DE1288437B

DE1288437B - Damping regulator for stabilizing the turning movement of an aircraft around the pitch, roll and yaw axes

Info

Publication number: DE1288437B
Application number: DEN19302A
Authority: DE
Inventors: Buxton Elliott Robbins
Original assignee: North American Aviation Corp
Current assignee: North American Aviation Corp
Priority date: 1960-12-12
Filing date: 1960-12-12
Publication date: 1969-01-30

Description

Die Erfindung betrifft einen Dämpfungsregler zum Stabilisieren der Drehbewegung eines Luftfahrzeuges, insbesondere eines Hochgeschwindigkeitsflugzeuges, um die Nick-, Roll- und Gierachse, mit diesen Hauptachsen zugeordneten Geschwindigkeitskreiseln,. deren Ausgangssignale über Rechenelemente und Verstärker den Stellgliedern der Steuerflächen zugeführt werden. The invention relates to a damping regulator for stabilizing the Rotary movement of an aircraft, in particular a high-speed aircraft, around the pitch, roll and yaw axes, with speed gyros assigned to these main axes. their output signals to the actuators of the control surfaces via computing elements and amplifiers are fed.

Es ist eine Anordnung zur Flugzeugregelung von Luftfahrzeugen bekanntgeworden, deren wesentliches Merkmal darin besteht, daß zur Uberwachung der Fluglage drei injeweils senkrecht zueinander stehenden Achsen angeordnete, gefesselte Kreisel eingesetzt sind, aus deren Winkelgeschwindigkeitssignalen durch Integration und Differentiation die zur Steuerung bzw. An arrangement for aircraft control of aircraft has become known, the main feature of which is that three to monitor the attitude in each of the axes that are perpendicular to one another, tied gyroscopes are used, from their angular velocity signals by integration and Differentiation for the control or

Korrektur der Fluglage benötigten Signale erzeugt werden.Correction of the flight attitude required signals are generated.

Das Bestreben, Flugzeuge und Flugkörper für sehr hohe Fluggeschwindigkeiten mit langen und schlanken Rümpfen hoher Massenzahl zu versehen und die Tragflügel bei geringer Spannweite hoch zu belasten, führt zu immer größeren Schwierigkeiten für die Flugstabilisierung. Bei solchen Flugzeugen beobachtet man sehr störende flugdynamische Erscheinungen, die auf den großen Unterschied der Trägheitsmomente des Flugzeuges um die Nick-, Roll- und Gierachse zurückzuführen sind. Insbesondere können schlanke, schwere Kampfflugzeuge mit geringer Spannweite bei der Durchführung von Rollmanövern unter bestimmten Flugbedingungen äußerst gefährliche Nick und Gierbewegungen ausführen, die eine Folge der durch die Trägheit verursachten Kreuzkoppelung der Roll-, der Nick- und der Gierbewegungen des Flugzeuges miteinander sind. Außerdem macht unter allen Flugbedingungen die Neigung des Flugzeuges, bei einer Bewegung um die eine Achse Bewegungsstörungen um eine andere Achse hervorzurufen, die Verfolgung des Zielobjektes schwieriger; dieses Bestreben verschlechtert natürlich die gesamte Steuerfähigkeit des Flugzeuges. The aspiration to aircraft and missiles for very high airspeeds to be provided with long and slender fuselages of high mass and the wings High loading with a small span leads to ever greater difficulties for flight stabilization. Very annoying ones are observed with such aircraft Flight dynamic phenomena, which are due to the great difference in the moments of inertia of the aircraft around the pitch, roll and yaw axes. In particular can perform slim, heavy, narrow-wing fighter jets in the implementation roll maneuvers under certain flight conditions are extremely dangerous pitch and yaw movements perform, which is a consequence of the cross-coupling caused by inertia Roll, pitch and yaw movements of the aircraft are related to each other. aside from that makes the inclination of the aircraft during a movement under all flight conditions in order to cause movement disturbances around another axis, the pursuit target more difficult; this endeavor naturally worsens the whole Controllability of the aircraft.

