DE1481551A1 - Flugregler fuer Flugzeuge - Google Patents

Description

Patentanmeldung
Fluggerätewerk Bodensee> G.m.boH._f Überlingen (Bodensee)

Plugregler für lUugzeuge

Die Erfindung betrifft ei;'ieft Flugregler für Flugzeuge mit einem Kreisel (Gierkreisel), dessen Empfindlichkeitsachse in Richtung der Hochachse dea Flugzeuga liegt, einem Konimandogeber, von dem zur Einleitung einer Kurve ejLn der gewünschten Wendegeschwindigkeit entsprechendes Kommando einem auf den Gierkreisel wirkenden Drehmo= mentgeber zuführbar ist;, und mit einem Steuerkanal für das Querruder

Bei üblichen Flugreglern dieser Art wird das Ausgangssignal des GLerkreiselB auf den 3eitenruderkanal des Flugreglers gegeben und das Seitenruder dementsprechend betätigte Zur Kurvenkoordinierung, cKi-u um das Scheinlpt in die Richtung der Plugzeughochachse zu bringen, iat es bekannt/, einen auf den Rollkreisel, doh«, den Kreisel, dessen Empfindliehkeitaachse in Richtung der Flugzeuglängsachse liegt, wirkenden Drehmomentgeber beim Aufschalten eines Kurvenkommandos mit elneiii pulsartigen Signal zu beaufschlagen, dessen Zeitiutfigral dem für die Kurvenkoordinierung erforderlichen Querneigungs winkel wenigs/tens annähernd proportional ist_o Eine zusätzliche ge« naue Kurvenkofcrdinierung erfolgt über einen Querbeschleunigungamessei oder Scheißojtfreber (deutsche Patentschrift 1 196 969) _o Eine solche Kurvenführung über das Seitenruder ist bei relativ geringen Fluggeschwindigkeiten erforderlich. Bei diesen iet die Eigenstabilität des rlugzßuges um seine Hochachse noch gering. Durch das Seitenruder erfolgt rtie/S^&EfYisferung/uSct 8bir^aSriies Seitenruder erfolgt auch die Kurvenführung an welche eich die noch geringe Querneigung schein= lotripiit.ig ,anzupassen hat_o Bei hohen Fluggeschwindigkeiten können dagegen die großen, im Kurvenflug auftretenden Normalkräfte nur über eine große Querlage aufgebracht werden.

Eu iat. daher bekannt, die Kurve bei einem Flugzeug durch eine Rollbe·=

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wegung einzuleiten«. Zu diesem Zweck wird zum Einleiten einer Kurve das Flugzeug gegenüber einem Lotkreisel in eine Schräglage gebracht und schiebt vorrübergoheniä Durch den Schiebewinkel wird ein Moment auf das Plugzeug wirksame Unter dem Einfluß der nunmehr großen Windfahnenstabilität dreht sich* da3 Flugzeug in einen Schiebe winkel null* Hierbei fällt die Kurvenführung primär dem Querruder ZU₀ Die Wendegeschwindigkeit ergibt sich dann aerodynamisch aus der

eingestellten Schräglage« Die Wendegeschwindigkeit "Ψ , die sich aus einer bestimmten Schräglage J⁷ ergibt, hängt jedoch nach der Beziehung

ta f * J · *

* 9

von der Fluggeschwindigkeit ν ab« Die Fluggeschwindigkeit ν ist jedoch nur relativ umständlich und ungenau aus dem Staudruck, dem Luftdruck und der Lufttemperatur zu bestimmen«,Auch das Kreisellot ist in Kurven mit einem gewissen Fehler behaftet. Ea ist daher sehr schwierig, auf dem Wege über die Einstellung der Schräglagef mit guter Genauigkeit eine gewünschte Wende>gesehwindigkeit τ zu erzielen.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die Nachteile der bekannten Flugregler hinsichtlich des Kurvenfluges zu vermeiden,,

Der Erfindung liegt weiter die Aufgabe zugrunde, einen Flugregler zu schaffen, der bei höheren Fluggeschwindigkeiten eine genaue Vorgabe der Ifendegeschwindigkeit gestattet»

Der Erfindung liegt ferner die spezielleAufgabe zugrunde, einen Flugregler zu schaffen, bei welchem die Einstellung der Wendegeschwindigkeit ohne Berücksichtigung der Fluggeschwindigkeit erfolgen kann ο

