DE1431163B

DE1431163B - Control device for an aircraft that is equipped with symmetrically arranged pivotable jet engines or jet deflection devices and takes off and lands vertically

Info

Publication number: DE1431163B
Authority: DE
Inventors: Siegfried Dipl.-Ing. 8032 Gräfelfing Günther
Original assignee: Vereinigte Flugtechnische Werke-Fokker GmbH, 2800 Bremen

Description

Die Erfindung betrifft eine Steuervorrichtung für ein mit symmetrisch angeordneten schwenkbaren Strahltriebwerken oder Strahlumlenkvorrichtungen ausgerüstetes senkrecht startendes und landendes Flugzeug, bei der das eingeleitete Steuersignal bis auf Null verringerbar ist.The invention relates to a control device for a pivotable with symmetrically arranged Jet engines or jet deflectors equipped with vertical takeoff and landing Aircraft in which the initiated control signal can be reduced to zero.

Bei Steuervorrichtungen für strahlgetriebene Flugzeuge treten Probleme auf, die bei den bekannten Steuervorrichtungen für Flugzeuge mit Luftschraubenantrieben nicht berücksichtigt werden; denn bei einem Flugzeug mit Luftschraubenantrieb können die vom Luftschraubenstrahl bespülten Steuerklappen im Schwebe- und im Übergangsflug (Transition) zur Steuerung herangezogen werden. Dagegen kommt bei strahlgetriebenen Flugzeugen die Wirkung der aerodynamischen Steuerklappen erst allmählich beim fortschreitenden Übergang in den Horizontalflug in Betracht. ""In control devices for jet-propelled aircraft, problems arise with the known ones Control devices for aircraft with propellers are not taken into account; because with one Aircraft with propeller drive can control flaps in the Hover and in transition flight (transition) can be used for control. Against this comes with jet-powered aircraft the effect of the aerodynamic control flaps only gradually progressive transition to level flight into consideration. ""

Bei strahlgetriebenen Flugzeugen treten während der Vertikalbewegung keine aerodynamischen Kräfte auf, so daß während dieser Flugphase durch eine Ruderverstellung keine Reaktionen in bezug auf die Lage des Flugzeugs ausgelöst werden. Man hat zur Steuerung eines solchen Flugzeuges um die Gier- und Rollachse Schubänderungen vorgenommen und die Triebwerke bzw. Strahlumlenkvorrichtungen verschränkt. Hierbei tritt jedoch das Problem auf, diese Maßnahmen bei Wirksamwerden der aerodynamischen Kräfte während der Transition rückgängig zu machen.In jet-powered aircraft, no aerodynamic forces occur during vertical movement on, so that during this flight phase by adjusting the rudder no reactions with respect to the Position of the aircraft. You have to control such an aircraft to the yaw and Roll axis thrust changes made and the engines or jet deflectors interlaced. Here, however, the problem arises, these measures when the aerodynamic take effect Undo forces during the transition.

Steuervorrichtungen, die Steuersignale auf den Wert Null verringern können, sind für luftschraubengetriebene Flugzeuge nach den USA.-Patentschriften 2 702168, 2 936 967 und 2 936 963 bekannt. Solche Steuervorrichtungen sind für sich allein noch nicht in der Lage, ein strahlgetriebenes Flugzeug während der Transitionsphase steuerfähig zu machen. Denn im Falle eines notwendigen Rollmanövers entsteht eine unerwünschte Gierkomponente und im Falle eines notwendigen Giermanövers eine unerwünschteControl devices that can reduce control signals to the value zero are for propeller-driven ones Aircraft known from U.S. Patents 2,702,168, 2,936,967 and 2,936,963. Such Control devices on their own are not yet capable of controlling a jet-propelled aircraft during to make the transition phase taxable. Because in the event of a necessary roll maneuver an undesirable yaw component and, in the event of a necessary yaw maneuver, an undesirable one

ίο Rollkomponente.ίο rolling component.

