreiten der eingestellten Geschwindigkeit über Grund erreicht wird. Eine Änderung der eingestellten Geschwindigkeit kann auch durch Verstellen des Potentiometers 33 aus seiner Nullstellung erreicht werden. Das führt zu einer Spannung, die in die Schaltung 36 gegeben wird, und die nun durch eine Bewegung des Stellungs-Servomotors 28 eine Verstellung der zyklischen Steuerung 11 erzwingt, bis das Ausgangssignal des Vorwärts-Rückwärts-Doppler-Geschwindigkeitsmessers 45 eine gleiche und entgegengesetzte Spannung liefert, so daß das Ausgangssignal der Schaltung 36 auf Null zurückkehrt.The position servo motor 28 can also be made to go beyond its limited control range. Then the speed servomotor 31 is no longer dependent on the switch 35, but is instead made dependent on the output signal of the limit switch 29 to the To reset stick 2 automatically. To get a damping signal for the hover, the output signal of the Doppler speedometer 47 is not differentiated, since this causes the Interfering signal of the circuit would be raised. Rather, inertia damping is used when hovering of the output of the accelerometer 21 is obtained. For a speed change using of the stick 2, the output signals of the devices 47 and 21 are set so that a Voltage of the same magnitude and opposite polarity to the output voltage of the encoder 32 is supplied will. As a result, the output signal of the circuit 36 remains zero and the output shaft 8 of the adjusting servomotor stationary. This is how the response behavior of the closed and open switching loop be identical. This adjusts the damping produced by the accelerometer circuit 21 is supplied is somewhat supercritical, so that the commanded speed is aperiodic without being exceeded the set speed above ground is reached. A change to the set Speed can also be achieved by moving the potentiometer 33 from its zero position will. This results in a voltage which is fed into the circuit 36 and which is now through a Movement of the position servomotor 28 forces an adjustment of the cyclic control 11 until the output of the forward-backward Doppler velocimeter 45 supplies an equal and opposite voltage, so that the output signal of circuit 36 returns to zero.

Wenn sich das Flugzeug ohne Windeinflüsse im Schwebeflug bei einer Vorwärts-Rückwärts-Geschwindigkeit Null über dem Boden befindet, ist der Knüppel 2 in seiner neutralen Stellung, da die Fluggeschwindigkeit des Flugzeuges Null ist. Wenn nun Wind aufkommt und die Richtung des Flugzeuges in den Wind aufrechterhalten wird, dann wird sich die Ausgangswelle 8 des Stellungs-Servomotors an einen Begrenzungsanschlag bewegen. Wenn die Windgeschwindigkeit genügend groß ist, wird der bewegliche Kontakt des Schalters 29 an einen seiner beiden festen Kontakte zum Anlegen kommen, wodurch ein Signal hervorgerufen wird, das über den When the aircraft is hovering at a forward-backward speed without the influence of wind Located zero above the ground, the stick 2 is in its neutral position as the airspeed of the aircraft is zero. When the wind comes up and the direction of the aircraft is maintained in the wind, then the output shaft 8 of the position servomotor will turn move a limit stop. When the wind speed is high enough, it becomes movable Contact of the switch 29 come to one of its two fixed contacts to apply, whereby a signal is generated, which via the

ίο Schalter 41 an den Geschwindigkeits-Servomotor 31 angekoppelt wird. Der Steuerknüppel 2 wird somit vorwärts bewegt, bis die Ausgangswelle 8 des Stellungs-Servomotors vom Begrenzungsanschlag fortgelaufen ist. So ist bei der Schwebeflugsteuerung die Verbindung zwischen dem Schalter 29 und dem Servomotor 31 die gleiche wie die im Kurssteuerungskanal und im Kanal für die gemeinsame Blattverstellung bei der Stabilisierung. Da beim Schwebeflug der Steuerknüppel 2 automatisch in der Längsrich-ίο Switch 41 on the speed servo motor 31 is coupled. The joystick 2 is thus moved forward until the output shaft 8 of the position servomotor has run away from the limit stop. So is the hover control Connection between switch 29 and servo motor 31 is the same as that in the course control channel and in the channel for the common blade adjustment during stabilization. Since when hovering the joystick 2 automatically in the longitudinal direction

ao tung durch den Servomotor 31 zurückgestellt wird, wird der Handschalter 35 unwirksam gemacht.ao device is reset by the servo motor 31, the manual switch 35 is made ineffective.

Claims

Patent claims: »5

1. Flight control system, especially for helicopters, with one to be operated by the pilot Control member, a converter for generating a first corresponding to the control member movement Signal, a device for generating a second signal corresponding to the flight movement and an integrator, characterized by a device (37; 82; 156; 199) which forms a difference signal from the first and second signals, a circuit which forms the difference signal the integrator (26; 69; 146; 200) feeds a servomotor (28; 71; 148; 202), which as a function generated from the time integral of the difference signal, a second mechanical movement, as well as a device (6; 56; 126; 186) that the first and second mechanical movement combined and depending on one Servomotor (9; 59; 129; 189) controls the aircraft movement.

2. Flight control system according to claim 1, characterized in that the pilot to be operated Control member (2; 52; 182) is centered by means (4; 54; 124; 184).

5 »

3. Flight control system according to claim 1, characterized

characterized in that the control member (2) to be operated by the pilot is equipped with a switch (35) is connected, one pole (109) of which a negative voltage and the other pole (110) a positive voltage is applied to a servomotor (31), and that the servomotor (31) via a linkage (5) is connected to the device (4) and the control member '(2).

4. Flight control system according to claim 1 and 3, characterized in that one can be operated by the pilot Changeover switch (43; 41; 42) is present, which either the input of the servo motor (31) with the changeover switch (35) or with the adjustment stop (1) of the servo motor (28) and depending on of its position with a positive or negative electrical voltage and the The input of the integrator (26) with a device (36) connects the one of the set

and the actual airspeed-dependent difference signal forms.

5. Flight control system according to claim 1 and 3, characterized in that the servomotor (31; 89; 151; 206) via a delay circuit (29 a; 149 a) is connected to the signal generator for the regulation.

6. flight control system according to claim 1, characterized in that the servo motor (28) with a limit switch (29) is equipped which, in the event of actuation, is in the respective end position corresponding signal generated, and that the servomotor (28) via the members (39; 42; 26; 27) is additionally controlled as a function of the signal generated in the device (29).

7. flight control system according to claim 1, characterized in that the control stick (52) is centered by means of a spring (54) which is in operative connection with a switch (78) in this way indicates that the switch has a first state when the spring is tensioned or compressed and in the event that the spring is unstressed, assumes a second state, and that a Integrator (69), the output signal of which is a »5 Servomotor (71) controls, depending on the position of switch (78), either with the signals of the Network (75) or those of the network (85) is acted upon.

8. flight control system according to claim 1 or 6, characterized in that the servomotors (28; 71) via the networks (27; 70) both with the outputs of the integrators (26; 69) as well as are also directly connected to the inputs of these integrators.

9. flight control system according to at least one of claims 1 to 7, characterized in that the device for generating the signal corresponding to the aircraft movement is a Doppler radar system is.

10. Flight control system according to one of claims 1 to 7, characterized in that the Device for generating the signal corresponding to the aircraft movement, a vertical gyro is.

11. Flight control system according to one of claims 1 to 7, characterized in that the Device for generating the signal corresponding to the aircraft movement, an accelerometer is.

12. Flight control system according to one of claims 1 to 7, characterized in that the Device for generating the signal corresponding to the aircraft movement, a barometric one Altimeter is.

Legacy Patents Considered:
German Patent No. 1110527.

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