Erfindungsgemäß wird das dadurch erreicht, daß von dem Gierkreisel ein Wendegeschwlndigkeits-Fehlersignal {y_ls+ — ~Ψ &oH ) ^mi·* Vorhalt auf dem Querruderkanal zur Regelung der Rollgeachwindigkeit aufschal tbar ist. 909818/0559 -3-

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Ea erfolgt also bei dem erfindungegemäßen Plugregler an dem Gierkreiael ein Vergleich von Kurvenkommando und Wendegeschwindigkeit. Das AuBgangsaignal geht aber nicht, wie bei den bekannten Plugregler auf den Stellmotor für das Seitenruder sondern in den Querruderkanal Ea erfolgt also hier eine Kurveneinleitung über das Querruder, ,1e_·. doch mit einem geschlossenen Regelkreis, so daß die Wendegeechwinalg; genau und unabhängig von der Pluggeschwindigkeit vorgegeben werden kannο Da die Wendegeschwindigkeit, also die Änderung der Bahnrichtung, erst eine Folge der Schräglage des Flugzeuge ist und mit einer durch die mechanischen und aerodynamischen Eigenschaften des Flugzeuges bedingten Verzögerung eintritt, ist es wichtig, daß das Auegangssignal des Gierkreisels mit Vorhalt auf den Querruderkanal aufgeschaltet wird, um diese Verzögerung zu kompensieren. Wesentlich ist ferner, daß von dem Ausgangssignal die Rollgeschwindigkeit geregelt wird, d.h. daß aloh. die Querlage so lange verändert, bis das ßlerkreisel-Signal verschwindet« Wenn von dem (xierkreisel -

Signal nur die Querlage* bestimmt würde, dann würde einer bestimmten

/Im allgemeinen eingeregelten Schräglage/eine endliche !Differenz von Soll» und

Istwendegeschwindlgkeit entspredhen«

Die Erfindung kann in der Form verwirklicht werden, daß das Ausgangs oignal des vorhaltbildenden Gierkreiselaystems auf einen Drehmoment' geber aufschaltbar ist und dieser auf einen Kreisel (Rollkreisel) wirkt, dessen Empfindlichkeitsachse in Richtung der Längsachse dee Flugzeugs liegt und dessen Ausgangssignal die Stellmotoren für die Querruder beaufschlagt»

Um eine schnellere Beeinflussung der Schräglage durch eine Abweichung des Wendegesohwindigkeit-Istwertes ^_4e+ von dem Sollwert

soll ^{zu erreicnen} kann das Auegangesignal des Gierkreiselsysteme zusätzlich unmittelbar auf den Kraftechalter dee Querruderkanale aufschaltbar sein,

TJm schließlich beim Einschalten des Wendegeschwindigkeits-Komman-

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dos sohneil die erforderliche Schräglage zu erhalten, kann ferner das YTendegeschwlndlgkelts-Kommandos zusätzlich über ein differenzierendes Glied auf den Drehmomentgeber des Rollkreieela aufgeaohaltet werden»

Die Eriindung geatattet es schließlich, einen Plugregler zu schaffen der sowohl in niedrigen als auch in hohen Fluggeachwlndigkeltsberef.chen in einor den jeweiligen Bedingungen entsprechenden Weise arbeitet« Dan wird in weiterer Ausbildung der Erfindung dadurch erreicht, daß eine Umschaltvorrichtung vorgesehen 1st, durch welche cas Ausgangsölgnal des Gierkreiseleystems bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten von dem Querruderkanal ab- und auf den Stellmotor des Seitenruders aufschaltbar und stattdessen auf den Querruderkanal ein Qucubesehleunlgungsmesser aufschaltbar ist· Bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten erfolgt also eine Regelung in der eingangs beschriebenen Weise über das Seitenruder z.B» nach Art der deutschen Patentschrift 1 196 969 mit einer Kurvenkoordinierung über einen Querbeschleunigungsmesserο

Ein Ausführungabeispial der Erfindung ist im folgenden unter Bezugnahme auf die zugehörigen Zeichnungen nähsr erläutert:

Figo 1 zeigt schematisch einen der drei zur Stabilisierung der drei Flügzeugaohsen vorge«= eehenen Kreisel«