Aufgabe der Erfindung ist es, unter Anwendung einer Steuervorrichtung, die das eingeleitete Steuersignal auf Null verringern kann, die fraglichen unerwünschten Nebenerscheinungen beim Roll- oder Gierkommando auszuschalten.The object of the invention is to use a control device that controls the initiated control signal can reduce to zero the undesirable side effects in question when rolling or Turn off the yaw command.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß an den zur Steuerung um die Rollachse dienenden Steuerknüppel und an das zur Steuerung um die Gierachse dienende Pedal je zwei Steuereinheiten angeschlossen sind, die mit einer Schwenkvorrichtung für die Triebwerke bzw. Strahlumlenkvorrichtungen über eine gemeinsame Welle derart in Verbindung stehen, daß die beiden Steuereinheiten jedes Paares in entgegengesetztem Sinne verschwenkt werden, daß ferner jeweils die eine der dem Steuerknüppel zugeordneten Steuerungseinheiten mit der in bezug auf das Signal entgegengesetzt wirkenden, dem Pedal zugeordneten Steuerungseinheiten an einem doppelarmigen Hebel zusammengefaßt ist, der drehbar an einer Schwinge gelagert ist, die jeweils das kombinierte Signal zu einer weiteren an die Welle angeschlossenen Steuervorrichtung leitet, von denen die eine eine Schubdifferenz zwischen den Triebwerken und die andere eine Verschränkung der Triebwerke bzw. Strahlumlenkvorrichtungen bewirkt. Die Erfindung ist in der Zeichnung beispielsweise dargestellt. Es zeigtAccording to the invention, this object is achieved in that at the control around the roll axis serving control stick and on the pedal serving for control around the yaw axis two control units each are connected with a swivel device for the engines or beam deflectors are in communication via a common shaft in such a way that the two control units of each pair can be pivoted in the opposite direction, that also the one of the joystick associated control units with the opposite acting in relation to the signal, control units associated with the pedal are combined on a double-armed lever which is rotatably mounted on a rocker, each of the combined signal to a further to the Shaft connected control device conducts, one of which is a thrust differential between the Thrusters and the other causes an entanglement of the thrusters or beam deflection devices. The invention is shown in the drawing, for example. It shows

F i g. 1 ein Flugzeug mit symmetrisch angeordneten schwenkbaren Strahltriebwerken,F i g. 1 an aircraft with symmetrically arranged swiveling jet engines,

F i g. 2 eine schematische Darstellung einer Steuervorrichtung bei waagerecht gestellten Strahltriebwerken, F i g. 2 shows a schematic representation of a control device in the case of horizontally positioned jet engines,

F i g. 3 diese Steuervorrichtung bei senkrecht gestellten Strahltriebwerken,F i g. 3 this control device for vertical jet engines,

F i g. 4 eine Seitenansicht einer Steuerungseinheit in vergrößertem Maßstab,F i g. 4 shows a side view of a control unit on an enlarged scale;

F i g. 5 eine Draufsicht auf zwei Steuerungseinheiten, F i g. 5 a plan view of two control units,

F i g. 6 ein Schubvektorendiagramm im Falle der Giersteuerung,F i g. 6 is a thrust vector diagram in the case of yaw control,

F i g. 7 ein Schubvektorendiagramm im Falle der Rollsteuerung.F i g. 7 is a thrust vector diagram in the case of roll control.

Gemäß F i g. 1 sind an den Flügelspitzen eines Flugzeuges schwenkbare Triebwerke T und T' angeordnet, die während der Vertikalbewegung des Flugzeuges sowie während der Transition zur Steuerung um die Roll- und Gierachse herangezogen werden können. Da eine Schubdifferenz der Strahltriebwerke sowie ein Verschränken bei verschiedenen Stellungen der Triebwerke verschiedene Reaktionen des Flugzeugs zur Folge haben, sollen an Hand der F i g. 2, 3, 4, 5, 6 und 7 die Anordnung, der Aufbau und die Wirkungsweise der vorgesehenen Steuerungseinheiten für die beiden Endstellungen der Triebwerke erläutert werden.According to FIG. 1 pivotable engines T and T ' are arranged at the wing tips of an aircraft, which can be used during the vertical movement of the aircraft and during the transition to control the roll and yaw axes. Since a thrust differential of the jet engines as well as an entanglement in different positions of the engines result in different reactions of the aircraft, on the basis of FIG. 2, 3, 4, 5, 6 and 7 the arrangement, structure and mode of operation of the control units provided for the two end positions of the engines are explained.

