DE1269498B

DE1269498B - Control device for the longitudinal position of an aircraft

Info

Publication number: DE1269498B
Application number: DEP1269A
Authority: DE
Inventors: Richard Olshausen
Original assignee: North American Aviation Corp
Current assignee: North American Aviation Corp
Priority date: 1962-01-10
Filing date: 1963-01-09
Publication date: 1968-05-30

Description

Regeleinrichtung für die Längslage eines Luftfahrzeugs . Die Erfindung bezieht sich auf eine Regeleinrichtung für die Längslage eines Luftfahrzeugs, insbesondere eines Luftfahrzeugs mit einem hinter dem Schwerpunkt angeordneten Höhenruder und einem vor dem Schwerpunkt angeordneten Entenruder, die unabhängig von der Handsteuerung oder der selbsttätigen Steuerung arbeitet und der durch Böen od. dgl. verursachten vertikalen Translationsbewegung und Nickmomenten durch Gegensteuern entgegenwirkt.Control device for the longitudinal position of an aircraft. The invention relates to a control device for the longitudinal position of an aircraft, in particular of an aircraft with an elevator arranged behind the center of gravity and a duck rudder in front of the center of gravity, which is independent of the hand control or the automatic control works and that caused by gusts or the like counteracts vertical translational movement and pitching moments by counter-steering.

Bei Hochleistungsflugzeugen, die innerhalb eines großen Bereiches von Flugbedingungen geflogen werden, z. B. bei den verschiedensten Kombinationen von Fluggeschwindigkeiten und Flughöhen, hat sich gezeigt, daß sich solche Flugzeuge schlecht steuern lassen und unter bestimmten Flugbedingungen eine schlechte Stabilität besitzen, wodurch das Steuern eines derartigen Flugzeugs weiter erschwert wird. Es sind bereits Maßnahmen bekannt, um diese Schwierigkeiten zu verringern; beispielsweise verwendet man Flugregler, um die Flugstabilität von Flugzeugen zu verbessern. Um die Längssteuerung bei solchen Hochleistungsflugzeugen zu verbessern, verwendet man ferner bereits einen Satz von beweglichen Hilfsruderflächen, die als Entenruder bezeichnet werden und die vor dem Schwerpunkt des Flugzeugs angeordnet sind. Derartige Ruderflächen sind gewöhnlich klein, so daß sie nur einen geringen aerodynamischen Auftrieb liefern; die Hauptaufgabe solcher Ruderflächen besteht darin, Änderungen des Nickmoments des Flugzeugs herbeizuführen, wobei dieses Nickmoment als das Produkt aus der Auftriebskraft des Entenruders und dem Abstand zwischen dem Druckpunkt des Entenruders und dem Schwerpunkt des Flugzeugs gegeben ist.For high-performance aircraft, within a large area flown by flight conditions, e.g. B. in various combinations of flight speeds and altitudes, it has been shown that such aircraft poor control and poor stability under certain flight conditions own, whereby the control of such an aircraft is further difficult. Measures are already known to reduce these difficulties; for example flight controllers are used to improve the flight stability of aircraft. Around to improve the longitudinal control in such high-performance aircraft one also already has a set of movable auxiliary rudder surfaces, which are called duck rudders and which are arranged in front of the center of gravity of the aircraft. Such Control surfaces are usually small, giving them little aerodynamic properties Provide buoyancy; the main task of such rudder surfaces is to make changes of the aircraft's pitching moment, this pitching moment being the product from the buoyancy of the duck rudder and the distance between the pressure point of the Duck rudder and the center of gravity of the aircraft is given.

Ferner verwendet man bereits Hilfsregler, um die Reaktion des Flugzeugs auf Böen zu verbessern, d. h. zu verringern. Senkrechte Böen bzw. Fallböen, die senkrechte Beschleunigungen hervorrufen, spielen bei der Konstruktion von Flugzeugen eine besondere Rolle, denn beim Entwurf einer Flugzeugzelle mit Rücksicht auf eine maximale Nutzlast und eine maximale Reichweite rechnet man mit einem minimalen Sicherheitsfaktor oder Lastfaktor. Wird eine Flugzeugzelle wiederholt Fallböen ausgesetzt, kann daher eine Schwächung der Zelle eintreten, oder ihr Lastfaktor kann überschritten werden. Das Ansprechen eines Flugzeugs auf Windböen erlangt besondere Bedeutung bei Hochleistungsflugzeugen, da die hohen Geschwindigkeiten, mit denen die Flugzeuge auf die Böen auftreffen, zu größeren Störungen bzw. zu einem schnelleren Aufbau von Beschleunigungen führen. Selbst wenn sich das Flugzeug bei einer Beanspruchung durch Böen nicht den konstruktiv gegebenen Beanspruchungsgrenzen nähert, läßt es die Rücksicht auf die Bequemlichkeit des Flugzeugführers oder der Fluggäste als unerwünscht erscheinen, wenn das Flugzeug auf Böen zu stark reagiert.In addition, auxiliary regulators are already being used to control the aircraft's response to improve on gusts, d. H. to reduce. Vertical gusts or falling gusts that Generating vertical accelerations play a role in the construction of aircraft special role because when designing an airframe with one in mind maximum payload and maximum range are calculated with a minimum safety factor or load factor. If an airframe is repeatedly exposed to falling gusts, it can therefore a weakening of the cell can occur, or its load factor can be exceeded. The response of an aircraft to gusts of wind is of particular importance in high-performance aircraft, because the high speeds at which the planes hit the gusts, lead to major disruptions or to a faster build-up of accelerations. Even if the aircraft is not structurally stressed by gusts Approaching the given load limits, it leaves the consideration of the convenience of the pilot or passengers appear undesirable when the aircraft reacts too strongly to gusts.

Die Rücksicht auf das Wohlbefinden des Flugzeugführers gewinnt insbesondere bei Hochleistungsflugzeugen eine erhebliche Bedeutung, wenn sich der Führersitz weit vor dem Schwerpunkt des Flugzeugs befindet, was nicht nur auf die Größe des Flugzeugs zurückzuführen ist, sondern auch auf andere Faktoren, die mit der Gewichtskonzentration im hinteren Teil des Flugzeugs in Verbindung stehen; der Flugzeugführer kann somit starken Beschleunigungen ausgesetzt sein, wenn das Flugzeug auf einen Windstoß reagiert.Consideration for the pilot's well-being is particularly important in high-performance aircraft is of considerable importance when the driver's seat located well in front of the aircraft's center of gravity, which is not only due to the size of the Aircraft is due, but also to other factors related to weight concentration communicate in the rear of the aircraft; the pilot can thus be exposed to strong accelerations when the aircraft reacts to a gust of wind.

Bei den bis jetzt bekannten, mit hohem Verstärkungsgrad arbeitenden Reglern zum Beeinflussen der Nickmomente bzw. bei Einrichtungen zum Erhöhen der Stabilität tritt nur eine begrenzte Nickbeschleunigung in Abhängigkeit von Fallböen oder äußeren normalen Beschleunigungen auf. Jedoch wird das normale Verhalten des Flugzeugs auf die durch solche Böen hervorgerufenen Beschleunigungen nicht notwendigerweise derart auf ein Mindestmaß gebracht, denn es ist in stärkerem Maße eine Funktion der Reaktion der als Steuerkette wirkenden Flugzeugzelle.In the previously known, working with a high degree of gain Controllers for influencing the pitching moments or in devices for increasing the Stability occurs only a limited pitch acceleration depending on falling gusts or external normal accelerations. However, the normal behavior of the Aircraft to the accelerations caused by such gusts brought to a minimum in this way because it is more of a function the Reaction of the airframe acting as a timing chain.

Bei den bis jetzt bekannten Reglern zum Ausgleichen von Böen für Flugzeuge von normaler Konstruktion, bei denen Höhenruder hinter dem Leitwerk angeordnet sind, treten Nickmomente in Verbindung mit der Steuerwirkung des Systems zum Ausgleichen der Böen auf, was darauf zurückzuführen ist, daß die Höhenruder sowohl hinter dem Schwerpunkt des Flugzeugs als auch hinter der Hauptauftriebskraft der Tragflächen liegen. Mit anderen Worten, ein minimales Ansprechen auf normale Beschleunigungen wird nur auf Kosten der Tatsache erzielt, daß in Verbindung mit dieser Steuerwirkung Nickbeschleunigungen zugelassen werden. Wenn eine solche Einrichtung zum Ausgleichen von Böen gleichzeitig mit der Handsteuerung des Flugzeugs betrieben werden kann, ist sie außerdem bestrebt, dem steuernden Einfluß des Flugzeugführers einen Widerstand entgegenzusetzen oder diesen Einfluß zu verringern. Mit anderen Worten, bis jetzt ist es bei praktisch ausgeführten Steuersystemen erforderlich, einen Kompromiß zwischen der gewünschten Reaktion der Flugzeugzelle auf die Eingriffe des Flugzeugführers und der gewünschten Funktion des Ausgleichs von Böen anzustreben.With the regulators known up to now for compensating gusts for aircraft of normal construction with elevators behind the tail unit, pitching moments are connected with the control effect of the system for balancing the gusts on, which is due to the fact that the elevators are both behind the Center of gravity of the aircraft as well as behind the main lift force of the wings lie. In other words, minimal response to normal accelerations is obtained only at the expense of the fact that in connection with this tax effect Nodding accelerations are permitted. If such a facility to compensate can be operated simultaneously with the manual control of the aircraft during gusts, it also endeavors to resist the controlling influence of the pilot to oppose or to reduce this influence. In other words, until now in practical control systems it is necessary to compromise between the desired response of the airframe to the pilot's intervention and to strive for the desired function of compensating for gusts.