Fig«, 2 ist ein Blookdiagramm des Flugreglers*

Fig· 5 und 4 zeigen schematisch ein Flugzeug von vorn und von oben und veranschaulichen die Art der Kurvenführung im unteren Fluggeschwindigkeitsbereich·

Fig* 5 und 5 sind Darstellungen ähnlich Fig. 3 und 4 und veisanschaulichen die Art der Kurven-

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führung bei höheren Fluggeschwindigkeiten_o

In Pig. 1 1st der Kreiselmotor IO in einem Rahmen 12 gelagert· Der Rahmen 12 1st seinerseits schwenkbar gelagert und zwar um eine Achse (Präzlsionsaohse) 14_f die senkrecht zu der Drallachse 16 des Kreiselrotors 10 liegt· An dem Rahmen 12 1st ein senkrecht zu der P.räzessions£.chse 14 ein Querbalken 18 angebracht_α An diesem Balken 13 sind zwei Kolben 20, 22 angelenkt, die in Zylindern 24, 26 gleiten. Die Zylinder stehen durch zwei Drosseln 26, 30 mit der AuQe) luft in Verbindung. Bei einem PräzeBsionsmoment des Kreisels infolge einer Wenüegeschwindlglceit ω des Flugzeuges um die Meßachse32, wird die Luft über den einen Kolben verdichtet und über den anderen verdünnt und wirkt auf den Kreisel wie eine Fesselfeder· Der zugehörige Drehwinkel der Präzesslonsaohse 14 wird aus diesem Moment heraus der Vendßgeschwindigkeit to proportional·

Zugleich strömt aber über die Drosseln 28 und 30 luft aus den Zylindern 24, 26 aus bzw. in diese ein und vergrößert den Drehwinkel d»r Präzessionaachsa 14 proportional dem Zeitintegral der Drehgeschwindigkeit, J)er Qesamtausachlag A des Kreisels entspricht damit der Beziehung:

A ~ C₄ ω + C₀ J ω d t.

Ein Abgp.,if.i 33 bzw· 34 bzw» 35 (P-Abgriff) gibt ein dem Kreiselausschlag proportionales Signal °~p · Es wird dem zugeordneten Summierverstärker 36, bzw. 38 bzw. 40 (Fig. 2) des Reglers zugeführt und dient zur Lagestabilisierung des Flugzeugs. Sin zweiter Abgriff 42 bzw» 44 bzw. 46 1st ein elektrodynamischer Abgriff (D-Abgriff) und liefert an den Verstärker 36 bzw. 38 oder 40 ein zusätzliches differenziertes Signal ⁰^D , das zur Bildung eines Vorhaltes und damit der Dämpfung des Regelvorganges dient. Mit Hilfe dieser beiden Signale ⁰P und °"2> wird das Flugzeug über einen angeschlossenen Stellmotor 48, 50 bzw. 52 in seiner Lage um die betreffende Empfindlichkoitsachae stabilisiert. Die Präeeseionsaohse des Kreisels trägt außerdem einen Momentengeber 54 bzw_o 56, 58.

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lea Keglers dargestellt. PUr jede der drei Elugneugachasn _t Querachse, Hochachae und Iiängaachae,iat ein XYQlaal der TaoBchrlebenen Art vorgesehen, wobei die Empfindlichkeitaachse des generell mit 60 bezeichneten Kreisele in Richtung der Querachse liegt, die EiapfindllohkeitaachBe einee KiAsele 62 in Richtung der Hochachae und die Empfindlichkeitsaashse eines dritten 'Kreiaelü 64 in Richtung der Längeaühse. Mit dieaen drei Kreiseln aind drei Regelkanäle aufgebaut, durch Milche eine Stabiliaierung dea Flugzeuges um die drni Achsen erfolgt. Di ο Xreiaol ■ -agieren auf Winkelgeschwindigkeiten um die Achsen mit Signalen «> und ⁰^) von den proportionalen und differenzierenden Abgriffen« Dieae Signale werden auf Verstärker oder Kraftaohalter 36« 38, 40 gegeben und bewirken iiblicherweiae über einen zugeordneten Stellmotor 48, 50 bzw 52 einen entopreohenden Auaachlag von Höhen- , Selten- oder Querruder 66, 68 bzw, 70, welcher der Laßeabweichung entgegenwirkt. Bäa let die übliche lageatabilisierende Wirkung dee Flugregler^.