Die vom Steuerpedal ausgehenden Signale überträgt ein Gestänge 1, das in zwei weitere Gestänge 2, 2' unterteilt ist, die an je eine Steuerungs-The signals emanating from the control pedal are transmitted by a linkage 1, which is divided into two further linkages 2, 2 ', each of which is connected to a control

einheit 6 bzw. 6' angreifen. Entsprechend überträgt ein Gestänge 3 mit Abzweigungen 4, 4' die Signale des Steuerungsknüppels zu Steuerungseinheiten 5 bzw. 5'. Die Steuerungseinheiten 5, 5' bzw. 6, 6' sind durch Stangen7, T bzw. 8, 8' mit einer Welleil gelenkig gebunden, die mit einer Schwenkvorrichtung für die Triebwerke über eine Stange 34 gekoppelt ist. Die Anordnung der Stangen?, T bzw. 8, 8' ist derart, daß die beiden Steuerungseinheiten 5, 5' bzw. 6, 6' jedes Paares in entgegengesetztem Sinn um die Achse 12 verschwenkt werden. Jede der Steuerungseinrichtungen besteht aus einem Bügel 13 (s. F i g. 4 und 5), an den die Stangen 7, T bzw. 8, 8' angreifen und ihn um die Achse 12 verschwenken können. Innerhalb des Bügels 13 ist an den Enden ein gabelförmiger Hebel 14, 14' drehbar gelagert (Drehachse 15). Dieser Hebel ist an seinem anderen Ende mit einem weiteren Hebel 17 über ein Gelenk 16 verbunden. Der Hebel 17 liegt zwischen den Hebeln 14, 14'. Der Hebel 17 entspricht in seiner Länge dem Hebel 14, 14'. Mit seinem freien Ende ist der Hebel 17 gelenkig mit einem Hebel 18 verbunden (Gelenkpunkt 19). Dieser ist an einem Zellenfestpunkt 20 angelenkt und greift mit seinem anderen Ende gelenkig an eine Stange 21, 21' bzw. 22, 22', von denen jeweils die Stangen 21, 22 bzw. 21', 22' über doppelarmige Hebel 23 bzw. 24 zusammengefaßt sind. Hierdurch ist jeweils eine dem Steuerknüppel zugeordnete Steuerungseinheit mit einer in bezug auf das Signal entgegengesetzt wirkenden, dem Pedal zugeordneten Steuerungseinheit kombiniert. Die doppelarmigen Hebel 23 und 24 sind je in einer zellenfest angelenkten Schwinge 25 bzw. 26 drehbar gelagert (Lagerstelle 27 bzw. 28). An dem freien Ende der Schwinge 26 bzw. 26' greift eine Stange 29 bzw. 30 an, die das kombinierte Signal zu einer weiteren Steuerungsvorrichtung 31 bzw. 32 leitet, die in ihrem Aufbau den übrigen Steuerungseinheiten 5 bzw. 6 entspricht. Über ein Gestänge 35 bzw. 36 ist die Steuerungsvorrichtung 31 bzw. 32 mit der Schwenkvorrichtung für die Strahltriebwerke verbunden.attack unit 6 or 6 '. Correspondingly, a linkage 3 with branches 4, 4 'transmits the signals from the control stick to control units 5 or 5'. The control units 5, 5 'and 6, 6' are articulated by rods 7, T and 8, 8 'with a shaft which is coupled to a pivoting device for the engines via a rod 34. The arrangement of the rods?, T and 8, 8 'is such that the two control units 5, 5' and 6, 6 'of each pair are pivoted about the axis 12 in opposite directions. Each of the control devices consists of a bracket 13 (see FIGS. 4 and 5) on which the rods 7, T or 8, 8 'engage and can pivot about the axis 12. Within the bracket 13, a fork-shaped lever 14, 14 'is rotatably mounted at the ends (axis of rotation 15). This lever is connected at its other end to a further lever 17 via a joint 16. The lever 17 lies between the levers 14, 14 '. The length of the lever 17 corresponds to the lever 14, 14 '. The free end of the lever 17 is articulated to a lever 18 (pivot point 19). This is articulated to a cell fixed point 20 and engages with its other end in an articulated manner on a rod 21, 21 'or 22, 22', of which the rods 21, 22 or 21 ', 22' via double-armed levers 23 and 24, respectively are summarized. In this way, in each case a control unit assigned to the control stick is combined with a control unit assigned to the pedal which acts in the opposite direction with respect to the signal. The double-armed levers 23 and 24 are each rotatably mounted in a rocker arm 25 and 26, which are articulated in a fixed manner to the cells (bearing point 27 and 28). At the free end of the rocker 26 or 26 'engages a rod 29 or 30, which routes the combined signal to a further control device 31 or 32, the structure of which corresponds to the other control units 5 and 6, respectively. The control device 31 or 32 is connected to the pivoting device for the jet engines via a linkage 35 and 36, respectively.