Eine andere bekannte Kompromißlösung besteht in der Verwendung eines _ Hochpaßfilters in der Einrichtung zum Ausgleichen von Böen derart, daß niederfrequente Signale des Flugzeugführers, z. B. langsam erfolgende oder geringe Änderungen der Trimmung, nicht durch ein Ansprechen der Einrichtung zum Ausgleichen von Windböen auf solche niederfrequente Signale vereitelt werden; ein offensichtlicher Nachteil einer solchen Anordnung besteht jedoch darin, daß es dieses System nicht ermöglicht, niederfrequente Böenlasten auszugleichen oder abzumildern, wie sie häufig mit erheblicher Größe auftreten.Another known compromise solution is to use a _ High-pass filter in the device for compensating gusts such that low-frequency Signals from the pilot, e.g. B. slow or small changes in the Trimming, not by responding to the device to compensate for gusts of wind to be thwarted on such low frequency signals; an obvious disadvantage such an arrangement, however, is that this system does not allow To compensate or mitigate low-frequency gust loads, as they are often with considerable Size occur.

Eine weitere bekannte Kompromißlösung besteht in der Verwendung eines Ausschalters in Verbindung mit den durch den Flugzeugführer zu betätigenden Steuerorganen derart, daß die Einrichtung zum Ausgleichen von Windböen wirkungslos gemacht wird, sobald der Flugzeugführer die Handsteuerung betätigt, und daß die Einrichtung wieder zur Wirkung gebracht wird, sobald die Handsteuerung durch den Flugzeugführer freigegeben wird. Ein offensichtlicher Nachteil dieser Anordnung besteht darin, daß es Zeitspannen geben kann, während der eine Betätigung der Böenausgleichseinrichtung nicht möglich ist, obwohl es erwünscht ist, daß die Einrichtung zur Wirkung kommt.Another known compromise solution is to use a Off switch in connection with the controls to be operated by the pilot in such a way that the device for compensating for gusts of wind is rendered ineffective, as soon as the pilot actuates the hand control, and that the device again is brought into effect as soon as the hand control is released by the pilot will. An obvious disadvantage of this arrangement is that it takes time can give, during which an actuation of the gust compensation device is not possible although it is desired that the device take effect.

Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde. eine Regeleinrichtung der eingangs genannten Art zum Ausgleichen von Böen od. dgl. zu schaffen. die unabhängig von der durch den Flugzeugführer zu betätigenden Handsteuerung oder der Selbststeuerung arbeitet, so daß sich Regeleinrichtung und Steuerung nicht gegenseitig stören. Wenn ein Windstoß genau ausgeglichen werden soll, ist es dabei erforderlich, den Auftrieb zu ändern, ohne daß das Kickmoment oder der Längsneigungswinkel geändert wird.The invention is therefore based on the object. a control device of the type mentioned to compensate for gusts or the like. To create. the independent from the manual control to be operated by the pilot or the self-control works so that regulating device and control do not interfere with each other. if If a gust of wind is to be compensated for precisely, it is necessary to increase the lift without changing the kick torque or pitch angle.

Zum Lösen dieser Aufgabe ist nach der Erfindung vorgesehen, daß eine von Beschleunigungsmessern mit vertikalen Beschleunigungssignalen versorgte Recheneinrichtung, durch deren Regelsignal die Anstellwinkel des Höhenruders und des Entenruders gemeinsam in derselben Richtung verstellt werden, ferner durch eine zwischen der Recheneinrichtung und der Steuerkette für das Höhenruder angeordnete Additionsstufe, die das von der Recheneinrichtung herrührende Regelsignal zu dem Steuersignal der Handsteuerung oder der selbsttätigen Steuerung addiert, und eine zwischen der Recheneinrichtung und der Steuerkette für das Entenruder angeordnete einstellbare Verstärkerstufe, die die Größe des der Steuerkette zugeführten Regelsignals im Verhältnis zu der Größe des der anderen Steuerkette zugeführten Regelsignals so einstellt, daß durch beide Ruder ein minimales resultierendes Kippmoment erzeugt wird.To solve this problem it is provided according to the invention that a Computing device supplied with vertical acceleration signals by accelerometers, through their control signal the angle of attack of the elevator and the duck rudder together can be adjusted in the same direction, furthermore by an between the computing device and the control chain for the elevator arranged addition stage, which of the Control signal originating from the computing device to the control signal of the hand control or the automatic control added, and one between the computing device and the control chain for the duck rudder arranged adjustable amplifier stage, the size of the control signal fed to the control chain in relation to the Adjusts the size of the control signal fed to the other control chain so that through both rudders a minimum resulting overturning moment is generated.

Nach der Erfindung bewirkt eine Veränderung des Anstellwinkels des Höhenruders und des Entenruders in derselben Richtung zwei in derselben Richtung weisende Auftriebskomponenten, aber zwei in verschiedener Richtung wirkende Nickmomente um den Schwerpunkt. Bei der Erfindung ist vorgesehen, die zum Entgegenwirken von Fallböen od. dgl. notwendige Auftriebsänderung durch Verstellung beider Ruder zugleich zu erhalten und den frei bleibenden Freiheitsgrad der relativen Verstellung von Höhenruder und Entenruder so auszunutzen, daß das Nickmoment um den Schwerpunkt, das bei diesem Gegensteuern auftreten kann. minimal gehalten ist, wobei angestrebt ist, daß das Nickmoment vom Höhenruder gerade das Nickmoment vom Entenruder kompensiert.According to the invention causes a change in the angle of attack Elevator and duck rudder in the same direction two in the same direction Pointing buoyancy components, but two pitching moments acting in different directions around the center of gravity. In the invention it is provided that to counteract Falling gusts or the like necessary change in lift by adjusting both rudders at the same time to obtain and the remaining free degree of freedom of the relative adjustment of To use elevator and duck rudder so that the pitching moment around the center of gravity, that can occur with this countermeasure. is kept to a minimum, being sought is that the pitching moment from the elevator just compensates the pitching moment from the duck rudder.

Das Regelsignal zum gemeinsamen Verstellen von Höhenruder und Entenruder wird der in der Figurenbeschreibung in verschiedenen Variationen im einzelnen beschriebenen Recheneinrichtung entnommen. bei der die Auftriebsstörungen regelmäßig durch Normalbeschleunigungsmesser und mit diesen zusammenwirkende weitere Fühler gemessen wird. Bei allen Ausführungsformen der Erfindung kann ferner dem dem Steuerkanal eines Ruders von der Recheneinheit aus zugeführten Regelsignal ein Steuersignal des Piloten oder einer automatischen Steuerung über die Additionsstufe additiv überlagert «erden. so daß sich die automatische Stabilisierung der Fluglage bei Böen und die eigentliche Steuerung nicht gegenseitig beeinflussen. Zwischen der Recheneinheit und der Steuerkette des anderen Ruders ist die verstellbare Verstärkerstufe eingeschaltet. uni den Verstärkungsgrad der dieser einstellbaren Verstärkerstufe nachgeordneten Steuerkette im Verhältnis zum Verstärkungsgrad der Steuerkette für das andere Ruder so wählen zu können. daß gemäß der der Erfindung zugrunde liegenden. im Gattungsbegriff zum Ausdruck kommenden Aufgabe das beim Entgegenwirken gegen Böen auftretende Nickmoment minimal gehalten wird.The control signal for the joint adjustment of elevator and duck rudder is described in detail in the description of the figures in various variations Computing device removed. in which the buoyancy disturbances regularly by normal accelerometer and other sensors interacting with them are measured. In all embodiments the invention can also be used for the control channel of a rudder from the computing unit from the supplied control signal a control signal from the pilot or an automatic Additively superimposed control via the addition stage «earth. so that the automatic Stabilization of the flight attitude in gusts and the actual control are not mutually exclusive influence. Between the computing unit and the timing chain of the other rudder the adjustable amplifier stage is switched on. uni the degree of reinforcement of the this adjustable amplifier stage downstream control chain in relation to the To be able to choose the gain of the timing chain for the other rudder. that according to the underlying of the invention. expressed in the generic term Task, the pitching moment that occurs when counteracting gusts is kept to a minimum will.

Vorzugsweise ist nach der Erfindung vorgesehen. daß das Regelsignal in der einstellbaren Verstärkerstufe über ein Potentiometer geleitet wird. das von einem Motor in Abhängigkeit vom Ausgangssignal einer Multiplikationsstufe verstellbar ist. der das Signal der auf Böen u. dgl. ansprechenden Recheneinrichtung und das Signal eines Nickbeschleunigungsmessers zugeführt wird.Preferably it is provided according to the invention. that the control signal in the adjustable amplifier stage via a potentiometer. that from adjustable by a motor depending on the output signal of a multiplication stage is. the signal of the computing device responding to gusts and the like and that Signal of a pitching accelerometer is supplied.

Bei dieser Weiterbildung der Erfindung wird die einstellbare Verstärkerstufe automatisch auf die optimalen Bedingungen eingestellt. indem das zum Einstellen des Verstärkungsgrades dienende Potentiometer in Abhängigkeit vom Produkt eines Ausgangssignals einer die durch den Windstoß bewirkten Auftriebsstörung anzeigenden Recheneinheit und dem Ausgangssignal eines die resultierende Nickbeschleunigung messenden Fühlers betrieben wird.In this development of the invention, the adjustable amplifier stage automatically adjusted to the optimal conditions. by doing that for setting potentiometers used for the degree of amplification depending on Product of an output signal of a lift disturbance caused by the gust of wind arithmetic unit displaying and the output signal of the resulting pitching acceleration measuring sensor is operated.