Im Gierkanal liegt am Auagang dea Veratärkera 38 ein Umachalter 72, der mit einem Kontakt in der Schaltateilung a den Gierveretärker 38 an den Stellmotor 50 für dae* Seitenruder 6ß legt. über, einen zweiten Kontakt dea Umschalters 72 wird in dei* Stellung a ein QuerbeachleuiiigUTigameaaer 74 auf den Rollkanal auf geschaltet, und zwar geht dea Signal des Querbesohleunigungamepsera 74 über einen eineteilbaren Widerstand 76 auf den Kraftechalter 40 des Rollkanals* Gleichzeitig guht daa Signal des Querbeschleunigungamesaera 74 über einen Einstellwideratand 78 auf den Drehmomentgeber 58 des Rollkreiseis 64.

Zur Einleitung einer Kurve ist ein Kommandogeber 80 vorgesehen, der ein der gewünschten Wendegeschwindigkeit proportionales Kurvenk,OBmando liefert. Dieses Kuryenkommando wird über- einen differenzierenden Kondensator 82 und. einen einstellbaren Widerstand 84 auf den Drehmomentgeber 58 daa Rollkreiseis gegeben, und zwar als pulsförinigea Signal, dessen Zeitintegral wenigstens annähernd dea

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Querneigungswinkel entspricht, der für die am Kommandogeber eingestellte Wendegeschwindigkeit 'Ψ erforderlloh 1st. In der Hauptsache geht aber das Kurvenkommando über einen noch zu erläuternden Koordinatenwandler 86 In den Gierkanal, und zwar auf den Drehmomentgeber 56 des Gierkreisels 62. Unter dem Einfluß des Kurvenkommandos am Drehmomentgeber 56 präzedlert der Kreisel 62 und bewirkt - in Schaltateilung a - einen Ausschlag des Seltenruders und damit einen Anstellwinkel des Flugzeugs und eine Kurvenführung. Das Flugzeug fliegt eine Kurve und zwar so, daß das von der Wendegeschwindigkeit des Flugzeuges um die Hochaohse herrührende Präzessionemoment dem Drehmoment die Waage hält, das von dem Kurvenkommando her an dem Drehmomentgeber 56 wirksam wird. Der Gierkreisel 62 dient somit zum Vergleich zweier Wendegeschwindigkeiten, nämlich der durch das Xurvenkommando vorgegebenen Sollwendegeschwindigkeit *ψ _aoii und der tatsächlich vom Flugzeug ausgeführten Istwendegeschwindigkeit W _4#.₊ Die DIfferenzTi_st ~ Ysoll ^erzeuS* ^e*ⁿ Auegangssignal an dem Kreisel, und zwar durch den differenzierenden Abgriff 44jmit Vorhalt. Es wird somit bei dieser Betriebsweise über das Seitenruder 68 eine Wendegeschwindigkeit eingeleitet, über den differenzierenden Kondensator 82 wird ein Pulssignal auf den Drehmomentgeber 58 gegeben, und das Signal des Kreisels 64 bewirkt eine Rollbewegung des Flugzeugs um einen dem Zeitintegral des Pulssignale und damit dem Kurven» kommando proportionalen Winkel. Das Flugzeug wird somit durch das ?ulsaignal zunächst schnell in eine Schräglage gebracht, die wenigstens annähernd der zur richtigen Kurvenkoordinierung erforderlichen entspricht. Wenn das Flugzeug trotzdem noch etwas schiebt oder hängt, wird dieser Restfehler durch das Querbeschleunigungssignal vom Querbeschleunigungsmesser 74 beseitigt, und zwar wird dieses einmal proportional über den Widerstand 76 auf den Kraftschalter 40 gegeben und zum anderen wird es integrierend über den Widerstand 78 und den Drehmomentgeber 58 zur Wirkung gebracht.