Es sind Flugregler bekanntgeworden, bei denen Meßfühler zur Herbeiführung einer Stabilisierung des Längsneigungswinkels und zur Uberwachung der Flugzeuglängsbewegung angewendet wurden. Auch hat man schon am Höhensteuergerät zur Stabilisierung und Dämpfung der Nickbewegung Signale verwendet, die von Beschleunigungsmessern herkömmlicher Art ausgehen. Man hat auch schon das von einem Lotkreisel ermittelte Ausmaß des Nickens zur Einstellung des Flugzeuglängsneigungswinkels benutzt. Ferner ist ein Flugregler der eingangs genannten Art bekannt, der zur Dämpfung der Gier-Roll-Bewegung mit einem kombinierten Signal arbeitet, das aus der Roll- und Giergeschwindigkeit abgeleitet wurde. Flight controllers have become known in which sensors are used to induce them a stabilization of the pitch angle and for monitoring the longitudinal movement of the aircraft were applied. You also have the height control device for stabilization and Nodding attenuation uses signals from conventional accelerometers Kind of going out. You also have the extent of the determined by a plumb line Nickens used to set the aircraft pitch angle. Furthermore is a Flight controller of the type mentioned is known, which is used to dampen the yaw roll movement works with a combined signal derived from the roll and yaw rate was derived.

Die bekanntgewordenen Lösungen vernachlässigen jedoch den Zusammenhang zwischen Längs- und Seitenbewegung des Flugzeuges auf Grund der Trägheits-Kreuzkopplung. Tatsächlich war eine derartige gegenseitige Abhängigkeit bei älteren Flugzeugtypen, die infolge ihres geometrischen Aufbaus, ihrer Gewichtsverteilung und ihrer geringen Geschwindigkeit keine bedeutenden Kreiselmomente entwickelten, praktisch vernachlässigbar klein. The solutions that have become known, however, neglect the connection between longitudinal and lateral movement of the aircraft due to inertial cross-coupling. In fact, there was such interdependence in older types of aircraft, due to their geometric structure, their weight distribution and their low Speed did not develop any significant gyroscopic moments, practically negligible small.

Bei tlberschallflugzeugen ist die Masse des Flugzeugkörpers weitgehend um dessen Rollachse verteilt, so daß das Trägheitsmoment um die Rollachse verhältnismäßig klein ist im Vergleich zu den Trägheitsmomenten um die Nick- und die Gierachse. Besonders bei heftigen Rollbewegungen verhält sich ein solches Flugzeug dynamisch wie ein Kreisel, wobei die Rollachse des Flugzeuges der Drehachse des Kreisels entspricht. Infolge der Verkoppelung der Nick-, Gier- und Rollbewegung, die eine Folge der Kreiselwirkung ist, wird ein Drehmoment um die Nick- und die Gierachse erzeugt. In the case of supersonic aircraft, the mass of the aircraft body is largely distributed around its roll axis, so that the moment of inertia is relative to the roll axis is small compared to the moments of inertia around the pitch and yaw axes. Particularly Such an aircraft behaves dynamically in the event of violent rolling movements like a gyro, with the aircraft's roll axis corresponding to the gyro's axis of rotation. As a result of the coupling of the pitch, yaw and roll movements, which are a result of the gyroscopic effect a torque is generated around the pitch and yaw axes.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die Dämpfung für solche Flugzeuge zu verbessern, deren Trägheitsmoment um die eine Achse kleiner ist als die Trägheitsmomente um die beiden anderen Hauptachsen. Außerdem sollen bei schlanken Hochgeschwindigkeits-Flugzeugen die Nick- und Gierschwingungen beseitigt werden, die eine Folge der durch die Trägheit verursachten Kreuzkopplung zwischen der Nick-, Roll- und Gierbewegung des Flugzeuges sind. The invention is based on the problem of damping for such To improve aircraft whose moment of inertia about one axis is less than the moments of inertia about the other two main axes. They are also supposed to be slim High-speed aircraft the pitch and yaw vibrations are eliminated, which is a consequence of the cross coupling between the pitching, Roll and yaw motion of the aircraft are.

