DE1481551B2 - Kurvenflugregler für Flugzeuge - Google Patents

Description

ψ · ν
tg,,= —

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.

Es ist daher sehr schwierig, auf dem Wege über die Einstellung der Schräglage φ mit guter Genauigkeit eine gewünschte Wendegeschwindigkeit Ψ zu erzielen.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die

Nachteile der bekannten Flugregler hinsichtlich des Kurvenflugcs zu vermeiden und einen Flugregler zu schaffen, der bei höheren Fluggeschwindigkeiten eine genaue Vorgabe der Wendegeschwindigkeit gestattet und bei welchem die Einstellung der Wendegeschwin-

digkeit ohne Berücksichtigung der Fluggeschwindigkeit erfolgen kann.

Erfindungsgemäß wird das dadurch erreicht, daß von dem Gierkreisel ein Wendegeschwindigkeits-Fehlersignal (ψ^ — "i^oii) mit Vorhalt auf dem Querruderkanal zur Regelung der Rollgeschwindigkeit aufschaltbar ist.

Es erfolgt also bei dem erfindungsgemäßen Flugregler an dem Gierkreisel ein Vergleich von Kurvenkommando und Wendegeschwindigkeit. Das Ausgangssignal geht aber nicht, wie bei den bekannten Flugreglern, auf den Stellmotor für das Seitenruder, sondern in den Querruderkanal. Es erfolgt also hier eine Kurveneinleitung über das Querruder, jedoch mit einem geschlossenen Regelkreis, so daß die Wendegeschwindigkeit genau und unabhängig von der Fluggeschwindigkeit vorgegeben werden kann. Da die Wendegeschwindigkeit, also die Änderung der Bahnrichtung, erst eine Folge der Schräglage des Flugzeugs ist und mit einer durch die mechanischen und aerodynamischen Eigenschaften des Flugzeugs bedingten Verzögerung eintritt, ist es wichtig, daß das Ausgangssignal des Gierkreisels mit Vorbehalt auf den Querruderkanal aufgeschaltet wird, um diese Verzögerung zu kompensieren. Wesentlich ist ferner, daß von dem Ausgangssignal die Rollgeschwindigkeit geregelt wird, d. h., daß sich die Querlage so lange verändert, bis das Gierkreisel-Signal verschwindet. Wenn von dem Gierkreisel-Signal nur die Querlage bestimmt würde, dann würde einer bestimmten eingeregelten Schräglage im allgemeinen eine endliche Differenz von Soll- und Istwendegeschwiridigkeit entsprechen.

Die Erfindung kann in der Form verwirklicht werden, daß das Ausgangssignal des vorhaltbildenden Gierkreiselsystems auf einen Drehmomentgeber aufschaltbar ist und dieser auf einen Kreisel (Rollkreisel) wirkt, dessen Empfindlichkeitsachse in Richtung der Längsachse des Flugzeugs liegt und dessen Ausgangssignal die Stellmotoren für die Querruder beaufschlagt.

Um eine schnellere Beeinflussung der Schräglage durch eine Abweichung des Wendegeschwindigkeit-Istwertes ψ-^ von dem Sollwert W_1111n zu erreichen, kann das Ausgangssignal des Gierkreiselsystems zusätzlich unmittelbar auf den Verstärker des Querruderkanals aufschaltbar sein.

Um schließlich beim Einschalten des Wendegeschwindigkeits-Kommandos schnell die erforderliche Schräglage zu erhalten, kann feiner das Wendegeschwindigkeits-Kommando zusätzlich über ein differenzierendes Glied auf den Drehmomentgeber des Rollkreisels aufgeschaltet w.erden.

Die Erfindung gestattet es schließlich, einen Flugregler zu schaffen, der sowohl in niedrigen als auch in hohen Fluggeschwindigkeitsbereichen in einer den jeweiligen Bedingungen entsprechenden Weise arbeitet. Das wird in weiterer Ausbildung der Erfindung dadurch erreicht, daß eine Umschaltvorrichtung vorgesehen ist, durch welche das Ausgangssignal des Gierkreiselsystems bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten von dem Querruderkanal ab- und auf den Stellmotor des Seitenruders aufschaltbar und stattdessen auf den Querruderkanal ein Qucrbeschleunigungsmesser aufschaltbar ist. Bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten erfolgt also eine Regelung in der eingangs beschriebenen Weise über das Seitenruder z. B. nach Art der deutschen Patentschrift 11 96 969 mit einer Kurvenkoordinierung über einen Querbeschleunigungsmesser.