Die Erfindung wird im folgenden an Hand schematischer Zeichnungen an mehreren Ausführungsbeispielen näher erläutert. Es zeigt F i g. 1 eine schematische Darstellung eines Flugzeugs der Entenbauart, die die gleiche Wirkungsrichtung sich ändernder Auftriebskräfte und die entgegengesetzte Wirkungsrichtung sich ändernder Nickmomente erkennen läßt, welche durch eine im gleichen Sinne erfolgende Auslenkung sowohl des kombinierten Höhen- und Querruders als auch des Entenruders hervorgerufen werden, F i g. 2 ein Prinzipblockschaltbild der Regeleinrichtung zum Ausgleich von Böen, F i g. 3 ein Blockschaltbild einer Ausbildungsform der Anordnung nach F i g. 2.The invention is described below with reference to schematic drawings explained in more detail using several exemplary embodiments. It shows F i g. 1 a schematic Representation of an airplane of the duck type, which the same direction of action changing buoyancy forces and the opposite direction of action changing Can recognize pitching moments which are caused by a deflection taking place in the same sense both the combined elevator and ailerons and the duck rudder be, F i g. 2 a principle block diagram of the control device to compensate for Gusts, F i g. 3 shows a block diagram of an embodiment of the arrangement according to FIG G. 2.

F i g. 4 ein Blockschaltbild einer weiteren Ausbildungsform der Anordnung nach F i g. 2 mit einem abgeänderten in F i g. 2 angedeuteten Rechengerät.F i g. 4 shows a block diagram of a further embodiment of the arrangement according to FIG. 2 with a modified one in FIG. 2 indicated computing device.

F i g. 5 ein Blockschaltbild einer vereinfachten Variante der Ausbildungsform nach F i g. 4.F i g. 5 is a block diagram of a simplified variant of the embodiment according to FIG. 4th

F i g. 6 ein Blockschaltbild einer bevorzugten Ausbildungsform, bei der sich das in F i g. 5 angedeutete Element zum Verstellen des Verstärkungsgrades automatisch auf einen optimalen Wert einstellt.F i g. 6 shows a block diagram of a preferred embodiment at which is shown in FIG. 5 indicated element for adjusting the degree of reinforcement automatically adjusts to an optimal value.

In den Zeichnungen sind ähnliche Teile jeweils mit gleichen Bezugsziffern bezeichnet.In the drawings, similar parts have been given the same reference numerals designated.

An einem Hochleistungsflugzeug 10 der Entenbauart ist eine als Höhen- und Querruder wirkende Ruderflüche 11 an der Hinterkante jeder der beiden Tragflächen 12 angeordnet: ferner besitzt das Flugzeug ein kleines Entenpendelruder 13 auf jeder Seite der Rumpfnase.On a high-performance aircraft 10 of the duck type, a rudder surface 11 acting as an elevator and aileron is arranged on the trailing edge of each of the two wings 12 : the aircraft also has a small duck pendulum rudder 13 on each side of the nose of the fuselage.

Eine gleiche im Uhrzeigersinn erfolgende Winkelverstellung jeder der Ruderflächen 11 und 13. wie sie in F i g. 1 mit gestrichelten Linien angedeutet ist. führt dazu. daß ein erhöhter aerodynamischer Druck auf die Oberseite jeder dieser Ruderflächen wirkt. so daß anfänglich eine nach unten wirkende Kraft bzw. eine normale Beschleunigung - In hervorgerufen wird.The same clockwise angular adjustment of each of the rudder surfaces 11 and 13 as shown in FIG. 1 is indicated with dashed lines. leads to. that increased aerodynamic pressure acts on the top of each of these control surfaces. so that initially a downward force or normal acceleration - In is produced.

Aus der Tatsache. daß das kombinierte Höhen-und Querruder 11 hinter dem Schwerpunkt 14 der Flugzeugzelle angeordnet ist. ergibt sich außerdem. daß die nach unten wirkende normale Beschleunigung - In, ein entgegen dem Uhrzeigersinn wirkendes Kippmoment bzw. eine Nickbeschleunigung + 4 hervot'ruft. Wenn die Wirkung der Verstellung des Höhenruders nicht ausgeglichen würde. so würde die entgegen dem Uhrzeigersinne erfolgende Drehung der Flugzeugzelle. bei der sich die Rumpfspitze nach oben bewegt, zu einer Vergrößerung des Anstellwinkels der Tragflächen führen. d. h., der Auftriebsvektor würde im positiven Sinn vergrößert. Diese Vergrößerung des Auftriebs der Tragflächen würde mit einer gewissen zeitlichen Verzögerung nach dem positiven Ausschlag des kombinierten Höhen- und Querruders 11 auftreten.From the fact. that the combined elevator and aileron 11 is arranged behind the center of gravity 14 of the airframe. also results. that the downwardly acting normal acceleration - In, a counterclockwise acting overturning moment or a pitching acceleration + 4 produces. If the effect of adjusting the elevator is not offset. so would the anti-clockwise rotation of the airframe. in which the tip of the fuselage moves upwards, lead to an increase in the angle of attack of the wings. that is, the lift vector would be increased in a positive sense. This increase in the lift of the wings would occur with a certain time delay after the positive deflection of the combined elevator and aileron 11 .

Aus der Tatsache. daß das Entenruder 13 vor dem Schwerpunkt 14 der Zelle 10 liegt. ergibt sich ferner. daß die an der Entenruderfläche auftretende. nach unten wirkende normale Beschleunigung - In, gemäß F i g. 1 ein im Uhrzeigersinn wirkendes Kippmoment bzw. eine `Beschleunigung - li der Zelle hervorruft. Mit anderen Worten, wenn sowohl das Höhenruder als auch das Entenruder im gleichen Sinn gegenüber einer Trimmungsstellung verstellt werden, bei der das an der Zelle angreifende resultierende Nickmoment beim stetigen Flugzustand gleich Null ist, so ergeben sich Änderungen des Auftriebs in einer gemeinsamen Richtung sowie Änderungen der Teilmomente in entgegengesetzten Richtungen. Wenn man außerdem diese Nickmomente gleich groß macht, so daß sich ein resultierendes Nickmoment mit dem Wert Null bzw. eine dem Wert Null entsprechende Änderung der Nicktrimmung ergibt, ist die resultierende Auftriebswirkung der kombinierten Auslenkungen der Entenruderfläche und des Höhenruders allein auf die Wirkung der Ruderflächen zurückzuführen. Mit anderen Worten, das Vorzeichen dieser Änderung des Auftriebs ist auf die Änderung des örtlichen Anstellwinkels der Ruderflächen und nicht auf eine bemerkbare Änderung des Anstellwinkels der Tragflächen zurückzuführen.From the fact. that the duck rudder 13 lies in front of the center of gravity 14 of the cell 10 . it also emerges. that the occurring on the duck rudder surface. normal acceleration acting downward - In, according to FIG. 1 causes a clockwise tilting moment or an `acceleration - li of the cell. In other words, if both the elevator and the duck rudder are adjusted in the same way with respect to a trim position in which the resulting pitching moment acting on the airframe is equal to zero during steady flight, changes in lift in a common direction as well as changes in the Partial moments in opposite directions. If one also makes these pitching moments equal, so that a resulting pitching moment with the value zero or a change in the pitch trim corresponding to the value zero results, the resulting lift effect of the combined deflections of the duck rudder surface and the elevator is solely due to the effect of the rudder surfaces . In other words, the sign of this change in lift is due to the change in the local angle of attack of the rudder surfaces and not to a noticeable change in the angle of attack of the wings.

Das relative Nickmoment, welches durch eine bestimmte Ruderfläche erzeugt wird, z. B. durch das Entenruder 13 nach F i g. 1, ist eine Funktion des Flächeninhalts der Ruderfläche, des örtlichen Anstellwinkels und des Momentenarms bzw. des Abstandes zwischen dem Druckmittelpunkt der Ruderfläche und dem Schwerpunkt 14 des Flugzeugs. Da die geometrischen Verhältnisse der Ruderfläche und die Anordnung der Ruderfläche gegenüber dem Rumpf durch die Konstruktion des Flugzeugs gegeben sind, kann während des Fluges nur der Anstellwinkel der Ruderfläche durch Verändern ihrer Winkelstellung beeinflußt werden. Beim Drehen des Höhenruders und der Entenruderfläche in einer gemeinsamen Richtung zum Zwecke einer Änderung des Auftriebs und zum Ausgleichen von Böen kann man das resultierende Nickmoment der Zelle dadurch verkleinern, daß man das Ausmaß der Auslenkung der Entenruderfläche im Vergleich zu der im gleichen Sinn erfolgenden Auslenkung des Höhenruders regelt. Mit anderen Worten, dadurch, daß man den relativen Verstärkungsgrad der dem Entenruder zugeordneten Steuerkette gegenüber der Steuerkette des Höhenruders in Abhängigkeit von einem das Böensignal berechnenden Rechengerät regelt, kann man erreichen. daß das durch das Entenruder in Abhängigkeit von dem Rechengerät hervorgerufene Nippmoment das Nippmoment ausgleicht, das durch das Höhenruder hervorgerufen wird; eine hierfür geeignete Anordnung ist in F i g. ? dargestellt.The relative pitching moment generated by a particular rudder surface, e.g. B. by the duck rudder 13 according to F i g. 1, is a function of the area of the rudder surface, the local angle of attack and the moment arm or the distance between the center of pressure of the rudder surface and the center of gravity 14 of the aircraft. Since the geometric relationships of the rudder surface and the arrangement of the rudder surface relative to the fuselage are given by the construction of the aircraft, only the angle of attack of the rudder surface can be influenced by changing its angular position during flight. When turning the elevator and the duck rudder surface in a common direction for the purpose of changing the lift and to compensate for gusts, the resulting pitching moment of the airframe can be reduced by the extent of the deflection of the duck rudder surface compared to the deflection of the in the same sense Elevator controls. In other words, by regulating the relative gain of the control chain associated with the duck rudder with respect to the control chain of the elevator as a function of a computer calculating the gust signal, one can achieve. that the nipping moment caused by the duck rudder as a function of the computing device compensates for the nipping moment caused by the elevator; an arrangement suitable for this is shown in FIG. ? shown.