Die Wirkungsweise ist folgende: Angenommen die Triebwerke befinden sich in waagerechter Stellung, dann tritt bei ihrer Verschränkung auf Grund der entstehenden Vertikalkomponenten eine Rollbewegung des Flugzeugs ein. Sind die Triebwerke senkrecht gestellt, hat die Verschränkung eine Bewegung des Flugzeugs um die Gierachse zur Folge. Eine Schubdifferenz bewirkt bei waagerechter Stellung der Triebwerke eine Drehung um die Gierachse, bei senkrechter Stellung der Triebwerke eine Drehung um die Rollachse. Bei Zwischenstellungen der Triebwerke ergeben sich kombinierte Reaktionen auf das Flugzeug. Die Steuerungsvorrichtung 31 nimmt das Signal zur Erzeugung einer Schubdifferenz auf und überträgt es, während die Steuerungsvorrichtung 32 das Signal zur Verschränkung der Triebwerke weiterleitet. Beim Verschwenken der Triebwerke erfolgt über die Stange 34 ein Verdrehen der Welle 11 und somit ein Verschwenken der Steuerungseinheiten 5, 5', 6, 6' um die Achse 12. Hierdurch erfolgt eine Vergrößerung bzw. Verkleinerung des durch die Hebel 17 und 14, 14' gebildeten Winkels. Die Größe dieses Winkels ist ein Maß für das Übertragungsverhältnis vom ankommenden zum abgehenden Signal. Ein im Punkt 16 ankommendes Signal bewirkt sowohl eine Verschwenkung des Hebels 14, 14' um die Achse 15, 15' als auch eine Verschwenkung des Hebels 17 um den Punkt 19. Bilden die Hebel 14, 14' und 17 einen Winkel, so erfolgt zusätzlich zur Schwenkung des Hebels 17 eine Längsverschiebung desselben. Da die Abstände zwischen den Punkten 16-19 und 16-15 gleich groß sind, können die Schwenkachsen 15-15 und 19 durch Verschwenken der Steuerungseinheit um die Achse 12 zur Deckung gebracht werden. Der Winkel zwischen den Hebeln 14, 14' und 17 wird zu Null. Das im Punkt 16 ankommende Signal bewirkt in dieser Stellung der Achsen 15-15 und 19 eine Verschwenkung der Hebel 14, 14' und 17 um die gemeinsame Achse 15-15 bzw. 19. Eine Längsverschiebung des Hebels 17 tritt nicht auf. Diese Steuerungseinheit ist somit abgeschaltet.The mode of operation is as follows: Assuming the engines are in a horizontal position, then, when they are twisted, a rolling movement occurs due to the resulting vertical components of the aircraft. If the engines are set vertically, the entanglement has a movement of the aircraft around the yaw axis. A thrust difference causes a horizontal position of the engines one rotation around the yaw axis, one rotation when the engines are in a vertical position around the roll axis. With intermediate positions of the engines there are combined reactions to the Plane. The control device 31 receives the signal for generating a thrust differential and transmits it while the control device 32 forwards the signal for entanglement of the engines. When the engines are pivoted, the shaft 11 and 12 are rotated via the rod 34 thus a pivoting of the control units 5, 5 ', 6, 6' about the axis 12. This results in a Enlargement or reduction of the angle formed by the levers 17 and 14, 14 '. The size this angle is a measure of the transmission ratio from incoming to outgoing Signal. A signal arriving at point 16 causes the lever 14, 14 'to pivot the axis 15, 15 'as well as a pivoting of the lever 17 about the point 19. Form the levers 14, 14 'and 17 an angle, in addition to pivoting the lever 17, a longitudinal displacement takes place same. Since the distances between points 16-19 and 16-15 are the same, the Pivot axes 15-15 and 19 by pivoting the control unit about axis 12 to cover to be brought. The angle between levers 14, 14 'and 17 becomes zero. The one arriving at point 16 In this position of the axes 15-15 and 19, the signal causes the levers to pivot 14, 14 'and 17 about the common axis 15-15 and 19. A longitudinal displacement of the lever 17 does not occur on. This control unit is thus switched off.