Im Gegensatz zu vorbekannten Kurvensteuerungen, bei denen die Kurve über die Querruder eingeleitet wird, erfolgt nach der Erfindung eine echte Regelung der Wendegeschwindigkeit mit einem Istwert-Sollwert-Vergleich und einem geschlossenen Regelkreis. Es ist bei dem beschriebenen Flugregler möglich, je nach der Fluggeschwindigkeit Kurven

ίο entweder über das Seitenruder oder — in geregelter Weise — über die Querruder einzuleiten und zwar unter Verwendung der gleichen Bauteile wie Kreisel, Drehmomentgeber und Verstärker, so daß nur ein einziger zusätzlicher Umschalter erforderlich ist. Die Geschwindigkeitsbereiche, in denen eine Kurveneinleitung nach der einen oder nach der anderen Methode erfolgen kann, gehen fließend ineinander über und es gibt einen Zwischenbereich, in welchem beide Methoden anwendbar sind. Der Umschaltpunkt ist daher nicht kritisch. Es kann eine manuelle Umschaltung erfolgen. Die Umschaltung von einer Betriebsweise zur anderen kann aber zweckmäßigerweise auch automatisch erfolgen, etwa zugleich mit dem Einfahren von Fahrwerk und Landeklappen.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist im folgenden unter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher erläutert.

F i g. 1 zeigt schematisch einen der drei zur Stabilisierung der drei Flugzeugbasen vorgesehenen Kreisel;

F i g. 2 ist ein Blockdiagramm des Flugreglers;
Fig. 3 und 4 zeigen schematisch ein Flugzeug von vorn und von oben und veranschaulichen die Art der Kurvenführung im unteren Fluggeschwindigkeitsbereich;

Fig. 5 und 6 sind Darstellungen ähnlich Fig. 3 und 4 und veranschaulichen die Art der Kurvenführung bei höheren Fluggeschwindigkeiten.

In F i g. 1 ist der Kreiselmotor 10 in einem Rahmen 12 gelagert. Der Rahmen 12 ist seinerseits schwenkbar gelagert, und zwar um eine Achse (Präzisionsachse) 14, die senkrecht zu der Drallachse 16 des Kreiselrotors 10 liegt. An dem Rahmen 12 ist senkrecht zu der Präzessionsachse 14 ein Querbalken 18 angebracht. An diesem Balken 18 sind zwei Kolben 20, 22 angelenkt, die in Zylindern 24, 26 gleiten. Die Zylinder stehen durch zwei Drosseln 28, 30 mit der Außenluft in Verbindung. Bei einem Präzessionsmoment des Kreisels infolge einer Wendegeschwindigkeit co des Flugzeuges um die Meßachse 32 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 Präzessionsachse 14 wird aus diesem Moment heraus der Wendegeschwindigkeit φ 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 der Präzessionsachse 14 proportional dem Zeitintegral der Drehgeschwindigkeit. Der Gesamtausschlag A des Kreisels entspricht damit der Beziehung:

A = C₁ ω + C₀ f ω d t.

Ein Abgriff 33 bzw. 34 bzw. 35 (/'-Abgriff) gibt ein dem Kreiselausschlag proportionales Signal a_t>. Es wird dem zugeordneten Summierverstärker 36 bzw. 38 bzw. 40 (Fig. 2) des Reglers zugeführt und dient zur Lagestabilisierung des Flugzeugs. Ein zweiter

5 6

Abgriff 42 bzw. 44 bzw. 46 ist ein elektrodyna- venkommando her an dem Drehmomentgeber 56 mischer Abgriff (D-Abgriff) und liefert an den Ver- wirksam wird. Der Gierkreisel 62 dient somit zum stärker 36 bzw. 38 oder 40 ein zusätzliches diffe- Vergleich zweier Wendegeschwindigkeiten, nämlich renziertes Signal a_D, das zur Bildung eines Vorhaltes der durch das Kurvenkommando vorgegebenen SoIl- und damit der Dämpfung des Regelvorganges dient. 5 Wendegeschwindigkeit !P₈₀₁₁ und der tatsächlich vom Mit Hilfe dieser beiden Signale a_P und o_D wird das Flugzeug ausgeführten Istwendegeschwindigkeit ψ^. Flugzeug über einen angeschlossenen Stellmotor 48, Die Differenz s>_lst - ψ_ΒΟη erzeugt ein Ausgangssignal 50 bzw. 52 in seiner Lage um die betreffende an dem Kreisel, und zwar durch den differenzieren-Empfindlichkeitsachse stabilisiert. Die Präzessions- den Abgriff 44 mit Vorhalt. Es wird somit bei dieser achse des Kreisels trägt außerdem einen Momenten- io Betriebsweise über das Seitenruder 68 eine Wendegeber 54 bzw. 56, 58. geschwindigkeit eingeleitet. Über den differenzieren-