F i g. ? zeigt in einem Blockschaltbild eine Höhen-und Querruder- oder Hauptsteuerkette 15 und eine Entenruder- oder Hilfssteuerkette 16 für die Steuerung einer stabilisierten Flugzeugzelle 10. F i g. ? shows in a block diagram an elevator and aileron or main control chain 15 and a duck rudder or auxiliary control chain 16 for controlling a stabilized airframe 10.

Ferner ist ein Rechengerät 17 vorgesehen, das auf eine noch zu erläuternde Weise ein Signal berechnet. welches eine auf die Böenbewegung zurückzuführende Änderung des Anstellwinkels anzeigt. Dieses Signal ist im wesentlichen unabhängig von anderen Änderungen des Anstellwinkels. z. B. solchen, die auf befohlene Manöver zurückzuführen sind. Das Ausgangssignal des Rechengeräts 17 wird den Steuerketten 15 und 16 erneut in einem solchen Sinn zugeführt. daß auf die Zelle 10 eine anfängliche Änderung des Auftriebsvektors aufgebracht wird. welche dem Auftriebsvektor entgegenwirkt, der durch einen Windstoß hervorgerufen wird. Zwischen dem Ausgang des Rechengeräts 17 und dem Eingang der Steuerkette 16 für das Entenruder ist eine Einrichtung 18 zum Ausgleichen des Nickmoments vorgesehen, mittels deren der Verstärkungsgrad der Steuerkette für das Entenruder so eingestellt wird, daß ein Ausgleich der Nickmomente erfolgt, welche durch die Steuerkette für das kombinierte Höhen- und Querruder in Abhängigkeit von dem Rechengerät 17 hervorgerufen werden. Die Mittel, durch welche diese Wirkungsweise erzielt wird, werden nachstehend näher erläutert.Furthermore, a computing device 17 is provided which computes a signal in a manner to be explained below. which indicates a change in the angle of attack due to the gust movement. This signal is essentially independent of other changes in the angle of attack. z. B. those that can be traced back to commanded maneuvers. The output signal of the arithmetic unit 17 is fed to the control chains 15 and 16 again in such a way. that an initial change in the lift vector is applied to the cell 10. which counteracts the lift vector caused by a gust of wind. Between the output of the arithmetic unit 17 and the input of the control chain 16 for the duck rudder, a device 18 for balancing the pitching moment is provided, by means of which the gain of the control chain for the duck rudder is set so that the pitching moments generated by the control chain for the combined elevator and ailerons are caused as a function of the computing device 17. The means by which this mode of action is achieved are explained in more detail below.

Weiterhin ist eine Summiereinrichtung 19 vorgesehen, um ein Steuersignal von der durch den Flugzeugführer zu betätigenden Signalquelle 20 od.dgl. aus der Steuerkette 15 für das Höhen- und Querruder in Kombination mit dem über das Rechengerät 17 zugeführten Eingangssignal zuzuführen. Es sei bemerkt, daß das Vorzeichen des dem Rechengerät 17 entnommenen und den Steuerketten 15 und 16 zugeführten Signals derart ist, daß eine Beschleunigung des Flugzeugs entgegen der durch eine Bö verursachten Beschleunigung bewirkt wird. Dieses . Signal wird mit dem durch den Flugzeugführer aufgebrachten Eingangssignal kombiniert, das seinerseits dasjenige Vorzeichen besitzt, welches der Flugzeugführer für ein bestimmtes Manöver gewählt hat.Furthermore, a summing device 19 is provided in order to generate a control signal from the signal source to be operated by the pilot 20 or the like. from the Control chain 15 for the elevator and ailerons in combination with the one via the computing device 17 supplied input signal. It should be noted that the sign of the taken from the arithmetic unit 17 and fed to the control chains 15 and 16 signal is such that an acceleration of the aircraft contrary to that caused by a gust Acceleration is effected. This . Signal is given by the pilot applied input signal, which in turn has the sign which the pilot has chosen for a particular maneuver.

Während des normalen Betriebs der Einrichtung nach F i g. 2 erzeugt das Rechengerät 17 beim Auftreten einer den Anstellwinkel des Flugzeugs ändernden Bö ein dieser Bö entsprechendes Ausgangssignal. Dieses Signal beeinflußt die Steuerketten 15 und 16 derart, daß die Ruderverstellung eine Auftriebsänderung von entgegengesetzter Größe bewirkt, um der Bö entgegenzuwirken, wobei entgegengesetzte Änderungen der Nickmomente hervorgerufen werden. Beim Auftreten einer Bö spricht die Ausgleichsstufe 18 auf das resultierende Nickmoment an, um die durch die Steuerkette des Entenruders hervorgerufenen Nickmomente so einzustellen, daß die über das Rechengerät 17 durch die Steuerkette des Höhen- und Querruders hervorgerufenen Nickmomente ausgeglichen werden. Infolgedessen erhält man ein minimales resultierendes Kippmoment. Wenn der Summiereinrichtung 19 von der Signalquelle 20 aus ein Manövriersignal zugeführt wird, um durch Vorspannen der Steuerkette 15 für das Höhen- und Querruder ein Nickmoment zu erzeugen, ist das Ausgangssignal des Rechengeräts 17 gleich Null, wenn keine Bö aufgetreten ist. Somit kann das Flugzeug in der normalen Weise manövrieren. Die Ausgleichsstufe 18 spricht auf eine Änderung des Anstellwinkels durch eine Bö beim Vorhandensein eines Nickmoments an, um den Verstärkungsgrad der Steuerkette für das Entenruder so einzustellen, daß das durch die Bö hervorgerufene Nickmoment verkleinert wird. Mit anderen Worten, der gleichzeitige Betrieb der Einrichtung nach F i g. 2 zum Ausgleichen von Windböen während eines durch den Flugzeugführer herbeigeführten Manövers zum Ändern des Längsneigungswinkels bewirkt, daß die während dieses Manövers durch eine Bö verursachte Belastung auf ein Mindestmaß herabgesetzt wird, ohne daß das Ansprechen des Flugzeugs auf den Manövrierbefehl beeinträchtigt wird.During normal operation of the device according to FIG. 2 generated the computing device 17 upon occurrence of a change in the angle of attack of the aircraft Bo an output signal corresponding to this gust. This signal influences the timing chains 15 and 16 in such a way that the rudder adjustment results in a change in lift from opposite Size acts to counteract the gust, taking opposite changes in the Nicking moments are caused. When a gust occurs, the level of compensation speaks 18 on the resulting pitching moment to the control chain of the duck rudder caused pitching moments so that the arithmetic unit 17 through the pitching moments caused by the control chain of the elevator and ailerons are balanced will. As a result, a minimal resulting overturning moment is obtained. If the Summing device 19 is supplied with a maneuvering signal from the signal source 20 is to by pretensioning the timing chain 15 for the elevator and ailerons a pitching moment to generate, the output signal of the arithmetic unit 17 is zero if none Gust occurred. Thus the aircraft can maneuver in the normal manner. the Compensation stage 18 speaks to a change in the angle of attack caused by a gust Presence of a pitching moment to indicate the gain of the timing chain for adjust the duck rudder so that the pitching moment caused by the gust is reduced will. In other words, the simultaneous operation of the device of FIG. 2 to compensate for wind gusts during one brought about by the pilot Maneuver to change the pitch angle causes the during that maneuver load caused by a gust is reduced to a minimum without the aircraft's response to the maneuver command is impaired.

. Bei der technischen Ausbildung des Rechengeräts 17 nach F i g. 2 ist zu berücksichtigen, daß ein Anstellwinkelgeber nicht zwischen Änderungen des Anstellwinkels unterscheiden kann, die auf Steuermaßnahmen zurückzuführen sind, und solchen, die von Böen herrühren. Daher zeigt das Ausgangssignal einer solchen Fühleinrichtung jeweils beide Erscheinungen bei ihrem Auftreten an.. In the technical training of the computing device 17 according to FIG. 2 It must be taken into account that an angle of attack encoder does not switch between changes in the Can differentiate the angle of attack that can be traced back to control measures, and those that come from gusts. Therefore, the output shows such a Feeler at both phenomena when they occur.