Bei waagerechter Stellung der Triebwerke sind die Steuerungseinheiten 6' und 5 wirkungslos (F i g. 2), während bei senkrecht gestellten Triebwerken die Steuerungseinheiten 6 und 5' abgeschaltet sind (Fig. 3). Bei einer beliebigen Zwischenstellung der Triebwerke sind sämtliche Steuerungseinheiten je nach Winkelstellung mehr oder weniger wirksam. Beim Bewegen des Steuerknüppels zur Erzielung einer Rollbewegung übertragen die Gestänge 3, 4, 4' ein Signal zu den Steuerungseinheiten 5 und 5'. Bei senkrechter Stellung der Triebwerke ist jedoch die Steuerungseinheit 5' abgeschaltet, so daß nur ein Signal über die Steuerungseinheit 5 zu dem doppelarmigen Hebel 23 gelangt. Dieser überträgt das Signal über die Schwinge 25 zur Steuervorrichtung 31, die eine Schubdifferenz zwischen den Triebwerken bewirkt. Eine Schubdifferenz hat, wie bereits ausgeführt, bei senkrechter Stellung der Triebwerke die gewünschte Rollbewegung zur Folge. Die ebenfalls an den Hebel 23 angeschlossene Steuerungseinheit 6 des Pedals ist bei dieser Triebwerksstellung wirkungslos, so daß durch das Pedal kein Einfluß auf die Steuervorrichtung 31 ausgeübt werden kann. Bei Betätigung des Pedals bei senkrecht gestellten Triebwerken erfolgt die Signalübertragung durch die wirksame Steuerungseinheit 6', die mit dem doppelarmigen Hebel 24 und über die Schwinge 26 mit der Steuervorrichtung 32 in Verbindung steht. Da diese Steuervorrichtung eine Verschränkung der Triebwerke bewirkt, erfolgt eine Steuerung um die Gierachse. Diese Bewegungen entsprechen auch den Signalen des Pedals und des Steuerknüppels bei aerodynamisch gesteuertem Flug. Beim Übergang zum Horizontalflug mit entsprechend in horizontale Richtung geschwenkten Triebwerken erfolgt allmählich eine Abschaltung der Steuerung durch die Triebwerke, da die aerodynamische Rudersteuerung mit zunehmender Horizontalgeschwindigkeit wirksam wird. Die Steuervorrichtungen 31 und 32 befinden sich bei waagerecht gestellten Triebwerken entsprechend den Steuerungseinheiten 6' und 5 in unwirksamer Stellung.When the engines are in a horizontal position, the control units 6 'and 5 have no effect (FIG. 2), while the control units 6 and 5 'are switched off when the engines are positioned vertically (Fig. 3). With any intermediate position of the engines, all control units are each more or less effective after angular position. When moving the joystick to achieve a rolling movement, the linkages 3, 4, 4 'transmit a signal to the control units 5 and 5'. at vertical position of the engines, however, the control unit 5 'is switched off, so that only one The signal reaches the double-armed lever 23 via the control unit 5. This transmits the signal via the rocker arm 25 to the control device 31, which causes a thrust differential between the engines. As already stated, a thrust differential results in the desired rolling movement when the engines are in a vertical position. That too The control unit 6 of the pedal connected to the lever 23 is ineffective in this engine position, so that no influence on the control device 31 can be exerted by the pedal. When actuated of the pedal when the engines are positioned vertically, the signal is transmitted through the effective Control unit 6 'with the double-armed lever 24 and via the rocker 26 with the control device 32 is in communication. Since this control device causes an entanglement of the engines, there is a control around the yaw axis. These movements also correspond to the signals of the Pedals and the joystick in aerodynamically controlled flight. When transitioning to level flight if the engines are pivoted in a horizontal direction, the system will be switched off gradually the control by the engines, since the aerodynamic rudder control with increasing horizontal speed takes effect. The control devices 31 and 32 are located in the horizontally positioned engines corresponding to the control units 6 'and 5 in inoperative position.

Zur Veranschaulichung der angestrebten Wirkung sind in den F i g. 6 und 7 vor dem Gier- und Rollkommando die Schubvektoren S₁ und S₀ um den Winkel σ geschwenkt und von gleicher Größe.To illustrate the desired effect, FIGS. 6 and 7 before the yaw and roll command, the thrust vectors S ₁ and S ₀ pivoted by the angle σ and of the same size.