In F i g. 2 ist ein Blockdiagramm des Reglers dar- den Kondensator 82 wird ein Pulssignal auf den gestellt. Für jede der drei Flugzeugachsen, Quer- Drehmomentgeber 58 gegeben, und das Signal des achse, Hochachse und Längsachse, ist ein Kreisel der Kreisels 64 bewirkt eine Rollbewegung des Flugbeschriebenen Art vorgesehen, wobei die Empfind- 15 zeugs um einen dem Zeitintegral des Pulssignals und lichkeitsachse des generell mit 60 bezeichneten Krei- damit dem Kurvenkommando proportionalen Winseis in Richtung der Querachse liegt, die Empfind- kel. Das Flugzeug wird somit durch das Pulssignal lichkeitsachse eines Kreisels 62 in Richtung der zunächst schnell in eine Schräglage gebracht, die we-Hochachse und die Empfindlichkeitsachse eines drit- nigstens annähernd der zur richtigen Kurvenkoorditen Kreisels 64 in Richtung der Längsachse. Mit 20 nierung erforderlichen entspricht. Wenn das Flugdiesen drei Kreiseln sind drei Regelkanäle aufgebaut, zeug trotzdem noch etwas schiebt oder hängt, wird durch welche eine Stabilisierung des Flugzeuges um dieser Restfehler durch das Querbeschleunigungssidie drei Achsen erfolgt. Die Kreisel reagieren auf gnal vom Querbeschleunigungsmesser 74 beseitigt, Winkelgeschwindigkeiten um die Achsen mit Signa- und zwar wird dieses einmal proportional über den len a_P und a_D von den proportionalen und differen- 25 Widerstand 76 auf den Verstärker 40 gegeben und zierenden Abgriffen. Diese Signale werden auf Ver- zum anderen wird es integrierend über den Widerstärker 36, 38, 40 gegeben und bewirken üblicher- stand 78 und den Drehmomentgeber 58 zur Wirkung weise über einen zugeordneten Stellmotor 48, 50 bzw. gebracht.

52 einen entsprechenden Ausschlag von Höhen-, Wenn das Flugzeug geradeaus fliegt, dann hat das Seiten- oder Querruder 66, 68 bzw. 70, welcher der 30 Höhenruder unter anderem die Aufgabe, die Soll-Lageabweichung entgegenwirkt. Das ist die übliche höhe zu halten. Von einem Höhenmesser 88 wird ein lagestabilisierende Wirkung des Flugreglers. - Höhenfehlersignal A H auf den Nickkanal gegeben,

Im Gierkanal liegt am Ausgang des Verstärkers 38 und zwar einmal unmittelbar, also proportional, auf ein Umschalter 72, der mit einem Kontakt in der den Verstärker 36 und zum anderen — integrie-Schaltstellung α den Gierverstärker 38 an den Stell- 35 rend — auf den Drehmomentgeber 64 des Nickmotor 50 für das Seitenruder 68 legt. Über einen kreiseis 60. Wenn das Flugzeug in einer nicht mehr zweiten Kontakt des Umschalters 72 wird in der vernachlässigenden Schräglage fliegt, dann gehen die Stellung α ein Querbeschleunigungsmesser 74 auf den Funktionen von Höhenruder 48 und Seitenruder 50 Rollkanal aufgeschaltet, und zwar geht das Signal etwas ineinander über. (Im theoretischen Grenzfall des Querbeschleunigungsmessers 74 über einen ein- 40 eines Querneigungswinkels 90° würden Höhen- und stellbaren Widerstand 76 auf den Kraftschalter 40 Seitenruder ihre Funktion vertauschen.) Es ist daher des Rollkanals. Gleichzeitig geht das Signal des ein vom (nicht dargestellten) Lotkreisel gesteuerter Querbeschleunigungsmessers 74 über einen Einstell- Koordinatenwandler 86 vorgesehen, welcher das widerstand 78 auf den Drehmomentgeber 58 des Kurvenkommando K und das Höhenfehler-Signal Rollkreisels 64. 45 Δ H in den Linearkombinationen