Das Ausgangssignal aT eines Anstellwinkelgebers, der auf einer starren Flugzeugzelle angeordnet ist, läßt sich mathematisch wie folgt darstellen: Hierin ist u = der Anstellwinkel des Flugzeugs in ruhender Luft, ag = die auf eine Bö zurückzuführende Änderung des Anstellwinkels des Flugzeugs, 1 = der Abstand zwischen dem Schwerpunkt und dem Anstellwinkelgeber (wenn der Anstellwinkelgeber vor dem Schwerpunkt liegt, ist das Vorzeichen von 1 positiv), V = die Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs, (-) = die Nickgeschwindigkeit des Flugzeugs.The output signal aT of an angle of attack sensor, which is arranged on a rigid airframe, can be represented mathematically as follows: Here u = the angle of attack of the aircraft in still air, ag = the change in the angle of attack of the aircraft due to a gust, 1 = the distance between the center of gravity and the angle of attack sensor (if the angle of attack sensor is in front of the center of gravity, the sign of 1 is positive ), V = the airspeed of the airplane, (-) = the pitching speed of the airplane.

Der auf die Bö zurückzuführende Anstellwinkel ergibt sich aus der Gleichung (1) wie folgt: Die Berechnung des Gliedes a, liefert somit ein Rückkopplungssteuersignal, das nur die auf Böen zurückzuführenden Änderungen des Anstellwinkels anzeigt, wobei dieses Signal von anderen Komponenten und Änderungen des Anstellwinkels im wesentlichen unabhängig ist, denn diese anderen Änderungen und Komponenten werden von aT abgezogen. Ferner läßt sich der Anstellwinkel a wie folgt ausdrücken: Hierin ist g die Graviationskonstante und NZ die Normalbeschleunigung des Flugzeugs. Die vorstehende Integrationsformel läßt sich jedoch mechanisch angenähert mit Hilfe eines Verzögerungsnetzwerks nachbilden, das eine große Zeitkonstante T1 besitzt.The angle of attack due to the gust results from equation (1) as follows: The calculation of the term a thus provides a feedback control signal which indicates only the changes in the angle of attack due to gusts, this signal being essentially independent of other components and changes in the angle of attack, since these other changes and components are subtracted from aT. Furthermore, the angle of attack a can be expressed as follows: Here g is the constant of gravity and NZ the normal acceleration of the aircraft. The above integration formula can, however, be simulated approximately mechanically with the aid of a delay network which has a large time constant T1.

Eine andere Annäherung für a erhält man, wenn man den Ausdruck für das Ansprechen des Anstellwinkels des Flugzeugs auf Auslenkungen (), des Höhenruders bzw. des kombinierten Höhen- und Querruders betrachtet Hierin ist F (s) ein Verzögerungsglied erster Ordnung KZ( Tzs + 1), wobei KZ eine Verstärkungskonstante, TZ eine in Sekunden anzugebende Zeitkonstante und s der Laplacesche Operator ist. Daher lassen sich zwei verschiedene Wege zur technischen Ausbildung eines Rechengeräts angeben, dem man ein Signal entnehmen kann, das dem Anstellwinkel a proportional ist. Im ersteren Falle wird in Verbindung mit der technischen Nachbildung des Integranden der Gleichung (3) mit einer Zeitverzögerung gearbeitet. Hierin ist TI etwa gleich 10 Sekunden. Im zweiten Falle wird mit einer Zeitverzögerung in Reihe mit dem Ausgangssignal einer Signalquelle für die Nickgeschwindigkeit gearbeitet. , Somit kann man das gewünschte Steuersignal, das einen auf eine Bö zurückzuführenden Anstellwinkel ay anzeigt, mit Hilfe einer Einrichtung erzeugen, bei der ein Geber für den Anstellwinkel das Signal uT nach Gleichung (2) liefert, wobei eine weitere Einrichtung, die entweder Gleichung (5) oder (6) entspricht, ein u entsprechendes Signal liefert und wobei zusätzliche Signalquellen das verbleibende Glied von Gleichung (2) liefern. Die Benutzung eines Anstellwinkelgebers der Bauart mit einem aerodynamischen Flügel oder einer anderen bekannten Bauart bedingt eine sorgfältige Eichung und Wartung des Gebers, wenn genaue Ergebnisse erzielt werden sollen. Wenn die Benutzung aerodynamischer Fühler zum Bestimmen des Anstellwinkels unerwünscht ist, kann man mit Trägheitskräften arbeitende Fühleinrichtungen verwenden. Beispielsweise kann man die an einem geeigneten Punkt auf dem Flugzeugrumpf mit Hilfe eines Normalbeschleunigungsmessers gemessene, für einen starren Körper geltende Gleichung für die senkrechte Beschleunigung N7 wie folgt auflösen, um ein Signal zu erhalten, das uy entspricht: Hierin ist I der Abstand zwischen dem Schwerpunkt und dem Normalbeschleunigungsmesser.Another approximation for a is obtained if one considers the expression for the response of the aircraft's angle of attack to deflections (), of the elevator or the combined elevator and aileron Here, F (s) is a first-order delay element KZ (Tzs + 1), where KZ is a gain constant, TZ is a time constant to be specified in seconds, and s is Laplace's operator. Therefore, two different ways of technical design of a computing device can be specified, from which one can take a signal that is proportional to the angle of attack α. In the first case, a time delay is used in connection with the technical simulation of the integrand of equation (3). Here, TI is approximately equal to 10 seconds. In the second case, a time delay is used in series with the output signal of a signal source for the pitching speed. , The desired control signal, which indicates an angle of attack ay that can be traced back to a gust, can thus be generated with the aid of a device in which a transmitter for the angle of attack supplies the signal uT according to equation (2) ) or (6), supplies a signal corresponding to u and with additional signal sources the remaining element from equation (2). The use of an angle of attack transmitter of the type with an aerodynamic wing or other known type requires careful calibration and maintenance of the transmitter if accurate results are to be achieved. If the use of aerodynamic sensors to determine the angle of attack is undesirable, inertial sensing devices can be used. For example, the equation for the vertical acceleration N7, measured at a suitable point on the fuselage with the aid of a normal accelerometer and valid for a rigid body, can be solved as follows to obtain a signal that corresponds to uy: Where I is the distance between the center of gravity and the normal accelerometer.

NI ist die Normalbeschleunigung der Flugzeugzelle als starrer Körper, Ni;, N;." Nb,, und Nu sind die partiellen Ableitungen von NZ bezüglich der als Index angegebenen Größen, f),, und b, sind die Ruderanschlage des Höhen- bzw. Entenruders. In der Praxis kann man einige der Glieder von Gleichung (7) vernachlässigen.NI is the normal acceleration of the airframe as a rigid body, Ni ;, N ;. "Nb ,, and Nu are the partial derivatives of NZ with respect to the quantities given as an index. In practice, some of the terms of equation (7) can be neglected.

Ein alternatives Verfahren zum Berechnen des auf eine Bö zurückzuführenden Anstellwinkels (x9 besteht darin, einen Winkelbeschleunigungsmesser zu benutzen, um die Nickbeschleunigung zu messen und die Lösung für die für einen starren Körper geltende Nickbeschleunigungsgleichung für u9 mechanisch nachzubilden. Diese Gleichung lautet Hierin sind Ku, Kir, Kb" Kb, und Kü partielle Ableitungen von 1- bezüglich der als Index angegebenen Größen. Der Ausdruck ist normalerweise vernachlässigbar klein. Der Ausdruck (x kann mit Hilfe einer der Gleichungen (5) und (6) mechanisch nachgebildet werden.An alternative method of calculating the gust-related angle of attack (x9 is to use an angular accelerometer to measure the pitching acceleration and mechanically model the solution to the rigid body pitching acceleration equation for u9. This equation is Herein, Ku, Kir, Kb "Kb, and Kü are partial derivatives of 1- with respect to the quantities given as an index. The expression is usually negligibly small. The expression (x can be modeled mechanically using one of the equations (5) and (6).

Eine Ausbildungsform des Rechengeräts 17 nach F i g. 2 zur Erzeugung des Böenausgleichssignals ist in F i g. 3 dargestellt.One embodiment of the computing device 17 according to FIG. 2 for generation of the gust compensation signal is shown in FIG. 3 shown.

Gemäß F i g. 3 ist eine Steuerkette für das Höhen-und Querruder und eine Steuerkette für das Entenruder vorgesehen. Die Steuerkette für das Höhen-und Querruder umfaßt einen Ruderstellmotor 21, der mit dem kombinierten Höhen- und Querruder 11 verbunden ist, und einen Stellungsgeber 23, der ein Signal erzeugt, das die Winkelstellung des Höhen-und Querruders 11 gegenüber der Flugzeugzelle anzeigt. Die Steuerkette für das Entenruder umfaßt einen Stellmotor 24, der mit dem Entenruder 13 verbunden ist, und einen Stellungsgeber 26. der ein Signal liefert, welches die Winkelstellung des Entenruders gegenüber der Flugzeugzelle anzeigt. Das Rechengerät 17 umfaßt ein Vergleichsglied 27, das die Ausgangssignale einer Summiereinrichtung 28 und einer Integrationseinrichtung 29 vergleicht.According to FIG. 3 there is a control chain for the elevator and ailerons and a control chain for the duck rudder. The control chain for the elevator and ailerons comprises a rudder control motor 21, which is connected to the combined elevator and aileron 11, and a position transmitter 23 which generates a signal indicating the angular position of the elevator and aileron 11 relative to the airframe. The control chain for the duck rudder comprises a servomotor 24 which is connected to the duck rudder 13, and a position transmitter 26 which supplies a signal which indicates the angular position of the duck rudder relative to the airframe. The computing device 17 comprises a comparison element 27 which compares the output signals of a summing device 28 and an integration device 29.

