DE1781220B2 - Flugzeugsteuereinrichtung - Google Patents
FlugzeugsteuereinrichtungInfo
- Publication number
- DE1781220B2 DE1781220B2 DE1781220A DE1781220A DE1781220B2 DE 1781220 B2 DE1781220 B2 DE 1781220B2 DE 1781220 A DE1781220 A DE 1781220A DE 1781220 A DE1781220 A DE 1781220A DE 1781220 B2 DE1781220 B2 DE 1781220B2
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- control
- servomotor
- pilot
- signal
- aircraft
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 230000008878 coupling Effects 0.000 claims description 7
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 claims description 7
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 claims description 7
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 6
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 4
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 3
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 3
- 230000008859 change Effects 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 241000350139 Erythrophleum suaveolens Species 0.000 description 1
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 230000003111 delayed effect Effects 0.000 description 1
- 238000009795 derivation Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000009428 plumbing Methods 0.000 description 1
- 230000004044 response Effects 0.000 description 1
- 238000009738 saturating Methods 0.000 description 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 1
- 238000010408 sweeping Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
- G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
- G05D1/0816—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability
- G05D1/0833—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability using limited authority control
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/0055—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements
- G05D1/0061—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements for transition from automatic pilot to manual pilot and vice versa
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T74/00—Machine element or mechanism
- Y10T74/20—Control lever and linkage systems
- Y10T74/20207—Multiple controlling elements for single controlled element
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Computer Security & Cryptography (AREA)
- Mechanical Control Devices (AREA)
- Hydraulic Clutches, Magnetic Clutches, Fluid Clutches, And Fluid Joints (AREA)
- Regulating Braking Force (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Description
der dieser ^f
kungen der
den
ppel^ersteUt. Der Nachteil ^ eht darin, daß Rückwirhtung
auf den SteuernßB slch
die im Zeit-
i. punkt der
gesteuerten
zusätzlich
Der Erfindung
gesteuerten
zusätzlich
Der Erfindung
^feuereinrichg; nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, daß die vor, der Kupp-
lung (30) übertragbare Kraft durch eine Steuereinrichtung
V74, 76, 78) in Abhängigkeit von den den Stellmotor (26) steuernden Steuersignalen so
einstellbar ist, daß sie vom Piloten nut geringstmöglichem Aufwand ü'-ierwindbar is:.
3". Flugzeugsteuere in richtung nach. Anspruch 2, dadurch "gekennzeichnet, daß die von der Kuppluno
(30) übertragbare Kraft den Steuersignalen kann und von Piloten
™abe zugmnde, eine
au S β genannten
er ^ & und bei
T der automatischen ,fegende Reaktionskraft
Die Losung dieser^
,„ eschen,demSteH-notor
vom Piloten uberste"er°are
,„ eschen,demSteH-notor
vom Piloten uberste"er°are
molor ,^Mg
sehen .st, deren erste
gestänge verbunden ist
a5 teil flugzeugfest ist.
sehen .st, deren erste
gestänge verbunden ist
a5 teil flugzeugfest ist.
Die ψ^^
tischer Zeichnungen an
tischer Zeichnungen an
die Kraft v£m Stell_
Kupplung vorL,e.
ηώ den? Steuerkes K pluncs.
schema-
(M,
von eine. MeBgeber tu,
r,s und di. Kupp-
dadurch gekennzeichnet, daß der Meßgeber ein lung.
und ausschaltbaren Flugzeugkurssteuerkre.s an den Stellmotor (26) anschließbar ist.
Die Erfindung betrifft eine Flugzeugsteuereinrichtung
mit einem vom Piloten betätigbaren Steuergestänge und mit einem in dem Steuergestange zwi-,chen
dem Steuerknüppel und dem Steuerorgan zw,-
»chengeschalteten Stellmotor, der von den Steuer-Signalen eines Autopiloten betatlgbar ist.