Erfindungsgemäß wird dies erreicht durch eine Rechenschaltung zur Bildung des Produkts der aus der Nick- und Rollgeschwindigkeit abgeleiteten Signale und durch ein Summierungsnetzwerk, in dem das gebildete Produkt mit entgegengesetzten Vorzeichen mit einem von der Giergeschwindigkeit abgeleiteten Signal summiert wird, wobei das entstehende Summensignal dem Stellglied für das Seitenruder zugeführt wird. According to the invention this is achieved by a computing circuit for Formation of the product of the signals derived from the pitch and roll speeds and through a summation network in which the formed product with opposite The sign is summed with a signal derived from the yaw rate, wherein the resulting sum signal is fed to the actuator for the rudder will.

Die Erfindung umfaßt eine weitere Rechenschaltung zur Bildung des Produkts der aus der Roll- und Giergeschwindigkeit abgeleiteten Signale und durch ein Summierungsnetzwerk, in dem das gebildete Produkt mit entgegengesetzten Vorzeichen mit einem von der Nickgeschwindigkeit abgeleiteten Signal summiert wird, wobei das entstehende Summensignal dem Stellglied für das Höhenruder zugeführt wird. The invention comprises a further arithmetic circuit for forming the Product of the signals derived from the roll and yaw rate and through a summation network in which the formed product has opposite signs is summed with a signal derived from the pitch rate, where the resulting sum signal is fed to the actuator for the elevator.

Die Erfindung wird im folgenden an Hand eines Ausführungsbeispiels und der Zeichnung näher erläutert. The invention is described below on the basis of an exemplary embodiment and the drawing explained in more detail.

Die durch die Trägheit verursachte Kreuzkopplung zwischen den einzelnen Bewegungen des Flugzeuges wird deutlich veranschaulicht durch die nachstehenden Differentialgleichungen für die Roll-, Nick- und Gierbeschleunigung eines Flugzeuges, = L I, (H Ij,) (1) @ - Ix Ix (@ @) (@) M (Iz - Ix) # = (# #) (2) Iy Iy lz I (i) fi), (3) iz wobei i) gleich der Rollgeschwindigkeit, ) gleich der Nickgeschwindigkeit, ei gleich der Giergeschwindigkeit, L gleich den aerodynamischen Momenten um die Rollachse, M gleich den aerodynamischen Momenten um die Kippachse, N gleich den aerodynamischen Momenten um die Gierachse, lx gleich dem Trägheitsmoment um die Rollachse, gleich dem Trägheitsmoment um die Nickachse, gleich dem Trägheitsmoment um die Gierachse ist. The cross coupling between the individuals caused by inertia Movement of the aircraft is clearly illustrated by the following Differential equations for the roll, pitch and yaw acceleration of an aircraft, = L I, (H Ij,) (1) @ - Ix Ix (@ @) (@) M (Iz - Ix) # = (# #) (2) Iy Iy lz I (i) fi), (3) iz where i) equals the roll speed,) equals the pitch speed, ei equals the yaw rate, L equals the aerodynamic moments around the Roll axis, M equals the aerodynamic moments around the tilt axis, N equals the aerodynamic moments around the yaw axis, lx equal to the moment of inertia around the Roll axis, equal to the moment of inertia around the pitch axis, equal to the moment of inertia around the yaw axis.

Die Roll-, Nick- und die Gierachse sind die Hauptträgheitsachsen des Flugzeuges. The roll, pitch and yaw axes are the main axes of inertia of the aircraft.