Der Summiereinrichtung 28 werden die Ausgangssignale der Stellungsgeber 23 und 26, eines Winkelbeschleunigungsmessers 30 und eines Normalbeschleunigungsmessers 31 zugeführt. An den Eingängen der Summiereinrichtung 28 wird mit Verstärkungsgraden gearbeitet, die in Gleichung (7) als Beiwerte angegeben und in F i g. 3 eingetragen und durch den Wert des Eingangswiderstandes festgelegt sind. Der Eingang der Integrationseinrichtung 29 ist an ein zweites Vergleichsglied angeschlossen, durch das die Ausgangssignale des Nickgeschwindigkeitskreisels 32 und des linearen Beschleunigungsmessers 31 verglichen werden, so daß man ein die Differenz zwischen diesen Signalen anzeigendes Signal erhält. Zwischen dem Beschleunigungsmesser 31 und dem Vergleichsglied 33 ist ein den Verstärkungsgrad beeinflussendes Element bzw. ein Signaldämpfer angeordnet, so daß man den Verstärkungsbeiwert für das Signal N, in Gleichung (5) erhält. Wie schon erwähnt, ist die Dämpfung oder Modifizierung der Verstärkung des Signals NZ in Gleichung (5) eine Umkehrfunktion der Fluggeschwindigkeit V des Flugzeugs. Daher wird bei einer Ausbildungsform, die für alle Flugzustände des Flugzeugs geeignet ist, ein Funktionsgenerator 34 zur Bildung der Umkehrfunktion verwendet, wobei die Betätigung des Funktionsgenerators 34 durch ein Geschwindigkeitssignal erfolgt, das einem Luftwertrechner 40 entnommen wird, der ein der Fluggeschwindigkeit entsprechendes Signal erzeugt. Die Bildung der übrigen in Gleichung (7) angewendeten Verstärkungsgrade ist nicht kritisch, man könnte jeden dieser Verstärkungsgrade auf ähnliche Weise automatisch ebenfalls mit Hilfe des Luftwertrechners 40 verstellen. Beispielsweise sind die beiden Verstärkungsglieder die durch die Werte der Eingangswiderstände 41 und 45 des Summierungsnetzwerks bestimmt werden, jeweils Verhältnisse zwischen zwei Gliedern, welche das Ansprechen des Flugzeugs betreffen, diese Glieder sind beide Funktionen des Flugzustandes, und sie sind bestrebt, sich auszugleichen. Mit anderen Worten, die Verhältnisse zwischen den genannten Gliedern variieren nicht notwendigerweise kritisch in Abhängigkeit vom Flugzustand; daher läßt sich für jedes dieser Glieder ein fester Verstärkungsgrad finden, der bei dem jeweiligen Anwendungsfall eine Kompromißlösung darstellt. Außerdem sind die mit Hilfe der Widerstände 42, 44 und 45 festgelegten Verstärkungsgrade fair die Signale Ö, l-) und b, gewöhnlich so klein, daß es entweder möglich ist, die bei einer Änderung des Flugzustandes erforderliche Änderung des Verstärkungsgrades unberücksichtigt zu lassen, oder daß man die Eingangssignale selbst bei einer praktischen Ausbildungsform nicht benötigt.The output signals of the position transducers 23 and 26, an angular accelerometer 30 and a normal accelerometer 31 are fed to the summing device 28. At the inputs of the summing device 28, gain levels are used which are given as coefficients in equation (7) and are shown in FIG. 3 and are determined by the value of the input resistance. The input of the integrator 29 is connected to a second comparator by which the output signals of the pitch rate gyro 32 and the linear accelerometer 31 are compared so that a signal indicative of the difference between these signals is obtained. An element influencing the degree of amplification or a signal damper is arranged between the accelerometer 31 and the comparison element 33, so that the amplification coefficient for the signal N, in equation (5) is obtained. As already mentioned, the attenuation or modification of the gain of the signal NZ in equation (5) is an inverse function of the airspeed V of the aircraft. Therefore, in an embodiment that is suitable for all flight conditions of the aircraft, a function generator 34 is used to generate the inverse function, the function generator 34 being actuated by a speed signal which is taken from an air value computer 40 which generates a signal corresponding to the airspeed. The formation of the other amplification factors used in equation (7) is not critical; each of these amplification factors could be adjusted automatically in a similar manner, likewise with the aid of the air value computer 40. For example, the two reinforcement members which are determined by the values of the input resistances 41 and 45 of the summation network, in each case the ratios between two elements that relate to the response of the aircraft, these elements are both functions of the flight condition and they strive to balance each other out. In other words, the relationships between the mentioned members do not necessarily vary critically depending on the flight condition; therefore a fixed gain can be found for each of these members, which represents a compromise solution in the respective application. In addition, the degrees of amplification determined with the aid of resistors 42, 44 and 45 are usually so small that it is either possible to ignore the change in amplification required when the flight condition changes, or that you do not need the input signals even in a practical form of training.

Das Ausgangssignal des Rechengeräts 17 wird jedem der beiden Stellmotoren 21 und 24 zugeführt. Zwischen den Stellmotoren 21 und 24 und dem Ausgang des Rechengeräts 17 ist ein Signalfilter 35 angeordnet, um die Übertragung von Gleichstromsignalen zu verhindern, während die Übertragung von sich zeitabhängig ändernden Signalen zugelassen wird. Diese Anordnung hat den Zweck, das Vorhandensein von einem stetigen Zustand entsprechenden Gleichstromsignalkomponenten zu verhindern, die das Trimmungssignal des Flugreglers beinfiussen würden. Der Filter 35 weist eine Übertragungsfunktion auf, wobei die Zeitkonstante T so gewählt ist, daß sie z. B. bei einem Wert von 10 Sekunden ausreicht, um es dem System zu ermöglichen, auf Böen von niedriger Frequenz anzusprechen.The output signal of the arithmetic unit 17 is fed to each of the two servomotors 21 and 24. A signal filter 35 is arranged between the servomotors 21 and 24 and the output of the arithmetic unit 17 in order to prevent the transmission of direct current signals, while the transmission of signals which change as a function of time is permitted. The purpose of this arrangement is to prevent the presence of steady state DC signal components which would affect the trim signal of the flight controller. The filter 35 has a transfer function on, wherein the time constant T is chosen so that it z. B. a value of 10 seconds is sufficient to allow the system to respond to low frequency gusts.

Zwischen dem Ausgang des Filters 35 und dem Eingang des Stellmotors 24 für das Entenruder ist eine Einrichtung zum Ausgleichen des Nickmoments bzw. ein verstellbarer Verstärker 22 angeordnet. Ferner ist eine Summiereinrichtung 19 vorgesehen, damit das Steuersignal von der durch den Flugzeugführer zu betätigenden Signalquelle 20 aus dem Stellmotor 21 für das kombinierte Höhen- und Querruder zusammen mit dem dem Filter 35 entnommenen Eingangssignal zugeführt werden kann.Between the output of the filter 35 and the input of the servomotor 24 for the duck rudder is a device to compensate for the pitching moment or an adjustable amplifier 22 is arranged. There is also a summing device 19 provided so that the control signal from the to be actuated by the pilot Signal source 20 from the servomotor 21 for the combined elevator and aileron together can be supplied with the input signal taken from the filter 35.

Während des normalen Betriebs arbeitet die Einrichtung nach F i g. 3 ähnlich wie diejenige nach F i g. 2. Die Eingangssignale. die dem Rechengerät 17 von den Stellungsgebern 23 und 26 der Ruderflächen zugeführt werden, gleichen diejenige Ausgangskomponente des linearen Beschleunigungsmessers 31 aus, welche auf die Auslenkung einer Ruderfläche, jedoch nicht auf eine Bö zurückzuführen ist, wodurch derjenige Teil des Ausgangssignals des Rechengeräts 17 auf ein Mindestmaß verkleinert wird, welcher auf eine durch den Flugzeugführer herbeigeführte Änderung des Lastfaktors zurückzuführen ist.During normal operation, the device works according to FIG. 3 similar to that according to FIG. 2. The input signals. the computing device 17 are fed from the position sensors 23 and 26 of the rudder surfaces, the same that output component of the linear accelerometer 31 from which is due to the deflection of a rudder surface, but not to a gust, whereby that part of the output signal of the computing device 17 to a minimum is reduced, which is due to a change brought about by the pilot of the load factor.

In F i g. 4 ist eine weitere Ausbildungsform des Rechengeräts 17 nach F i g. 2 dargestellt, bei welcher das Glied u von Gleichung (7) entsprechend der durch Gleichung (6) angegebenen angenäherten Beziehung nachgebildet wird.In Fig. 4 is a further embodiment of the computing device 17 according to FIG F i g. 2, in which the term u of equation (7) corresponds to is modeled by the approximate relationship given by equation (6).