SEs ist eine derartige kombinierte automatische
manuelle Steuervorrichtung bekannt, bei welcher das vom automatischen Piloten erzeugte Steuersignal mit
Hilfe eines Stellmotors und einer Kupplungsvornchtung in das Steuergestänge eingeführt wird. Die
Kupplungsvorrichtung kann dabei vom Piloten übersteuert
werden. Eine derartige Steuervorrichtung .st jedoch verhältnismäßig aufwend.gkonstru.ert.
ng. Huezeugsteuereinrichtung zur
Flugzeuges, bei dem «jS^g^ die Steuer 8 einrich-ÄffiÄiÄ
Gierungssteuerungs-Dämpfungssystemen, ist ein entsprechendes Steuergestänge
gezeigt, das von dem Steuerpedal des PiIofen ausgeht und zu dem Gierungssteuerungsmechanismus
führt. Von dem Pedal führt eine Eingangsstange l0 zu einer Ku^eW»ord«ung V^ mit emejrι E^
50
55
gelagerten Stange 16 befestigt ist -»- —=-
und 20 -Md fest an den Bauteilen des Flugzeuges
befestigt. Ferner ist ein Ausgangsarm 22 auf der drehbaren Stange 16 befestigt und übertragt die G.erunessteuerungsbefehle
vom Pedal des Piloten über die Druckstange 24 an einen Stellmotor 26 und eine
hintere Druckstange 28 auf den Gierungssteuerungsmechanismus, etwa auf das Seitenruder eines Flugzeuges
oder den Schwanzrotor eines Hubschraubers. Mit der Stange 16 ist ferner eine drehbare, kraft-""
verbunoen. Die Aus-,^nse«
sollen im folgen-Die Rutschkupplung 30
vom automatischen Piloten gesteuerten Kupp-Kupplungen sind an sich bekannt
zu. Derartige
Der Stellmotor 26 kann ein elektrischer Motor sein in Verbindung mit einem gewindeartigen Ausgangsglied.
Der Stellmotor 26 ist bei Abwesenheit eines Steuersignals selbstverriegelnd, und das Auagangsglied
ist in bezug auf das Gehäuse des Stellmotors bewegbar, wenn ein Steuersignal an demselben anliegt.
Der Stellmotor bildet daher ein dehnbares Glied in Reihe mit dem Piloten-Steuergestänge. Steuersignale,
die von einem Steuerinstrument abgeleitet rind, etwa «on einem Gierungs-Geschwindigkeitskreisel,
gelangen an den Stellmotor und addieren sich zu den Steuersignalen des Piloten. Da der Stellmotor
normalerweise sehr kleine Steuersignale eingibt und da der Pilot immer in der Lage sein sollte, die Wirkung
des Stellmotors aus Sicherheitsgründen zu überwinden, kann dessen Verstellmöglichkeit auf
+ 15% der Steuerungsmöglichkeit des Piloten begrenzt sein.
Es ist ersichtlich, daß von dem Stellmotor 26 erzeugte Kräfte über die Druckstange 24, die Kurbelhebelanordnung
12 und die Eingangsstange 10 riickwirken würden, wenn nicht irgendein Mechanismus
zwischen dem Stellmotor 26 und dem P:loten vorgesehen
wäre, um diese Steuerkräfte gegen den Flugzeugrahmen
od. dgl abzuleiten. Demgemäß ist die Rutschkupplung 30 zwischen dem Steilmotor 26
und dem Piloten angeordnet und absorbiert irgendwelche Steuerkräfte, die von dem Stellmotor 26 erzeugt
werden. Da die Rutschkupplung 30 direkt an einer Stelle in dem Piloten-Steuergestänge angeordnet
ist, setzt sie auch den vom Piloten ausgeübten Steuerkräften einen Widerstand entgegen bis zu dem eingestellten
Rutschmoment.
Wie bereits erwähnt, wird das Rutschmoment der Kupplung gesteuert. Da die Steuerkräfte zwischen
dem Stellmotor 26 und dem Steuergestänge, das an den Gierungssteuerungsmechanismus führt, im allgemeinen
direkt proportional zu dem von dem Stellmotor 26 eingegebenen Steuersignal sind, kann die
Rutschkupplung 30 auch von demselben Steuersignal beeinflußt werden, um ein Rutschmoment einzustellen,
das an die Steuerkräfte angepaßt ist oder diese geringfügig überschreitet, die sonst vom Piloten aufgenommen
werden müßten. Durch Begrenzung des Drehmoments, das die Kupplung ohne Rutschen übertragen kann, ist der Pilot jederzeit in der Lage,
mit geringstmöglichem Aufwand gegen die Wirkung des Steuermotors 26 zu steuern, ohne daß jedoch
schädliche rückwirkende Kräfte oder Bewegungen durch den Stellmotor 26 erzeugt werden. Da Siabilisiersignale
gewöhnlich intermittierend sind, wirkt die intermittierende Betätigung der Kupplung 30 nicht
auf die Steuerungsreaktion des Piloten-Steuergestänges zurück.