Zur Einleitung einer Kurve ist ein Kommando- „ . , _H

geber 80 vorgesehen, der ein der gewünschten ^{Λ sm φ + Δ n cos ψ}

Wendegeschwindigkeit proportionales Kurvenkom- und

mando liefert. Dieses Kurvenkommando wird über ^ _cos _j_ ^ jj _sm
einen differenzierenden Kondensator 82 und einen 5°

einstellbaren Widerstand 84 auf den Drehmoment- auf Nick- und Gierkanal verteilt, wobei φ der Quergeber 58 des Rollkreisels gegeben, und zwar als neigungswinkel ist. Diese Koordinatenwandlung trägt pulsförmiges Signal, dessen Zeitintegral wenigstens auch der Tatsache Rechnung, daß das Kurvenkomannähernd dem Querneigungswinkel entspricht, der mando eine Wendegeschwindigkeit ^₈₀₁₁ vorgibt, die für die am Kommandogeber eingestellte Wende- 55 auf erdfeste Koordinaten bezogen ist, während der geschwindigkeit ψ erforderlich ist. In der Haupt- Gierkreisel 62 an sich nur die Drehgeschwindigkeit ω sache geht aber das Kurvenkommando über einen um die Hochachse, also eine Drehgeschwindigkeit im noch zu erläuternden Koordinatenwandler 86 in den flugzeugfesten Koordinatensystem, liefert. Das wird Gierkanal, und zwar auf den Drehmomentgeber 56 später noch von Bedeutung sein,
des Gierkreisels 62. Unter dem Einfluß des Kurven- 60 Diese Art Kurveneinleitung über das Seitenruder, kommandos am Drehmomentgeber 56 präzediert der wie sie in der Schaltstellung a des Umschalters 72 Kreisel 62 und bewirkt — in Schaltstellung a — erfolgt, ist im wesentlichen bei relativ geringen Flugeinen Ausschlag des Seitenruders und damit einen An- geschwindigkeiten, z. B. kurz nach dem Start, angestellwinkel des Flugzeugs und eine Kurvenführung. bracht. Bei diesen Geschwindigkeiten ist die Eigen-Das Flugzeug fliegt eine Kurve, und zwar so, daß 65 Stabilität (Windfahnenstabilität) des Flugzeuges um das von der Wendegeschwindigkeit des Flugzeuges die Hochachse noch gering. Es ist erforderlich, das um die Hochachse herrührende Präzessionsmoment Flugzeug über das Seitenruder 68 zu stabilisieren und dem Drehmoment die Waage hält, das von dem Kur- andererseits kann durch Auslenkung des Seitenruders

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eine Drehung des Flugzeugs mit der gewünschten 58 des Rollkreisels gegeben, wodurch eine diesem Wendegeschwindigkeit bewirkt werden. Bei hohen Ausgangssignal entsprechende Rollgeschwindigkeit Fluggeschwindigkeiten treten dagegen andere Ver- des Flugzeugs um seine Längsachse eingeleitet wird, hältnisse auf. Es ist dann eine hohe Windfahnen- Das Flugzeug dreht sich also um die Längsachse, Stabilität des Flugzeugs um die Hochachse vorhan- 5 so lange, bis das Signal am Verstärker 38 verschwinden, und es ist praktisch- nicht möglich, die Kurve det. Über den Widerstand 76 erfolgt eine proporallein mit dem Seitenruder einzuleiten, sondern es tionale Aufschaltung des Signals vom Verstärker 40. muß die Kurve durch eine Schräglage eingeleitet wer- Diese proportionale Aufschaltung bewirkt, daß das den, wobei das Flugzeug durch aerodynamische Wendegeschwindigkeits-Fehlersignal mit dem VorKräfte (Windfahnenwirkung) die der Schräglage ent- 10 halt, der durch den differenzierenden Abgriff gewonsprechende Drehung ausführt. nen wird, unmittelbar an den Querrudern 70 wirk-