Gemäß F i g. 4 umf aßt das Rechengerät 17 ein Vergleichsglied 27, das so angeschlossen ist. daß es die Ausgangssignale einer Summiereinrichtung 28 und einer Integrationseinrichtung 36 vergleicht. Die Summiereinrichtung 28 ist an die Ausgänge der Steuerketten 15 und 16 sowie des Winkelbeschleunigungsmessers 30, des linearen Beschleunigungsmessers 31 und des Nickgeschwindigkeitskreisels 32 angeschlossen. Am Eingang der Summiereinrichtung 28 wird mit geeigneten Verstärkungsgraden gearbeitet, so daß sich in der weiter oben an fiand von F i g. 3 erläuterten Weise die durch die Beiwerte in Gleichung (7) festgelegten Verstärkungsgrade ergeben.According to FIG. 4, the arithmetic unit 17 comprises a comparator 27, that is so connected. that it is the output signals of a summing device 28 and an integrator 36 compares. The summing device 28 is on the outputs of the timing chains 15 and 16 and of the angular accelerometer 30, the linear accelerometer 31 and the pitch rate gyro 32 are connected. Suitable amplification levels are used at the input of the summing device 28, so that in the earlier part of FIG. 3 explained by the the coefficients in equation (7) result in the degrees of reinforcement.

Die Integrationseinrichtung 36 kann durch einen RC-Kreis oder ähnliche bekannte Mittel gebildet werden. Der Integrationseinrichtung 36 wird das Ausgangssignal des Nickgeschwindigkeitskreisels 32 zugeführt, um ein Ausgangssignal zu erzeugen, das der durch Gleichung (6) beschriebenen Beziehung entspricht. Der durch die Integriereinrichtung 36 hervorgerufene Zeitverzug T ist als Funktion der Konstruktion des betreffenden Flugzeugs vorherbestimmt und liegt in der Größenordnung von etwa einer halben Sekunde. Das erforderliche Vorzeichen des integrierten Nickgeschwindigkeitssignals am Ausgang der Integriereinrichtung 36 ist dem Vorzeichen des Nickgeschwindigkeitssignals entgegengesetzt, das der Summiereinrichtung 28 von dem Kreisel 32 aus zugeführt wird. Daher kann das Ausgangssignal der Integriereinrichtung 36 nicht direkt dem Eingang der Summiereinrichtung 28 zugeführt werden, sondern es wird differentiell durch das Vergleichsglied 27 mit dem Ausgangssignal der Summiereinrichtung 28 kombiniert. Alternativ könnte man einen das Vorzeichen ändernden Verstärker verwenden, um das Vorzeichen des Ausgangssignals des Integrators 36 umzukehren und das Signal mit dem umgekehrten Vorzeichen direkt dem Eingang der Summiereinrichtung 28 zuzuführen.The integrator 36 may be an RC circuit or the like known funds are formed. The integrator 36 is the output signal of pitch rate gyro 32 to generate an output signal, which corresponds to the relationship described by equation (6). The one by the integrator 36 caused time delay T is as a function of the construction of the relevant Aircraft and is on the order of about half a second. The required sign of the integrated pitch rate signal at the output the integrator 36 is opposite to the sign of the pitch rate signal, which is fed to the summing device 28 from the gyro 32. Hence can the output of the integrator 36 is not directly connected to the input of the adder 28, but it is differentially by the comparison element 27 combined with the output of the summing device 28. Alternatively, you could use a sign changing amplifier to change the sign of the output signal of the integrator 36 to reverse and the signal with the opposite sign directly to the input of the summing device 28.

Da die Signalverstärkungsgrade für die Eingangssignale der Summiereinrichtung 28 bezüglich des Steuerkanals 16 für das Entenruder, des Winkelbeschleunigungsmessers 30 und des Kippgeschwindigkeitskreisels 32 gewöhnlich vernachlässigbar klein sind. kann man diese Eingangssignale fortlassen. ohne die Leistung des Systems wesentlich zu beeinträchtigen; auf diese Weise erhält man das in F i g. 5 gezeigte vereinfachte System.Since the signal amplification levels for the input signals to the summing device 28 with respect to the control channel 16 for the duck rudder, the angular accelerometer 30 and tilt speed gyro 32 are usually negligibly small. one can omit these input signals. without significantly affecting the performance of the system to affect; in this way one obtains the one shown in FIG. 5 shown simplified System.

Gemäß F i g. 5 umfaßt das Rechengerät 17u die Summiereinrichtung 28, die an die Steuerkette 15 für das kombinierte Höhen- und Querruder, den Normalbeschleunigungsmesser 31 und eine Integrationseinrichtung 36 angeschlossen sind. Die Integrationseinrichtung 36 ist mit dem Nickgeschwindigkeitskreisel 32 verbunden. Da hier nur mit einem einzigen Signal gearbeitet wird. das einem Kreisel entnommen wird, und zwar an Stelle der Verwendung von zwei entgegengesetzten Geschwindigkeitskreiselsignalen. wird das Vergleichsglied 27 nach F i g. 4 nicht benötigt. Das Vorzeichen des Ausgangssignals des Nickgeschwindigkeitskreisels 32 wird so gewählt. daß man das Ausgangssignal der Integrationseinrichtung 36 der Summiereinrichtung 28 direkt zuführen kann.According to FIG. 5, the arithmetic unit 17u includes the summing device 28, to the control chain 15 for the combined elevator and ailerons, the normal accelerometer 31 and an integration device 36 are connected. The integration facility 36 is connected to the pitch speed gyro 32. Since here only with a single one Signal is being worked on. which is taken from a gyro, in place of the Use of two opposite speed gyro signals. will that Comparison element 27 according to FIG. 4 not required. The sign of the output signal of the pitch speed gyro 32 is selected. that you get the output signal the integration device 36 of the summing device 28 can be fed directly.

Das System nach F i g. 5 arbeitet ähnlich wie die Systeme nach F i g. ?. 3 und 4. Das gewünschte iiiiuimale Ansprechen auf Böen in Form von Nickbewegungen wird mit Hilfe eines %-orge%%.-ihlten Vers iirkungsgrades erzielt. der durch den der Steueru kette für das Entenruder zugeordneten %erstellbaren Verstärker 22 festgelegt wird. Allerdings kann sich der erforderliche vorgewählte Verstärkungsgrad in Abhängigkeit vom Flugzustand ändern. z. B. in Abhängigkeit der Geschwindigkeit. der Flu@,höhe. des Gewichtes und von der Lage des Schwerpunktes. Daher benötigt man ?Mittel. «-elche den Verstärker 22 illatonlatisch und kontinuierlich so %erstellen. daß sich der richtige Verstärkungsgrad ergibt. Ein System mit einem solchen sich -,lutoniati,ch auf den optimalen Verstärkungsgrad einstellenden Verstärkers ist in F i g. 6 gezeigt.The system according to FIG. 5 works similarly to the systems according to F i G. ?. 3 and 4. The desired ultimate response to gusts in the form of pitching movements is achieved with the help of a% -orge %% .- ihlten degree of efficiency. the through the the Steueru chain for the duck rudder associated% createable amplifier 22 set will. However, the required preselected gain level may vary depending on change from flight status. z. B. depending on the speed. the river, height. the weight and the position of the center of gravity. Therefore one needs? Funds. «-Moose create the amplifier 22 illatonlatically and continuously so%. that the results in the correct gain. A system with such a self -, lutoniati, ch on the optimal Gain adjusting amplifier is in Fig. 6 shown.

Gemäß F i g. 6 umfaßt die Einrichtung einen Steuerkanal 15, der dem Steuerkanal des Systems nach F i g. 5 entspricht.According to FIG. 6, the device comprises a control channel 15, the Control channel of the system according to FIG. 5 corresponds.

Außerdem ist eine Multiplikationsstufe 37 vorgesehen, die sowohl an das ein Signal für a" liefernde Rechengerät 17a als auch an einen Winkelbeschleunigungsmesser 30 angeschlossen ist, der ein Signal für die Größe 4 liefert. Die Multiplikationsstufe 37 liefert ein Ausgangssignal in Form des Produktes der Amplituden der beiden zugeführten Eingangssignale. An den Ausgang der Multiplikationsstufe 37 ist ein integrierender Motor 38 angeschlossen, der dazu dient, den Verstärker 22 um den Verstärkungsgrad zu verstellen. Somit bildet die in F i g. 6 gezeigte Kombination von Elementen 22, 37 und 38 insgesamt ein Aggregat, das sich automatisch auf den optimalen Verstärkungsgrad einstellt.In addition, a multiplication stage 37 is provided that both the arithmetic unit 17a which supplies a signal for a ″ and also to an angular accelerometer 30 is connected, which supplies a signal for size 4. The multiplication level 37 provides an output signal in the form of the product of the amplitudes of the two supplied Input signals. At the output of the multiplication stage 37 is an integrating Motor 38 connected, which serves to increase the gain of the amplifier 22 to adjust. Thus, in FIG. 6 shown combination of elements 22, 37 and 38 a total of an aggregate that automatically adjusts to the optimal degree of gain adjusts.