Wenn das Flugzeug geradeaus fliegt, dann hat das Höhenruder u.a. die Aufgabe, die Sollhöhe zu halten. Von einem Höhenmesser 88 wird ein Höhenfehlersignal Λ"# auf den Nickkanal gegeben, und zwar einmal

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unmittelbar, also proportional auf den *-raftschalter 36 und zum anderen - integrierend - auf den Drehmomentgeber 64 des Niokkreisels 60. Wenn das Plugzeug in einer nicht mehr vernachlässigenden Schräglage fliegt» dann gehen die Punktionen von Höhenruder 48 und Seitenruder 50 etwas ineinander über. (Im theoretischen Grenzfall eines Querneigungswlnkels 90° wurden Höhen- und Seitenruder ihre Punktion vertauschen). Ss ist daher ein vom (nicht dargestellten) Lotkreisel gesteuerter Koordinatenwandler 86 vorgesehen, welcher das Kurvenkoramandö E und das Höhenfehler - Signal ^H in den Xilnearkoabinationen

K sin J* + Δ H cos f

K-cosjp +ΛΗ sin f

auf Nick- und Gierkanal verteilt, wobei f der Querneigungswinkel ist. Diese Koordinatenwandlung trägt auch der Tatsache Rechnung, daß das Kurvenkonmando eine Wendegeschwindigkeit "ψ _βο^χ vorgibt, die auf erdfeste Koordinaten bezogen 1st, während der Gierkreisel 62 an sich nur die Drehgeschwindigkeit ω um die Hochachse, also eineforehge« schwindigkeit im flugzeugfesten Koordinatensystem liefert· Das wird später noch von Bedeutung sein.

Diese Art Kurveneinleitung über das Seitenruder wie sie in der Schalteteilung a des Umschalters 72 erfolgt, 1st im wesentlichen bei relativ geringen Fluggeschwindigkeiten, ZrB. kurz nach dem Start, angebracht« Bei diesen Geschwindigkeiten 1st die Eigenstabilität (Windfahnenstabilität) des Flugzeuges um die Hoohaohse noch gering· Es ist erforderlich, das Flugzeug über d as Seltenruder 68 zu stabilisieren und andererseits kann durch Auslenkung des Seitenruders «ine Drehung des Flugzeuge mit der gewünschten Wendegeschwindigkelt bewirkt werden. Bei hohen Fluggeschwindigkeiten treten dagegen andere Verhältnisse auf. Es ist dann eine hohe Windfahnenstabilität des Flugzeugs um lie Hochachse vorhanden und es 1st praktisch nicht möglich, die -Curve allein mit dem Seitenruder einzuleiten sondern es

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muß die Kurve durch eine Schräglage eingeleitet werden, wobei das Flugzeug sich durch aerodynamische Kräfte (Windfahnenwirkung) die der Schräglage entsprechende Drehung ausführt«

Zu diesem ^weck wird bei höheren Fluggeschwindigkeiten der Umschalter 72 in die Schaltstellung b gebracht. In dieser Schalteteilung kam der Stellmotor 50 von dem Kranschalter 38 getrerint/ffii ?8hrt (8n¥er dem Einfluß der Stellungsrüokführung das Seitenruder in die Nullstellung zurück. Es erfolgt dann keine Stabilisierung des Flug· zeuges durch das Seltenruder mehr· Die Stabilisierung wird durtih die Eigenetabilitäifdes Flugzeuges um die Hochaohse ersetzt. Der Querbeschleunigungsmesser 74 ist in der Schalteteilung b ebenfall· abgeschaltet. Stattdessen liegt der Ausgang des Kraftaohalters 38, dem die proportionalen und differentiellen Ausgangsslgnale des Kreisels 62 zugeführt werden, über den einen Kontakt des Umschalters 72 und eine Verbindung 90 einmal über den Widerstand 76 am Eingang des Kraftschaltere 40 im Rollkanal und zum anderen über den Widerstand 78 am Drehmomentengeber 58 des Rollkreisels. Gleichzeitig wird über einen mit dem Umschalter 72 gekuppelten Schalter 92 zu dem Kondensator 82 ein Kondensator 94 parallelgeschaltet.