Fig. 3 zeigt das Funktionsschaltbild einer Flugzeugsteuereinrichtung,
die sich für Gierungsgeschwindigkeitsdämpfungssteuersysteme
verwenden läßt. Es ist ein Giergeschwindigkeitskreisel 44 als erste Steuersignalquelle
vorgesehen. Dieser Kreisel 44 erzeugt ein Signal, das proportional der Richtungsänderung des
Flugzeuges ist. Das Signal wird auf einen Demodulator 46 gegeben und gelangt an ein HochpaBfilter
48, um die Konstantgeschwindigkeitssignale zu eliminieren. Diese Signale werden z. B. erzeugt, wenn der
Pilot eine Wendung durchführt. Gegensinnige Signale von einem Geschwindigkeitskreisel wären in derartigen
Fällen nicht envünscht. Die differenzierende Eigenschaft des Filters verhindert, daß die einer gleichen
Geschwindigkeit entsprechenden Signale den Stellmotor 26 beeinflussen. Der Filter kann auch eine
Verzögerung in das Steuersignal einführen, um eine verzögcrteÜbertragungscbarakteristikdesDämpfungssystems
zu erzielen. Die typische Übertragungsfunktion für das Dämpfungssystem ist
K.
K.
ίο Ein typischer Wert für die Zeitkonstante τ ist etwa
I Sekunde. Solange der Rest der Servosteuerungen eine schnelle Änderung erzeugt, kann die Verzögerung
dadurch erzielt werden, daß der Wert τ, des Filters gleich einer Sekunde eingestellt wird. Die
Systeiaübertragungsfunktion kann daher in erster Linie durch das Hochpaßfilter 48 hergestellt werden.
Das Steuersignal F1 an dieser Stelle gelangt durch
einen Summierverstärker 50, einen Vorverstärker 52 und einen Verstärker 54 an die Servobetätigungsvor-
ao richtung 56 und ein Getriebe 58. Die Begrenzungschuraktrristik
des Gliedes 58 s'.ellt die Übertragungsgrenze der BetätigungsvorrichtL. ig 56 dar. Die Ausgangskraft
der Betätigungsvorrichtiug 56 wird in der Serienführungsform (Fig. 1) zu der Kraft 60 in dem
Piloten-Steuerungsgestänge an der mechanischen Summierstelle 62 hinzugegeben, so daß der Gierungssteuei
ungsmechanismus von der kombinierten Kraft 64 beeinflußt wird.
Vom Ausgang der Betätigungsvorrichtung führt eine Gegenkopplungsschleife weg mit einem linearen
variablen Differentialtransformator 66, einem Demodulator 68 und einem Gegenkopplungsverstärker 70.
Falls die Verzögerung nicht durch den Hochpaßfilter 48 erzeugt wird, kann ein Verzögerungsnetzwerk 72
in der Gegenkopplungsschleife vorgesehen sein, um das Signal in der Vorwärtsschleife zu dem Steuersystem
zu verzögern. Wenn T1, r„ und T3 in der Größe
von Vioo see liegen, läßt sich die Verstärkung K1B J
K,/j, zur Erzielung dieser Verzögerung verwenden.
In dem typischen Fall wäre dieser Fall etwa eine Sekunde.
Das Steuersignal für die Rutschkupplung wird von dem Ausgang V1 des Hochpaßfilters 48 abgenommen.
Das Signal gelangt über einen Vorverstärker 74 und einen Verstärker 76 an einen Begrenier 78. Aus
Sicherheitsgründen sollte der Pilot immer in der Lage sein, die von der Servobetätigungsvorrichtung eingeführten
Signale überwinden zu können. Aus diesem Grund ist der Begrenzer 78 in das System einbezogen.
Durch Begrenzen der Höhe des Signals, das von dem Verstärker 76 an die Rutschkupplung 30 gelangt, begrenzt
der Begrenzer 78 die maximal auf die Pedale Wirkende Kraft, typischerweise 7 kg, so daß die
Rutschkupplung 30 durchrutscht. Die Begrenzung kann jedoch auch durch eine Sättigung des Verstärkeis
76 erreicht werden, so daß eine besondere Begrenzschaltung nicht mehr erforderlich ist.