Aus den Gleichungen (2) und (3), die die Beschleunigung bei der Nick- und der Gierbewegung in Ausdrücken der Nickmomente, der Giermomente, der Trägheitsmomente und der Kreuzkopplungsfaktoren definieren, geht hervor, daß während stetigen Rollens (bei konstantem eP) die Nickbeschleunigung von der Giergeschwindigkeit'Y beeinflußt wird, während die Gierbeschleunigung von der Nickgeschwindigkeit ö beeinflußt wird, vorausgesetzt, daß die Differenzen - Ix) und (I - Ix) nicht Null sind. Für den größten Teil der Flugzeuge vor dem Erscheinen der mit Schall- und Uberschallgeschwindigkeit fliegenden Flugzeuge waren die Trägheitsmomente um jede der drei Hauptsachen im wesentlichen einander gleich, weshalb die Kopplung vernachlässigbar klein war und bei den meisten technischen Untersuchungen und Ausarbeitungen unberücksichtigt blieb. Bei den neuzeitlichen Hochleistungsflugzeugen jedoch sind die Trägheitsmomente um die Gierachse und um die Nickachse (Iz und 1,) wesentlich größer als das Trägheitsmoment um die Rollachse lx, so daß die Gier-und Nickgeschwindigkeit einen wesentlichen Einfluß auf die Nickbeschleunigung bzw. die Gierbeschleunigung haben. From equations (2) and (3), which determine the acceleration during pitching and the yaw movement in terms of the pitching moments, the yawing moments, the moments of inertia and defining cross-coupling factors, it can be seen that during steady scrolling (with constant eP) the pitching acceleration is influenced by the yaw rate'Y is, while the yaw acceleration is influenced by the pitch rate ö, provided that the differences - Ix) and (I - Ix) are not zero. For the greatest Part of the aircraft before the appearance of the speed of sound and supersonic speed flying planes were the moments of inertia around each of the three main things in the essentially equal to each other, which is why the coupling was negligibly small and was not taken into account in most of the technical investigations and elaborations. In modern high-performance aircraft, however, the moments of inertia are up the yaw axis and around the pitch axis (Iz and 1,) much larger than the moment of inertia around the roll axis lx, so that the yaw and pitch speeds are essential Have an influence on the pitch acceleration or the yaw acceleration.

Das in der Zeichnung schematisch dargestellte Gerät, das die nachteiligen Wirkungen der Kreuzkopplung dadurch beseitigt, daß das Höhenruder um einen Winkel verschwenkt wird, der dem zweiten Ausdruck auf der rechten Seite der Gleichung (2) proportional ist, während das Seitenruder um einen Winkel verschwenkt wird, der dem zweiten Ausdruck auf der rechten Seite der Gleichung (3) proportional ist. Dies wird mit Hilfe von drei Geschwindigkeitskreiseln bewirkt, die die Winkelgeschwindigkeit des Flugzeuges um die Roll-, Gier- und die Nickachse ermitteln. Ein dem Produkt aus den Ausgangssignalen der Kreisel für die Roll- und die Nickgeschwindigkeit proportionales Signal wird der Steuervorrichtung für das Seitenruder zugeführt, während ein dem Produkt der Ausgangssignale der Kreisel für die Roll- und Giergeschwindigkeit der Vorrichtung zugeführt wird, die das Höhenruder des Flugzeuges betätigt. The device shown schematically in the drawing, the disadvantageous The effects of cross-talk are eliminated by turning the elevator through an angle which corresponds to the second expression on the right-hand side of equation (2) is proportional, while the rudder is pivoted through an angle that is proportional to the second term on the right-hand side of equation (3). this is effected with the help of three speed gyros that determine the angular velocity of the aircraft around the roll, yaw and pitch axes. On the product from the output signals of the gyroscopes for the roll and pitch speed proportional Signal is fed to the control device for the rudder, while a dem Product of the output signals of the gyroscopes for the roll and yaw rate of the Device is supplied which operates the elevator of the aircraft.