Bei dieser Betriebswelse wird ebenfalls das Kurvenkonmando Κ^γ_β0^ über den Koordinatenwandler 86 auf den Drehmomentgeber 56 gegeben. Der Koordinatenwandler machtjdaraus ein Signal, das der bei einer Wendegeschwiadigkeit "ψ _a0]\ um die Hochachse auftretenden Drehgeschwindigkelt

^ω soll " noil ^ooe S

entspricht und der Kreisel vergleicht dieses Signal mit der tatsächlichen Drehgeschwindigkeit ω . Das am Kraftschalter 38 auftretende Fehlersignal ist nun von der Differenz dieser Drehgeaohwindigkeiten abhängig, diese wird aber durch den differenzierenden Abgriff 34 mit Vorhalt aufgoschaltet. Das Wendegeschwindigkeits-Fehlerslgnal ^ soll "* ^i3^{v l3ZW}· ^ soll ■"* ^i ¥^{lr<3 mi}* diesem Vorhalt benutzt

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um eine Schräglage dee Flugzeugs einzuleiten, bei welcher das Fehlersignal verschwindet. Zu diesem Zweck wird das Ausgangesignal des Kraftschalters 38 über den Widerstand 78 auf den Drehmomentgeber 58 des Rollkreisels gegeben« wodurch eine diesem Ausgangssignal entsprechende Rollgesohwindlgkelt des Flugzeugs um seine Längsachse eingeleitet wird. Das Flugzeug dreht sich also um die Längsachse, solange, bis das Signal am Kraftsohalter 28 verschwindet. Über den Widerstand 76 erfolgt eine proportionale Aufschaltung des Signals von Kraftachalter 40. Diese proportionale Aufschaltung bewirkt, daß das Wendegeschwindigkeits-Fehlersignal mit dem Vorhalt, der durch den differenzierenden Abgriff gewonnen wird, unmittelbar an den Querrudern 70 wirksam wird. Sie proportionale Aufschaltung sorgt dadurch für die Stabilität der erfindungsgemäßen Wendegeschwindigkeita-Regelung über die Querlage. Die integrale Aufschaltung über den auf den Kreisel 64 wirkenden Drehmomentgeber 58 bewirkt, daß der Fehler vollständig herausgeregelt wird und keine Restabweichung bleibt. Zusätzlich wird, wie bei der zuerst geschilderten Betriebeweise, bei Einschalten eines Kurvenkommandos über die Kondensatoren 82 und 94 ein Pulssignal auf den Drehnocientgeber 58 gegeben, durch welches das Flugzeug zunächst einmal wenigstens annähernd in die richtige Schräglage gebracht wird. Da die erforderliche Schräglage bei höheren Fluggeschwindigkeiten, bei denen die zweite Betriebsweise angewandt wird, größer ist als bei den geringeren Geschwindigkeiten ier ersten Betriebsweise wurde mit der Umschaltung die Kapazität des Differenziergliedes durch Parallelschalten des Kondensators 94 über Schalter erhöht.

Fig.3 bis 6 veranschaulichen die beiden Betriebsweisen und die benutzten Bezeichnungen. In Fig.3 und 4 erfolgt die Einleitung der Kurve durch Betätigung des Seltenruders 68« In FIg 5 und 6 wird bei etärkerer Schräglage J^ die Wendegesohwindigjfcelt i^duroh Betätigung der Querruder 70 geregelt« Das Seltenruder 68 steht fest ο

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Bei Flugseugen· die bei hoher Fluggeschwindigkeit ewar eine groe~ se tfindfahnenstabllit&t jedoch eine geringe Dämpfung um die 01eraohee haben, let eine susätsliohe Dämpfung der Gleraohs» duroh den Flugregler auch in der Schalterstellung ^Nb^tt erwünsoht. Dieeer Dämpfer darf aber nicht stationären Drehungen dea Flugseuges um •eine Oierachee entgegen wirken, da sie sich anderenfalls in der Karre nicht exakt in die Windfahnenrlohtung einstellen würde.

Brfindungsgemäß wird deshalb/^Wn^gi^geetriehelt dargestellt, Über den Umschalter 72 in der Stellung "b" allein das dlfferenslerte Signal £_D des Wendekreisel 62 sum Stellmotor 50 für das Seitenruder geschaltet, das nur auf die Änderungen der Drehgeschwindigkeit anspricht.