Die gestrichelten Linien, die die Rutschkupplung 30 zwischen dem mechanischen Summierpunkt 62
und den Eingängen von den Pedalen und dem Flugzeugrahmen verbinden, stellen die Kraftübertragungswege
zwischen diesen Bauteilen d^r. Die Betriebseigenschaften
der Rutschkupplung 30 sind durch die Kurvendarstellungen in derselben angegeben. Es
kann eine statische Spannkraft 82 bei der Rutschkupplung 30 vorgesehen sein. Diese Spannkraft 82
ermöglicht, daß die Rutschkupplung auf sehr kleine Steuersignale nicht anspricht, die nur Kräfte in dem
Stellmotor 26 erzeugen wurden, welche von der Spannkraft ausgeglichen werden. Diese Eigenschaften
sind in F i g. 2 in Absolutwerten für die Steuerspannung V1 dargestellt. Die Haltekraft FB der Rutschkupplung
30 ist Null für Eingangssignale von Null bis K10. Für Steuersignale zwischen F10 und VB ΜΛΧ
entsprechend der Bemessung des Begrenzers 78 nimmt die Haltekraft der Kupplung 30 proportional
von der Stelle α bis zur Stelle b zu. Der tote Bereich kann durch Dioden in dem Verstärker 78 hergestellt
sein oder durch eine hohe Schwellenspannung der Rutschkupplung 30. Ein parallel zu dem Piloten-Steuerungsgestänge
arbeitender Stellmotor 26 kann nicht von einer Spannkraft zur Unterstützung der Steuerkräfte des Stellmotors 26 abhängen und daher
ergibt sich eine Kurve, wie sie in F i g. 3 gestrichelt dargestellt ist.
Gemäß einer besonderen Ausführungsform wird das die Rutschkupplung 30 steuernde Signal direkt
von einem Hochspannungsausgang des Transformators 66 abgeleitet. Der Nachteil dieser Signalableitung
besteht darin, daß eine Verzögerung der Kupplungsbetätigung von der Servobetätigungsvorrichtung
56 herrührt. Wenn die statische Spannkraft genügend groß ist, um geringe von der Betätigungsvorrichtung
anfänglich erzeugte Kräfte zu halten, erweist sich diese Verzögerung in der Betätigung jedoch nicht als
schädlich.
Bei einer weiteren Ausführungsform wird das Signal von dem Vorverstärker 52 abgeleitet. Der Nachteil
dieser Signalableitung besteht jedoch darin, daß das Signal eine umgekehrte Charakteristik aufweist,
die durch das Gegenkopplungsnetzwerk erzeugt ist. Diese umgekehrte Charakteristik des Signals bewirkt,
daß die Haltekraft der Kupplung durch Null geht bei einer Stellung, in der die Betätigungsvorrichtung unter
Last steht. Bei den meisten Systemen ist dies nicht zulässig, wenn nicht eine höhere statische Spannkraft
den größten Teil dieser Gegenkopplungskräfte auffängt.
Ferner kann die Rutschkupplung 30 bei maximaler Haltekraft, insbesondere für eine Gierungsdämpfung
nach F i g. 3, verriegelt werden. Wenn nämlich der Pilot längs eines bestimmten Kurses mittels des Autopiloten
fliegt, ist eine Übersteuerung des Stellmotors
»ο 26 durch den Piloten nicht erforderlich, so daß die
Haltekraft der Kupplung 30 auf den maximalen Wert eingestellt werden kann.
Dies ist durch einen Kursverriegelungsschalter 84 realisiert, der von einer nicht dargestellten Energie-
IS quelle ein Kurssteuerinstrument speist, etwa einen
magnetischen Kreiselkompaß 86. Das Steuersignal des Kreiselkompasses 86 gelangt an einen Summierverstärker
und beeinflußt den Stellmotor 56, 58 zur Steuerung des Gierungssteuennechanismus. Zugleich
ao mit der Speisung des Kompasses 86 durch den Schalter 84 gelangt die Speisespannung auch über die Leitung
88 an den Verstärker 76 und steuert den Ausgang des Begrenzers auf die maximale Spannung und
verriegelt die Rutschkupplung 30. Da das Signal über
den Begrenzer 78 zugeleitet wird, wird die Rutschkupplung 30 nur bei einer vorbestimmten Haltekraft
verriegelt, welche ermöglicht, daß der Pilot die Wirkung f'or Rutschkupplung 30 im Ernstfall überwinden
kann. Wenn diese bei dieser Haltekraft verriegelt wird, gelangen Steuerkräfte, welche von dem Stellmotor
erzeugt werden, an deo Gierungssteuermechanismus und halten das Flugzeug auf Kurs. Wenn dei
Pilot wieder die Steuerung des Flugzeugkurses übernehmen will, öffnet er den Schalter 84 und unterbricht
so die Speisung des Kompasses 86 und das Verriegelungssignal von dem Verstärker 76.