Ein Geschwindigkeitskreisel 10, dessen Eingangsachse auf der Nickachse P des Flugzeuges liegt, weist einen Rotor 12 auf, der in einer Kardanaufhängung 14 drehbar gelagert ist, die im Flugzeug um eineAchse 16 schwenkbar angeordnet ist. Die Schwenkbefestigung der Kardanaufhängung besitzt eine Federfesselung in Form eines Torsionsstabes 13. Dreht sich das Flugzeug um die Nickachse, so dreht sich die Abgriffsachse des entsprechenden Kreisels 16 um einen Wert, der der Winkelgeschwindigkeit des Flugzeuges um die Nickachse direkt proportional ist, wobei an der Abgriffsachse 16 die Schleifkontakte 21) und 22 zweier Potentiometer befestigt sind, die sich über die Widerstandselemente 24 und 26 des Doppelpotentiometers 25 bewegen. Die beiden Enden eines jeden Widerstandselementes sind an den Pluspol V + bzw. an den Minuspol V einer Spannungsquelle angeschlossen, so daß an den Schleifkontakten 20 und 22 des Doppelpotentiometers eine veränderliche Spannung liegt. Diese Spannung ist der Nickgeschwindigkeit proportional und wird über die Leitungen 21 und 23 dem Potentiometer 28 eines Geschwindigkeitskreisels 30 für die Rollgeschwindigkeit zugeführt. Dieser Kreisel gleicht im wesentlichen dem Kreisel für die Nickgeschwindigkeit mit der Ausnahme, daß dessen Meßachse R auf die Rollachse des Flugzeuges ausgerichtet ist, wobei die Winkelbewegung der Abgriffsachse 32 proportional der Rollgeschwindigkeit des Flugzeuges ist und eine Bewegung des an der Abgriffswelle 32 befestigten Potentiometerschleifarmes 34 bewirkt. A speed gyro 10, whose input axis is on the pitch axis P of the aircraft is, has a rotor 12, which is in a cardan suspension 14 is rotatably mounted, which is arranged pivotably about an axis 16 in the aircraft. The swivel attachment of the cardan suspension has a spring shackle in the form a torsion bar 13. If the aircraft rotates around the pitch axis, it rotates the tap axis of the corresponding gyro 16 by a value that of the angular velocity of the aircraft is directly proportional to the pitch axis, being on the tap axis 16 the sliding contacts 21) and 22 of two potentiometers are attached, which are Move over the resistance elements 24 and 26 of the double potentiometer 25. the Both ends of each resistor element are connected to the positive terminal V + and to the Negative pole V connected to a voltage source, so that the sliding contacts 20 and 22 of the double potentiometer is a variable voltage. This tension is proportional to the pitching speed and is transmitted via lines 21 and 23 to the Potentiometer 28 of a speed gyro 30 supplied for the rolling speed. This gyro is essentially the same as the gyro for pitching speed the exception that its measuring axis R is on the roll axis of the aircraft aligned is, wherein the angular movement of the tap axis 32 is proportional to the roll speed of the aircraft and a movement of the potentiometer grinding arm attached to the pick-up shaft 32 34 causes.

Das Seitenruder 36 des Flugzeuges wird von einem Kraftverstärker 38 betätigt. Der Eingang wird dem Kraftverstärker 38 über einen Stellmotor 40 von den Steuerorganen 42 und 44 des Piloten aus zugeführt. The rudder 36 of the aircraft is powered by a booster 38 actuated. The input is the booster 38 via a servomotor 40 of the controls 42 and 44 of the pilot fed out.

Der Stellmotor 40 besteht aus einem Zylinder 46 und einem Kolben 48 und wird von einem elektrisch betätigten Servoventil 50 gesteuert. The servomotor 40 consists of a cylinder 46 and a piston 48 and is controlled by an electrically operated servo valve 50.