Während des Betriebes des Systems nach F i g. 6 verstellt der integrierende Motor 38 den Verstärker 22 in einem solchen Sinn, daß das Produkt @z" @i in Richtung auf Null verkleinert wird. Wenn keine Bö vorhanden ist, d. h., wenn. sich u" dem Wert Null nähert, ist das Produkt «"(-i gleich Null, so daß dem integrierenden Motor 38 kein Antriebssignal zugeführt wird. Wenn jedoch tim Ausgang des Rechengeräts 17a ein Böensignal erscheint. ist das Ausgangssignal der Multiplikationsstufe. 37 nur dann gleich Null. wenn das Ausgangssignal i des Winkelbeschleunigungsinessers 30 gleich Null ist. Wenn beim Auftreten einer Bö die Winkelbeschleunigung (-i nicht gleich Null ist, d. h. wenn das System zum Ausgleichen von Böen nicht optimal anspricht. verstellt der integrierende Motor 38 den Verstärker 22 in Abhängigkeit von dem der Multiplikationsstufe 37 entnommenen Antriebssignal derart. daß der Verstärkungsgrad der Steuerkette für das Entenruder verändert wird. um (-i und damit auch das Produkt «"@i auf Null zu verringern. Wenn der integrierende Motor 38 versucht. eine Ubersteuerung zu bewirken, ändert sich das Vorzeichen der Differenz zwischen dem Nickmoment. das durch die Steuerkette für das kombinierte Höhen- und Querruder hervorgerufen wird. und dem Signal der Steuerkette für das Entenruder. so daß sich das Vorzeichen des Produktes «"i-i bzw. des Ausgangssignals der hltiltiplikationsstufe 37 umkehrt. Diese Änderung des Vorzeichens des der Multiplikationsstufe 37 entnommenen Signals bewirkt. daß der integrierende ?Motor umgesteuert wird. um das erwähnte Signal auf Null zu verrim-,ern.During the operation of the system according to FIG. 6, the integrating motor 38 adjusts the amplifier 22 in such a way that the product @z "@i is reduced in the direction of zero. If there is no gust, that is, if" u "approaches zero, the product is "" (-I equals zero, so that no drive signal is fed to the integrating motor 38. If, however, a gust signal appears at the output of the arithmetic unit 17a. The output signal of the multiplication stage 37 is only zero. If the output signal i of the angular acceleration unit 30 is equal If, when a gust occurs, the angular acceleration (-i is not equal to zero, ie if the system for compensating gusts does not respond optimally the gain of the control chain for the duck rudder is changed in order to reduce (-i and thus also the product «" @i to zero. If the integrating Moto r 38 tried. To cause an oversteer, the sign of the difference between the pitching moment changes. caused by the control chain for the combined elevator and ailerons. and the signal from the control chain for the duck oar. so that the sign of the product "" ii or of the output signal of the multiplication stage 37 is reversed. This change in the sign of the signal taken from the multiplication stage 37 causes the integrating motor to be reversed in order to reduce the mentioned signal to zero .

Auf diese: Weise bewirkt der sich automatisch auf den optimalen Verstärkungsgrad einstellende Verstärker. (laß kontinuierlich ein Verstärkungsverhältnis z% i;chen der Steuerkette für das Entenruder und der Steuerkette für (las Höhen- und Querruder eingestellt Lind aufrechterhalten wird. Diese Einrichtung zum automatischen Einstellen des Verstärkungsgrades auf den optimalen Wert ist ferner bestrebt. jeden Verlust an Berechnungsgenauigkeit auszugleichen. der sich aus der Benutzun @; eines %ereinfachten Gcr.:its zum Berechnen des Bcieneintlus,es oder a11, der Anwendung einer Kompromißlüsun_g bezüglich fc;ster Verstärkungsgrade bei dem Rechengerät ergibt. Außerdein gew:ilirleistet die niedrige :@rbeitsgeschwindi@-keit des integrierenden Motors eine Glättung oder Filterunze des Aiisprechverhaltens der Xiultiplikationsstufe 37 auf durch den Flugzeugführer willkürlich eingeführte Komponenten von Ai in Gegenwart einer Bö, so daß das Produkt u"ii auf einen Kleinstwert gebracht wird, ohne das Ansprechen des Flugzeugs auf durch den Flugzeugführer herbeigeführte Nickbewegungen zu beeinträchtigen.In this way: it automatically adjusts itself to the optimal level of gain adjusting amplifier. (Let a gain ratio of z% i; chen continuously the control chain for the duck rudder and the control chain for (read elevator and ailerons set and maintained. This device for automatic adjustment the degree of gain to the optimal value is also sought. every loss to compensate for calculation accuracy. resulting from the use @; of a% simplified Gcr.:its to calculate the benefit, es or a11, the application of a compromise solution with respect to the degree of gain in the arithmetic unit. Besides yours, you will perform the low: @ working speed of the integrating motor a smoothing or Filter ounce of the speech behavior of the multiplication level 37 by the pilot arbitrarily introduced components of Ai in the presence of a gust, so that the product u "ii is brought to a minimum value without the aircraft responding to impair pitching movements caused by the pilot.

Es liegt auf der Hand, daß man dann, wenn dies erwünscht oder erforderlich ist. die Kombination der Elemente 37 und 38 zum Einstellen des Verstärkers 22 auf den optimalen Verstärkungsgrad bei der Ausbildungsform nach F i g. 5 entsprechend der Darstellung in F i g. 6 auch bei den Ausbildungsformen nach F i g. 3 und 4 vorsehen kann.It is obvious that you can then, if this is desired or necessary is. the combination of elements 37 and 38 for adjusting amplifier 22 the optimal degree of reinforcement in the form of training according to FIG. 5 accordingly the illustration in FIG. 6 also for the forms of training according to fig. 3 and 4 provide can.

Zwar wurde die Erfindung bezüglich ihrer Anwendung bei einem Flugzeug beschrieben, bei dem eine Tragfläche hinter dem Schwerpunkt und eine Entenruderfläche vor dem Schwerpunkt angeordnet ist, doch liegt es auf der Hand, daß sich die Grundgedanken der Erfindung auch bei einem Flugzeug anwenden lassen, bei dem die Tragflächen vorn und die Höhenruderflüche hinten angeordnet ist. In einem solchen Falle würde man an der Hinterkante der Tragflächen vorgesehene Klappen oder andere Ruderflächen zum Regeln des Auftriebs verwenden. Beispielsweise könnte man die Querruder an der Hinterkante der Tragflächen gleichzeitig im gleichen Sinne betätigen. um den Auftrieb zu regeln, und man könnte sie außerdem unterschiedlich betätigen, um die Bewegung des Flugzeugs um seine Längsachse zu beeinflussen; hierbei werden die Höhenruder benutzt. uni Kippmomente auszugleichen. Mit anderen Worten, der in F i g. 2 gezeigte Steuerkanal für das Höhen- und Querruder bzw. der Hauptsteuerkanal würde wie bei der Verwendung einer Entenruderfläche die Ruderflächen an der Hinterkante der Tragflächen betätigen. und der der Entenruderfläche zugeordnete Hilfssteuerkanal würde die Höhenruderflächen des Leitwerks betätigen, wobei sich das Vorzeichen der über den Steuerkanal für die Entenruderfläche zugeführten Signale nach den jeweiligen Bedürfnissen richtet. Somit lassen sich die Grundgedanken der Erfindung in gleicher Weise sowohl bei Flugzeugen mit vorn angeordneten Tragflächen als auch bei solchen der Entenbauart anwenden.The invention was admittedly related to its application in an aircraft described, in which a wing behind the center of gravity and a duck rudder surface is placed in front of the center of gravity, but it is obvious that the basic ideas the invention can also be used in an aircraft in which the wings in front and the elevator curse is arranged at the rear. In such a case one would flaps or other control surfaces provided on the trailing edge of the wings use to regulate buoyancy. For example, you could use the ailerons on the Actuate the trailing edge of the wing at the same time in the same way. about the buoyancy to regulate, and you could also operate them differently to control the movement affecting the aircraft about its longitudinal axis; this is where the elevators used. uni to compensate for tilting moments. In other words, the one shown in FIG. 2 shown Control channel for the elevator and ailerons or the main control channel would be as for When using a duck rudder surface, the rudder surfaces on the trailing edge of the wing actuate. and the auxiliary control channel associated with the duck rudder surface would be the elevator surfaces of the tail unit, whereby the sign of the control channel for the signals fed to the duck rudder surface according to the respective needs. The basic ideas of the invention can thus be applied in the same way to both aircraft use with wings arranged at the front as well as with those of the duck type.

Zwar wurde die Anwendung der Erfindung in bezug auf Flugzeuge beschrieben. doch sei bemerkt, daß sich die Erfindung auch anwenden NU um Unterseeboote oder andere Fahrzeuge zu steuern. die sich in einem strömungsfähigen Medium bewegen können.It is true that the application of the invention has been described with reference to aircraft. but it should be noted that the invention can also apply to submarines or NU control other vehicles. which can move in a fluid medium.

Claims

Claims: 1. Control device for the longitudinal position of an aircraft. in particular an aircraft with an elevator arranged behind the center of gravity and a duck rudder arranged in front of the center of gravity. which works independently of the manual control or the automatic control and counteracts the vertical translational movement and pitching moments caused by gusts or the like by counter-steering. characterized by a computing device (l7 ) supplied by accelerometers with vertical acceleration signals, through whose control signal the angle of attack of the elevator and the duck rudder are adjusted together (by 15 and 16 ) in the same direction, furthermore by one between the computing device and the control chain (15) for the elevator arranged addition stage (19), which adds the control signal originating from the arithmetic unit to the control signal of the manual control or the automatic control (20), and an adjustable amplifier stage (18) arranged between the arithmetic unit and the control chain (16) for the duck rudder, which adjusts the size of the control signal fed to the control chain (16) in relation to the size of the control signal fed to the other control chain (15) so that a minimum resulting pitching moment is generated by both rudders.

2. Control device according to claim 1, characterized in that the control signal in the adjustable amplifier stage (18) is passed via a potentiometer (22) which is adjustable by a motor (38) depending on the output signal of a multiplication stage (37), which the The signal of the computing device (17a) responding to gusts and the like and the signal of a pitching accelerometer (30) are fed. Considered publications: German Patent Specifications Nos. 458 827, 748 739, 937142; German Auslegeschriften No. 1071485, 1093 677.