Hierzu 2 Blatt Zeichnungen
Claims (1)
1. Flugzeugsteuereinrichtung mit einem vom
Piloten betätigbaren Steuergestänge und mit einem in dem Steuergestänge zw.schen dem
Steuerknüppel und dem Steuerorgan zwischengeschalteten
Stellmotor, der von Steuersignalen fines Autopiloten betätigbar ist, da d arch ge Ic
e η η ζ e i c h η e t, daß zwischen dem Stellmotor
(26) und dem Steuerknüppel eine vom Piloten ubirsteuerbare und die KrSt vom Stellmotor(26)
abstützende, kraftschlüssige Kupplung (30) vorgesehen ist, deren erstes Kupplungsteil (32) mit
dem Steuergestänge (10, 14, 16, 22, 24ι vertunden
ist und deren zweites Kupplungsteil (34) flug-
lungseinrichtung wahlweise Über ein Vorwärts- oder
ein Ruckwärtsßetriebe mit einem Motor zeitweilig
verbunden wird und so die Steuerfläche in die gewünschte
Stellung ^^^^ΙΑ
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US66661967A | 1967-09-11 | 1967-09-11 |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE1781220A1 DE1781220A1 (de) | 1970-10-08 |
DE1781220B2 true DE1781220B2 (de) | 1974-12-05 |
DE1781220C3 DE1781220C3 (de) | 1975-07-17 |
Family
ID=24674764
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE1781220A Expired DE1781220C3 (de) | 1967-09-11 | 1968-09-10 | Flugzeugsteuereinrichtung |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US3421719A (de) |
JP (1) | JPS491438B1 (de) |
DE (1) | DE1781220C3 (de) |
FR (1) | FR1579955A (de) |
GB (1) | GB1207764A (de) |
SE (1) | SE351608B (de) |
Families Citing this family (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS5158047U (de) * | 1974-10-28 | 1976-05-07 | ||
JPS51136956U (de) * | 1975-04-26 | 1976-11-05 | ||
JPS5444741U (de) * | 1977-09-01 | 1979-03-28 | ||
JPS5462948U (de) * | 1978-04-22 | 1979-05-02 | ||
JPS555727U (de) * | 1978-06-29 | 1980-01-16 | ||
JPS558317U (de) * | 1978-06-30 | 1980-01-19 | ||
DE3131646A1 (de) * | 1981-08-11 | 1983-02-24 | Viktor Lavrent'evič Božanov | Einrichtung zur verhinderung einer ueberschreitung des zulaessigen anstellwinkels durch einen flugapparat |
US6981409B2 (en) * | 2003-08-01 | 2006-01-03 | The Boeing Company | Control surface controller force measurement system |
US7331548B1 (en) * | 2004-12-02 | 2008-02-19 | Hawker Beechcraft Corporation | Control linkage for T-tail aircraft elevator surfaces |
US7624943B2 (en) | 2006-03-22 | 2009-12-01 | The Boeing Company | Multi-mode unmanned and manned vehicle systems and methods |
PT2341252E (pt) * | 2009-12-30 | 2012-07-05 | Agustawestland Spa | Aeronave |
US10065728B2 (en) * | 2011-06-30 | 2018-09-04 | Parker-Hannifin Corporation | Horizontal stabilizer trim actuator failure detection system and method using position sensors |
US10933978B2 (en) | 2017-01-10 | 2021-03-02 | Parker-Hannifin Corporation | Moving end electronic detection of secondary load path engagement of aircraft flight control actuator |
CN110775252A (zh) * | 2019-10-24 | 2020-02-11 | 北京希姆咨询有限公司 | 一种飞机驾驶操纵结构及方法、飞机 |
CN114415706A (zh) * | 2021-12-31 | 2022-04-29 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种大型飞机俯仰角保持控制算法 |
Family Cites Families (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2352334A (en) * | 1942-06-09 | 1944-06-27 | Macomber Thomas Wesson | Aircraft control system |