An einem dem Stellmotor zugeordneten Potentiometer 52 tritt eine Ausgangsspannung auf, die die Stellung des Stellmotors mit Hilfe der Schleifkontakte 45 und 46 anzeigt, die an den Zylinder 46 und den Kolben48 und an das Potentiometer 52 angelenkt sind, so daß bei einer relativen Bewegung des Kolbens und des Zylinders dieAusgangsspannung des Potentiometers verändert wird. Diese Ausgangsspannung des Potentiometers 52 wird dem Eingang eines Verstärkers 58 über ein Summierungsnetzwerk 60 zugeführt, wobei der Verstärker dem Servoventil 50 ein Signal zuführt, das eine relative Bewegung zwischen dem Zylinder 46 und dem Kolben 48 sowie eine Veränderung der Potentiometerspannung in einer Richtung bewirkt, bei der die dem Verstärker zugeführte Eingangsspannung auf den Wert Null herabgesetzt wird. Somit wird durch das vom Potentiometerarm 34 für die Rollgeschwindigkeit abgenommene Signal, das der Polarität und Größe nach der Polarität und der Größe des Produktes der Nick- und Rollgeschwindigkeit proportional ist, am Eingang des Verstärkers ein Fehlersignal erzeugt derart, daß das Seitenruder in der geeigneten Richtung und in einem Ausmaß verschwenkt wird, das ausreicht, um das kreuzgekoppelte Nickmoment zu kompensieren. Der Stellmotor 40 liegt in einer Reihe mit der Handsteuerung, so daß der Pilot die Kontrolle über die Einstellung des Ruders nach wie vor behält, wobei jedes dem Summierungsnetzwerk 60 zugeführte Signal nur zur Veränderung der Steuerung durch den Piloten dient. Zwischen den Rudersteuergliedern 42, 44 für den Piloten und ortsfesten Teilen der Flugzeugzelle ist eine Feder 45 angeordnet, die dem Piloten ein Steuergefühl vermittelt. Tritt am Eingang des Verstärkers kein Signal auf so wirkt der Stellmotor als festes Betätigungsglied zwischen der Steuerung für den Piloten und dem Kraftverstärker 38 für das Ruder. A occurs at a potentiometer 52 assigned to the servomotor Output voltage that controls the position of the servomotor with the help of the sliding contacts 45 and 46 indicates to the cylinder 46 and the piston 48 and to the potentiometer 52 are articulated so that with a relative movement of the piston and the cylinder the output voltage of the potentiometer is changed. This output voltage of the Potentiometer 52 is connected to the input of an amplifier 58 via a summing network 60 supplied, wherein the amplifier supplies the servo valve 50 with a signal which is a relative movement between cylinder 46 and piston 48 and a change causes the potentiometer voltage in a direction in which the amplifier applied input voltage is reduced to the value zero. Thus, through the signal taken from the potentiometer arm 34 for the roll speed, the the polarity and size according to the polarity and the size of the product of the pitch and roll speed is proportional, an error signal at the input of the amplifier generated such that the rudder is in the appropriate direction and to an extent is pivoted, which is sufficient to compensate for the cross-coupled pitching moment. The servomotor 40 is in a row with the hand control, so that the pilot the Control over the adjustment of the rudder still retains, each taking the summation network 60 is only used to change the control by the pilot. Between the rudder control members 42, 44 for the pilot and stationary parts of the A spring 45 is arranged in the airframe, which gives the pilot a feeling of control. If there is no signal at the input of the amplifier, the servomotor acts as a fixed one Actuator between the controller for the pilot and the booster 38 for the rudder.