Zu diesem Zweck wird bei höheren Fluggeschwin- sam wird. Die proportionale Aufschaltung sorgt dadigkeiten der Umschalter 72 in die Schaltstellung b durch für die Stabilität der erfindungsgemäßen Wengebracht. In dieser Schaltstellung kann der Stellmo- degeschwindigkeits-Regelung über die Querlage. Die tor 50 von dem Verstärker 38 getrennt werden und 15 integrale Aufschaltung über den auf den Kreisel 64 führt dann unter dem Einfluß der Stellungsrückfüh- wirkenden Drehmomentgeber 58 bewirkt, daß der rung das Seitenruder in die Nullstellung zurück. Es Fehler vollständig herausgeregelt wird und keine erfolgt dann keine Stabilisierung des Flugzeuges Restabweichung bleibt. Zusätzlich wird, wie bei der durch das Seitenruder mehr. Die Stabilisierung wird zuerst geschilderten Betriebsweise, bei Einschalten durch die Eigenstabilität des Flugzeuges um die 20 eines Kurvenkommandos über die Kondensatoren 82 Hochachse ersetzt. Der Querbeschleunigungsmesser und 94 ein Pulssignal auf den Drehmomentgeber 58 74 ist in der Schaltstellung b ebenfalls abgeschaltet. gegeben, durch welches das Flugzeug zunächst einStatt dessen liegt der Ausgang des Verstärkers 38, mal wenigstens annähernd in die richtige Schräglage dem die proportionalen und differentiellen Ausgangs- gebracht wird. Da die erforderliche Schräglage bei signale des Kreisels 62 zugeführt werden, über den 35 höheren Fluggeschwindigkeiten, bei denen die zweite einen Kontakt des Umschalters 72 und eine Verbin- Betriebsweise angewandt wird, größer ist als bei den dung 90 einmal über den Widerstand 76 am Eingang geringeren Geschwindigkeiten der ersten Betriebsdes Verstärkers 40 im Rollkanal und zum anderen weise, wurde mit der Umschaltung die Kapazität des über den Widerstand 78 am Drehmomentengeber 58 Differenziergliedes durch Parallelschalten des Kondes Rollkreisels. Gleichzeitig wird über einen mit dem 30 densators 94 über Schalter 92 erhöht.
Umschalter 72 gekuppelten Schalter 92 zu dem.Kon- Ei g. 3 bis 6 veranschaulichen die beiden Betriebsdensator 82 ein Kondensator 94 parallel geschaltet. weisen und die benutzten Bezeichnungen. In F i g. 3

Bei dieser Betriebsweise wird ebenfalls das Kur- und 4 erfolgt die Einleitung der Kurve durch BetätivenkommandoüCc\Dy_soll über den Koordinatenwand- gung des Seitenruders 68. In Fig. 5 und 6 wird bei ler 86 auf den Drehmomentgeber 56 gegeben. Der 35 stärkerer Schräglage φ die Wendegeschwindigkeit ψ Koordinatenwandler macht daraus ein Signal, das durch Betätigung der Querruder 70 geregelt. Das Seider bei einer Wendegeschwindigkeit ψ_Βοη um die tenruder 68 steht fest.

Hochachse auftretenden Drehgeschwindigkeit Bei Flugzeugen, die bei hoher Fluggeschwindigkeit _ω _ ψ _cos zwar eine große Windfahnenstabilität, jedoch eine ^{8011 B0} 40 geringe Dämpfung um die Gierachse haben, ist eine entspricht, und der Kreisel vergleicht dieses Signal zusätzliche Dämpfung der Gierachse durch den Flugmit der tatsächlichen Drehgeschwindigkeit ω. Das am regler auch in der Schalterstellung b erwünscht. Die-Verstärker 38 auftretende Fehlersignal ist nun von ser Dämpfer darf aber nicht stationären Drehungen der Differenz dieser Drehgeschwindigkeiten abhän- des Flugzeuges um seine Gierachse entgegenwirken, gig, diese wird aber durch den differenzierenden Ab- 45 da sie sich anderenfalls in der Kurve nicht exakt in griff 34 mit Vorhalt aufgeschaltet. Das Wende- die Windfahnenrichtung einstellen würde,
geschwindigkeits - Fehlersignal !Paoii — tf^st bzw. In diesem Fall wird deshalb, wie in Fig. 2 ge-^ω3οΐι ~~ ^wist wfrd nut diesem Vorhalt benutzt, um strichelt dargestellt, über den Umschalter 72 in der eine Schräglage des Flugzeugs einzuleiten, bei wel- Stellung »b« allein das differenzierte Signal a_D des eher das Fehlersignal verschwindet. Zu diesem 50 Wendekreisels 62 zum Stellmotor 50 für das Seiten-Zweck wird das Ausgangssignal des Verstärkers 38 ruder geschaltet, das nur auf die Änderungen der über den Widerstand 78 auf den Drehmomentgeber Drehgeschwindigkeit anspricht.