US2623717A (en) * | 1946-05-06 | 1952-12-30 | Sperry Corp | Control system for controlled airfoils of aircraft |
US2581250A (en) * | 1950-08-28 | 1952-01-01 | A V Roe Canada Ltd | Power assisted control |
-
1967
- 1967-09-11 US US666619A patent/US3421719A/en not_active Expired - Lifetime
-
1968
- 1968-07-31 GB GB36477/68A patent/GB1207764A/en not_active Expired
- 1968-09-10 SE SE12133/68A patent/SE351608B/xx unknown
- 1968-09-10 DE DE1781220A patent/DE1781220C3/de not_active Expired
- 1968-09-11 JP JP43065006A patent/JPS491438B1/ja active Pending
- 1968-09-11 FR FR1579955D patent/FR1579955A/fr not_active Expired
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE1781220A1 (de) | 1970-10-08 |
US3421719A (en) | 1969-01-14 |
DE1781220C3 (de) | 1975-07-17 |
JPS491438B1 (de) | 1974-01-14 |
FR1579955A (de) | 1969-08-29 |
SE351608B (de) | 1972-12-04 |
GB1207764A (en) | 1970-10-07 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE1781220B2 (de) | Flugzeugsteuereinrichtung | |
EP0179209B1 (de) | Steuer-Vorrichtung für Luftfahrzeugen, insbesonder Hubschraubern | |
EP3178691B1 (de) | Federungsvorrichtung | |
EP1729037B1 (de) | Kegelringgetriebe | |
DE1920384C3 (de) | Flugregler für die Regelung der Bewegung von Flugzeugen, insbesondere zur Lageregelung von Hubschraubern | |
DE1406491A1 (de) | Flugsteuerungssystem fuer Hubschrauber | |
DE102015005124A1 (de) | Verfahren zur Steuerung eines Lenkaktuators eines Lenksystems eines Fahrzeugs, Lenksystem und Fahrzeug mit einem solchen Lenksystem | |
DE1230531B (de) | Bremseinrichtung fuer Seilschleppwinden, insbesondere in Luftziel-Schleppsystemen | |
DE1431187A1 (de) | Vorrichtung zum kuenstlichen Erzeugen von Steuergefuehlen,insbesondere bei Luftfahrzeugen | |
DE3416969A1 (de) | Verfahren und vorrichtung zur steuerkraftstabilisierung bei einem drehfluegelflugzeug | |
EP3263397A1 (de) | Federungsvorrichtung | |
DE3431597A1 (de) | Vorrichtung zur verbesserung der laengssteuerstabilitaet von luftfahrzeugen | |
DE2739538A1 (de) | Steuerschalter mit wenigstens einem, in einem bestimmten bewegungsbereich betaetigbaren schalter in verbindung mit einem sollwertgeber | |
DE838736C (de) | Vorrichtung zum Regeln der Antriebsgeschwindigkeit von Ziehtrommeln bei Drehtziehmascinen | |
DE2119405A1 (de) | Steuervorrichtung zum Aufbringen ausgeglichener Kräfte auf ein Paar von Bedienungsmechanismen | |
DE1673551C3 (de) | Steuersystem | |
DE1920193A1 (de) | Druckregler | |
DE2159877A1 (de) | Drucksteuereinrichtung | |
DE1136461B (de) | Zugvorrichtung fuer Vorhaenge, insbesondere Brettchenvorhaenge | |
DE1061628B (de) | Steuereinrichtung fuer kombinierte Hand- und automatische Flugzeugsteueranlagen | |
DE588797C (de) | Vorrichtung zum Festhalten der Betaetigungsorgane von Fluegelklappen | |
DE693611C (de) | Legemaschinenfuehrung fuer Kettenwirkmaschinen | |
DE671034C (de) | Sprungstarttragschrauber | |
DE1208394B (de) | Verfahren zur automatischen Herstellung von Schichtwiderstaenden mit gleicher Belastbarkeit | |
DE2557714C2 (de) | Bremsventil |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
SH | Request for examination between 03.10.1968 and 22.04.1971 | ||
C3 | Grant after two publication steps (3rd publication) | ||
E77 | Valid patent as to the heymanns-index 1977 | ||
EHJ | Ceased/non-payment of the annual fee |