Da die am Potentiometer 28 liegende Spannung proportional der Nickgeschwindigkeit ist, das vom zugehörigen Geschwindigkeitskreisel abgeleitet wird, und da die Stellung des Potentiometerarmes 34 proportional der Rollgeschwindigkeit ist, so ist die am Schleifarm 34 liegende Spannung im wesentlichen proportional dem Produkt der Nick- und Rollgeschwindigkeit. Diese Spannung wird als Nick-Stabilisierungssignal dem Summierungsnetzwerk 60 zugeführt, in dem es mit dem Rückführungssignal vom Potentiometer 52 aus, das die Stellung des Stellmotors anzeigt, verglichen wird. Dabei wird am Ausgang des Verstärkers ein Fehlersignal erzeugt, das das Servoventil betätigt, wodurch die reine Ein gangsbewegung für den Kraftverstärker auf den Wert Null zurückgeführt wird. Die dem Kraftverstärker 38 am Punkt 62 zugeführte mechanische Eingangsbewegung besteht daher aus der Summe der Versetzung des Ruderpedals durch den Piloten (Verschiebung der Stange 42) und einer Versetzung, die dem Produkt aus der Roll- und Nickgeschwindigkeit proportional ist. Since the voltage on potentiometer 28 is proportional to the pitching speed which is derived from the associated speed gyro, and there the position of the potentiometer arm 34 is proportional to the rolling speed, the am The voltage lying on the grinding arm 34 is essentially proportional to the product of the pitch and roll speed. This voltage is called the pitch stabilization signal Summing network 60 supplied in which it is connected to the feedback signal from the potentiometer 52, which indicates the position of the servomotor, is compared. It is on Output of the amplifier generates an error signal that actuates the servo valve, as a result, the pure input movement for the power amplifier is returned to the value zero will. The mechanical input movement applied to the booster 38 at point 62 therefore consists of the sum of the displacement of the rudder pedal by the pilot (displacement the Rod 42) and an offset that is the product of the roll and pitch speeds is proportional.

Die Maßstabsfaktoren sowie die mechanische und die elektrische Verstärkung sind so gewählt, daß die gesamte Verschwenkung des Ruders, die durch das Stabilisierungssignal vom Potentiometerarm34 aus bewirkt wird, im wesentlichen proportional dem Produkt der Roll- und Nickgeschwindigkeit multipliziert mit der der Differenz zwischen den Trägheitsmomenten der Gier- und Rollbewegungen. Diese Bedingung für den Gier- und Kippkanal kann mathelnatisch wie folgt ausgedrückt werden: wobei 6, der Ausschlag des Höhenruders, 8E <5£ der von F erzeugte Ausschlag des Höhenruders, aR der Ausschlag des Seitenruders und 1bR der von ob ¢ erzeugte Ausschlag des Seitenruders ist.The scale factors as well as the mechanical and electrical amplification are chosen so that the total pivoting of the rudder caused by the stabilization signal from the potentiometer arm34 is essentially proportional to the product of the roll and pitch speeds multiplied by the difference between the moments of inertia of the yaw - and rolling movements. This condition for the yaw and tilt channel can be expressed mathematically as follows: where 6, the deflection of the elevator, 8E <5 £ is the deflection of the elevator generated by F, aR is the deflection of the rudder and 1bR is the deflection of the rudder generated by ob ¢.