Im Falle der Giersteuerung (F i g. 6) — das Flugzeug soll z. B. eine Drehung um die Hochachse im Uhrzeigersinn machen — bewirkt die Steuerungseinheit 31 am Schubvektor S₁ eine Schubzunahme um + Δ S, am Schubvektor 5„ eine entsprechende Schubabnähme um —aS. Gleichzeitig bewirkt die Steuerungseinheit 32 eine Winkelverminderung des Schubvektors S₁ um — Δα und eine Schwenkwinkelzunahme des Schubvektors S, um + Δ σ. Die dadurchIn the case of yaw control (FIG. 6) - the aircraft should e.g. B. make a clockwise rotation around the vertical axis - the control unit 31 causes a thrust increase by + Δ S _{on the thrust vector S 1} , and a corresponding decrease in thrust by -aS on the thrust vector 5. At the same time, the control unit 32 reduces the angle of the thrust vector S ₁ by - Δα and increases the swivel angle of the thrust vector S by + Δ σ. The thereby

entstandenen Vektoren S₁' und 5'.,' sind in Größe und Richtung derart verschieden, daß ihre .v-Kompo-Schubvektors S₂ um
Vektoren S₁' und S₂ resulting vectors S ₁ 'and 5'., 'are so different in size and direction that their .v-Kompo-Schubvektor S ₂ um
Vectors S ₁ 'and S ₂

-Aa. Die dadurch entstandenen sind in Größe und Richtung -Aa. The resulting are in size and direction

nenten S₁ '_x und S./_v. die erforderliche freie Gierkom- derart verschieden, daß ihre z-Komponenten S₁₂ und ponente bilden, während die z-Komponenten S₁ ' _z und S₂'^ unterschiedlich sind und damit die erforderliche S₂ ' _z gleich sind und damit keinen Momenteneinfluß 5 freie Rollkomponente bilden, während ihre x-Komauf die Rollachse nehmen. ponenten S_1x und S₂'_x gleich sind und damit keinennents S ₁ ' _x and S. / _v . the required free yaw rate is so different that its z-components form S ₁₂ and ponente, while the z-components S ₁ ' _z and S ₂ ' ^ are different and thus the required S ₂ ' _{z are the} same and thus no moment influence 5 form free roll component, while their x-Comauf take the roll axis. components S _1x and S ₂ ' _{x are the} same and therefore none

Im Falle der Rollsteuerung (F i g. 7) — Rolle im Uhrzeigersinn — bewirkt die Steuerungseinheit 31 am Schub vektor S₁ eine Schubzunahme um +AS, am Schubvektor S₂ eine entsprechende Verminderung um —AS. Gleichzeitig bewirkt die Steuerungseinheit32 eine Winkelzunahme des SchubvektorsS₁ um +Aa und eine entsprechende Winkelverminderung des Momenteneinfluß auf die Gierachse nehmen.In the case of roll control (FIG. 7) - roll clockwise - the control unit 31 causes a thrust increase by + AS _{on the thrust vector S 1 and} a corresponding decrease by - AS on the thrust vector S _2. At the same time Steuerungseinheit32 causes an increase in the angle SchubvektorsS ₁ by + Aa and a corresponding reduction in the angle moment influence take on the yaw axis.

Die gleiche Steuervorrichtung ist auch anwendbar, wenn symmetrisch angeordnete Strahlumlenkvorrichtungen seitlich am Flugzeugrumpf oder im Heck des Flugzeuges vorgesehen sind und mit diesen Bewegungen um die Gier- oder die Rollachse ausgelöst werden sollen.The same control device can also be used when symmetrically arranged beam deflection devices are provided laterally on the fuselage or in the tail of the aircraft and with these movements should be triggered around the yaw or roll axis.

Hierzu 2 Blatt ZeichnungenFor this purpose 2 sheets of drawings

Claims

Claim:

Control device for a with symmetrically arranged pivotable jet engines or Aircraft equipped with beam deflectors for vertical take-off and landing, in which the initiated control signal can be reduced to zero, characterized in that that on the joystick used to control the roll axis and on that for control Two control units (5, 5 'or 6, 6') are connected to the pedal serving around the yaw axis are that with a swivel device for the thrusters or beam deflectors over a common shaft (11) are connected in such a way that the two control units (5, 5 'or 6, 6 ') of each pair are pivoted in opposite directions, so that each one the control units (5, 5 ') assigned to the joystick with the one relating to the signal oppositely acting control units (6, - 6 ') assigned to the pedal on a double-armed Lever (23 or 24) is combined, which can be rotated on a rocker (25 or 26) is stored, each of the combined signal to a further connected to the shaft (11) Control device (31 or 32) conducts, one of which (31) a thrust difference between the Thrusters and the other (32) an entanglement of the thrusters or beam deflecting devices causes.