Hierzu 3 Blatt Zeichnungen

Claims (8)

Patentansprüche:

1. Kurvenflugregler 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 zuführbar ist, und mit einem Steuerkanal für das Querruder, dadurch gekennzeichnet, daß von dem Gierkreisel (62) ein Wendegeschwindigkeits-Fehlersignal (^ist — !Psoii) mit Vorhalt auf den Querruderkanal zur Regelung der Rollgeschwindigkeit aufschaltbar 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 Richtung der Längsachse des Flugzeugs liegt und dessen Ausgangssignal die Stellmotoren (52) für die Querruder (70) beaufschlagt.

3. Flugregler nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Ausgangssignal des Gierkreiselsystems zusätzlich unmittelbar auf den Verstärker (40) des Querruderkanals aufschaltbar ist.

4. Flugregler nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß das Wendegeschwindigkeitskommando zusätzlich über ein differenzierendes Glied (82, 94, 84) auf den Drehmomentgeber (58) des Rollkreisels (64) aufgeschaltet ist.

5. Flugregler nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß eine Umschaltvorrichtung (72) vorgesehen ist, durch welche das Ausgangssignal des Gierkreiselsystems bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten von dem Querruderkanal ab- und auf den Stellmotor (50) des Seitenruders (68) aufschaltbar und statt dessen auf den Querruderkanal ein Querbeschleunigungsmesser (74) aufschaltbar ist.

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. Flugregler nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß das Wendegeschwindigkeits-Kommando dem Drehmomentgeber (56) des Gierkreisels (62) über einen von einem Lotkreisel gesteuerten Koordinatenwandler (86) zugeführt wird.

8. 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 Wendegeschwindigkeit und ihres Zeitintegrals (CjW + Cjjwdi) ist, und daß der Kreiselausschlag durch einen proportionalen und einen differenzierenden Abgriff (34, 44) abgegriffen wird.

Die Erfindung betrifft einen Kurvenflugregler 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 zuführbar ist, und mit einem Steuerkanal für das Querruder.

ίο Bei üblichen Flugreglern dieser Art wird das Ausgangssignal des Gierkreisels auf den Seitenruderkanal des Flugreglers gegeben und das Seitenruder dementsprechend betätigt. Zur Kurvenkoordinierung, d. h., um das Scheinlot in die Richtung der Flugzeughochachse zu bringen, ist es bekannt, einen auf den Rollkreisel, d. h. den Kreisel, dessen Empfindlichkeitsachse in Richtung der Flugzeuglängsachse liegt, wirkenden Drehmomentgeber beim Aufschalten eines Kurvenkommandos mit einem pulsartigen Signal zu beaufschlagen, dessen Zeitintegral dem für die Kurvenkoordination erforderlichen Querneigungswinkel wenigstens annähernd proportional ist. Eine zusätzliche genaue Kurvenkoordinierung erfolgt über einen Querbeschleunigungsmesser oder Scheinlotgeber (deutsche Patentschrift 1196 969). Eine solche Kurvenführung über das Seitenruder ist bei relativ geringen Fluggeschwindigkeiten erforderlich. Bei diesen ist die Eigenstabilität des Flugzeuges um seine Hochachse noch gering. Durch das Seitenruder erfolgt die notwendige Stabilisierung der Gierachse und über dieses Seitenruder erfolgt auch die Kurven-

- führung, an welche sich die noch geringe Querneigung scheinlotrichtig anzupassen hat. Bei hohen Fluggeschwindigkeiten können dagegen die großen, im Kurvenflug auftretenden Normalkräfte nur über eine große Querlage aufgebracht werden.

Es ist daher bekannt, die Kurve bei einem Flugzeug durch eine Rollbewegung einzuleiten. Zu diesem Zweck wird zum Einleiten einer Kurve das Flugzeug gegenüber einem Lotkreisel in eine Schräglage gebracht und schiebt vorübergehend. Durch den Schiebewinkel wird ein Moment auf das Flugzeug wirksam. Unter dem Einfluß der nunmehr großen Windfahnenstabilität dreht sich das Flugzeug in einen Schiebewinkel Null. Hierbei fällt die Kurvenführung primär dem Querruder zu. Die Wendegeschwindigkeit ergibt sich dann aerodynamisch aus der eingestellten Schräglage. Die Wendegeschwindigkeit ψ, die sich aus einer bestimmten Schräglage φ ergibt, hängt jedoch nach der Beziehung