Der Kanal zum Stabilisieren der Gierbewegungen gleicht im Aufbau und der Funktion dem oben beschriebenen Kanal zum Stabilisieren der Nickbewegung und weist einen Kreisel auf (100), dessen Eingangsachse auf der Gierachse Y des Flugzeuges liegt und der die Schleifkontaktarme 120 und 122 der beiden Potentiometer 124 und 126 in Ubereinstimmung mit den Schwankungen der Kardanaufhängung des Kreisels betätigt. An den Armen 120 und 122 wird die Spannung für das Potentiometer 128 des Kreisels 30 für die Rollbewegungen abgegriffen, wobei die am Schleifkontaktarm 134 auftretende Spannung proportional dem Produkt aus der Gier- und Rollgeschwindigkeit ist. Diese Spannung wird mit der Spannung verglichen, die vom Stellungsanzeigepotentiometer 152 des Differentialstellmotors 140 im Mischnetzwerk 16D abgeleitet wird, wobei die Differenz verstärkt und dem hydraulischen Steuerventil 150 des Stellmotors zugeführt wird derart, daß die Abweichung auf den Wert Null zurückgeführt wird. Die mechanische Eingangsbewegung, die dem Kraftverstärker 138 für die Höhensteuerung zugeführt wird, besteht daher aus der Summe der Bewegung der Höhensteuerung durch den Piloten und einem Bewegungsschritt, der proportional dem Produkt aus der Gier- und Rollgeschwindigkeit ist.- Die Betätigung des Höhenruders vdn Hand erfolgt über die Steuerglieder 142 und 144, mit denen eine Feder 145 zur Vermittlung eines Steuergefühls, wie oben beschrieben, verbunden ist, BeimEntwurfvon Hochgeschwindigkeitsflugzeugen, der zu kleinen Flächen und kurzen wirksamen Momentarmen für die aerodynamischen Flächen führt, zusammen mit den Bedingungen eines Fluges in großen Höhen werden die aerodynamischen Dämpfungsgeräte wesentlich vermindert. Mit dem oben beschriebenen Gerät ist es vergleichsweise einfach, eine verstärkte Dämpfung der Gier- oder Nickschwingungen dadurch zu erzielen, daß dem Seiten-oder dem Höhensteuer eine zusätzliche Bewegung erteilt wird, die der Gier- und Nickgeschwindigkeit proportional ist. Dies wird bei demNickkanal dadurch bewirkt, daß die am Kontaktarm 22 liegende Spannung über den Leiter 64 zum Summierungsnetzwerkseingang 160 des Verstärkers 158 geleitet wird, während bei dem Gierkanal die am Kontaktarm 122 liegende Spannung über den Leiter 66 zum Summierungsnetzwerk 60 des Verstärkers 58 geleitet wird. The structure of the channel for stabilizing the yaw movements is the same and the function of the channel described above for stabilizing the nodding movement and has a gyro (100) whose input axis is on the yaw axis Y of the The aircraft is located and the sliding contact arms 120 and 122 of the two potentiometers 124 and 126 in accordance with the fluctuations in the gimbal suspension of the gyro actuated. The voltage for the potentiometer 128 of the The gyro 30 is tapped for the rolling movements, the sliding contact arm 134 occurring voltage proportional to the product of the yaw and roll speed is. This voltage is compared to the voltage obtained by the position indicator potentiometer 152 of the differential servomotor 140 is derived in the mixed network 16D, wherein the difference is amplified and fed to the hydraulic control valve 150 of the servomotor is such that the deviation is reduced to the value zero. The mechanical Input motion fed to the booster 138 for height control, therefore consists of the sum of the movement of the pilot and the altitude control one movement step, which is proportional to the product of the yaw and roll speed - The elevator is operated by hand via the control elements 142 and 144, with which a spring 145 for giving a feeling of control, as above when designing high-speed airplanes, which is related to small areas and short effective moment arms for the aerodynamic areas leads, along with the conditions of a flight at high altitudes, become the aerodynamic Damping devices significantly reduced. It is comparable to the device described above easy to achieve an increased damping of the yaw or pitch oscillations by that the rudder or elevator is given an additional movement, the is proportional to the yaw and pitch rates. This is the case with the pitch channel causes the voltage on contact arm 22 to be across conductor 64 to the summing network input 160 of the amplifier 158 is conducted, while the yaw channel on the contact arm 122 across conductor 66 to summing network 60 of the amplifier 58 is directed.

Claims

Claims: 1. Damping regulator to stabilize the rotary movement of an aircraft, in particular a high-speed aircraft, to the Pitch, roll and yaw axes, with speed gyroscopes assigned to these main axes, their output signals to the actuators of the control panels via computing elements and amplifiers are supplied, characterized by a computing circuit (28) for forming the Product of the signals derived from the pitch and roll speed, and by a summation network (601 in which the formed product with opposite The sign is summed with a signal derived from the yaw rate, the resulting sum signal to the actuator (40) for the rudder (36) is fed.

2. Attenuation regulator according to claim 1, characterized by a further Arithmetic circuit for the formation of the product of the roll and yaw rate derived signals and through a summing network (160) in which the formed Product with opposite signs with one derived from the pitch rate Signal is summed, the resulting sum signal to the actuator (140) for the elevator (136) is fed.