Im Ctegensats zu Yorbekannten Kurveneteuerungen, bei denen die Kurve über die Querruder eingeleitet wird, erfolgt naoh der Erfindung eine echte Regelung der Vendegeschwindlgkeit mit einem Istwert-Sollwert-Vergleich und einem geschlossenen Regelkreis. Ss ist bei dem beschriebenen Flugregler möglich, je naoh der Fluggeschwindigkeit Kurven entweder über das Seitenruder oder - in geregelter Weise - über die Querruder einculeiten und ewar unter Verwendung der gleichen Bauteile wie Kreisel, Drehmomentgeber und Kraftsohalter, so das nur ein elnslger eusätslleher Umschalter erforderlieh ist. Die Geschwindigkeltsberelohe in denen eine Kurveneinleitung nach der einen oder nach der anderen Methode erfolgen kann, gehen fließend Ineinander über und es gibt einen Zwisohenbereloh, in welchem beide Methoden anwendbar sind. Der Tfmsohaltpunkt ist daher nloht kritisch. Bs kann eine manuelle Umschaltung erfolgen. Die Umschaltung von einer Betriebsweise eur anderen kann aber eweckmäfiigerweiee auch automatisch erfolgen, etwa eugleioh mit dem Einfahren von Fahrwerk und Landeklappen.

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Claims (1)

1. 1551

   - 12 -Patentansprüche

   1. Flugregler für Flugzeuge mit einem Kreisel (Gierkreisel)» dessen Empfindlichkeitsachse in Richtung der Hochachse des Flugzeugs liegt, einem Kommandogeber, von dem zur Einleitung einer Kurve.ein der gewünschten Wendegeschwindigkeit entsprechendes Kommando einem auf den Gierkreisel wirkenden Drehmomentgeber zuführhar 1st, und mit einem Steuerkanal für das Querruder, dadurch gekennzeichnet, daß von dem Gierkreisel (62) ein Wendegesohwindigkeits-Fehlersignal (1^_1βΐ -^₈₀Il ) ^{mit Vorhalt auf} den Querruderkanal zur Regelung der Rollgeschwindigkeit aufschalt bar ist.

   2· Flugregler nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Ausgangssignal des vorhaltbildenden Gierkreiselsystems £62, 34, 44, 38) auf einen Drehmomentgeber (58) aufschaltbar ist und dieser auf einen Kreisel (64) (Rollkreisel) wirkt, dessen Empfindlichkeitsachse in Riohtung der Längsachse des Flugzeugs liegt und dessen Ausgangssignal die Stellmotoren (52) für die Querruder (70 beaufschlagt»

   3β Flugregler nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Ausgangssignal des Grierkreiselsystems zusätzlich unmittelbar auf den Kraftaehalter (40) des Querruderkanals aufschaltbar ist,

   4· Flugregler nach einem der Ansprüche 1 bis 3» dadurch gekennzeichnet, daß das Wendegeschwindigkeitekommando zusätzlich über ein ■ differenzierendes Glied (82, 94, 84) auf den Drehmomentgeber (58) des Rollkreisele (64) aufgeschaltet 1st.

   •t

   5- Flugregler nach einem der Ansprüche 1 bis 4 t dadurch gekennzeichnet, dafl eine Umsohaltvorrichtung (72)vorgesehen ist, durch welche das Ausgangesignal des Gierkreiselsystems bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten von dem Querruderkanal ab- und auf den Stellmotor (50) des Seitenruders (68) aufsohaltbar und stattdessen auf den Querruderi^anal ein Querbeschleunigungsmesser (74) aufachaltbar let. 9Q98 1 8/0559

   6. Flugregler nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß nach der Umschaltung des Ausgangssignals vom Gierkreisel (62) auf den Querruderkanal das differenzierte Signal des Gierkreisels (62) auch weiterhin dem Stellmotor (50) des Seitenruders (68) zugeführt wird.

   7. Plugregler nach einem der Ansprüche 1 bis 6_f dadurch gekennzeichnet, daß das Ytendegeschwindigkeits-Kommando den Drehmomentgeber (56) des Gierkreisels (62) über einen von einem Lotkreisel gesteuerten Koordinatenwandler (86) zugeführt wird.

   8J Flugregler nach einem der Ansprüche 1 bis 7» dadurch gekennzeichnet, daß der Gierkreisel (62) einen Ausschlag um die Präzessionsachse ausführt, der eine lineare Funktion der Vfendegeschwindigkeit und ihres Zeitintegrals (cj£>+ o_QJpjdt) ist, und daß der Kreiselausschlag durch einen proportionalen und einen differenzierenden Abgriff (54, 44) abgegriffen wird.

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