DE2139452A1 - Automatisches Flugsteuerungssystem für Luftfahrzeuge - Google Patents

Description

Patentanwälte _{ß m}

Dipl. ing.C.Wallach -* ** 1ST!

Dipl. Ing. G. Koch
Dr. T. Haibach

8 München 2 15 368 * Fk/fci

Kaufingerstr. 8, Tel. 24 027Ö Sperry Rand Corporation« New York / USA Automatisches Flugsteuerungssystem für Luftfahrzeuge

Die Erfindung bezieht sich auf ein automatische Flugsteuerungssyatem für Luftfahrzeuge <>

Das erfindungsgemäSe Flugsteuerungssystem findet Insbesondere Anwendung bei den Längsneigungs- und Vertikalgeschwlndigkeits-Steuerungebetriebswelsen eines automatischen Flug* Bteuerungssystems. Bisher wurde, der Ausgang des Längsneigungsradea In der Längsneigungs-LagensteuerungabetriebBweise durch komplizierte mechanische Teile unter Einschluß von Zentriervorriohtungen» _v Synohronlelerungsvorriohtungen usw. eingeführte Vor dem Einsatz oder dem Einschalten des automatischen PlugBteuerungßsystems war eine Synchronisation zwischen dam Längeneigungerad und der bestehenden gesteuerten Längeneigungslage unbedingt erforderlich oder es war erforderlich« dad das Längeneigungerad zentriert wurde« um

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ein Null-Kommando zu geben. Wenn diese Bedingungen nicht er· füllt waren» konnten sich schwere kurzzeitige übergänge in der Längsneigungslage des Luftfahrzeuges zum Zeitpunkt des Einsatzes des automatischen Flugsteuerungssystems ergeben. Weiterhin war es möglich« daß, wenn die Synchronisation des Befehls-Längsneigungsrades oder Knopfes vor dem Einsatz der automatischen Flugsteuerung erfolgt, das Längeneigungsrad zu weit von der normalen Mittelstellung ablag» als daß eine ausreichende manuelle Längsneigungssteuerung in beiden Richtungen möglich war·

Erfindungsgemäfi wird ein automatisches Flugsteuerungssystem für Luftfahrzeuge geschaffen, das einen Befehlsintegrator» dessen Ausgangssignalpegel durch ein Untersystem mit einem manuell betätigbaren ftiderungsgesohwindigkeitsgenerator zur Lieferung eines zur Verstellgeschwindigkeit des Generators proportionalen Ausgangssignals einstellbar ist» Detektoranordnungen für den Ausgang des Änderungsgesehwindlgkeitsgenerators» und auf die Detektoranordnung ansprechende Vorrichtungen zur Betätigung des Integrators umfaJt» wodurch der Ausgangssignalpegel des Integrators entsprechend dem an den Integrator angelegten Ausgangssignal des Xnderungsgesohwindlgkeitsgenerators eingestellt wird*

Der Änderungagesohwindigkeitsgenerator wird vorzugsweise durch ein nicht zentrierendes» manuell betätigtes Rad ge« steuert» das mit dem Generator über ein Aufwärtsgetriebe verbunden ist» und der Integrator ist ein blookierbarer Integrator.

Die Erfindung kann bei der Längsneigunga-Lagensteuerunga-Betriebsweise des Flugsteuerungssystems verwendet werden» das eine Quelle für Längsneigungs-Lagensteuerungs-EingangS'-

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signale« wobei der blockierbare Integrator im nicht blockierten Zustand zur Integration der Langzeitkoraponenten der Längsneigungslagen-Befehlseingangssignale und im blockierten Zustand zur Aufrechterhaltung einer festgelegten Längsneigungslage betätigbar ist» eine Quelle für Längsneigungslagen-Eingangssignale, eine Summieranordnung zur Kombination der Längsneigungslagen-BefehlselngangS3ignale und der Längsneigungslagensignale, und ein Servomechanismus-System zur Einstellung der LHngBneigungss teuerober flächen des Luftfahrzeuges entsprechend dem Ausgangssignal der Summieranordnung umfaßt , wobei die auf die Detektoranordnung ansprechenden Vorrichtungen zur Aufhebung der Blockierung des Integrators in Abhängigkeit von einem Ausgang des Xnderungsgeschwlndlgkeitsgenerators betätigbar sind* wodurch ein Ausgang von dem Änderungsgeschwindlgkeitsgenerator den In dem Integrator gespeicherten ursprünglichen Pegel modifiziert und dadurch den Ausgang der Summleranordnung beeinflußt* Am Ende der Betätigung des Xnderungsgeschwindigkeitsgenerators wird das erzeugte Signal auf Null verringert und der Längsneigungsintegrator wird wieder blockiert und hält den eingestellten Signalpegelbezug und damit die eingesteuerte Längsnelgungslage des Luftfahrzeuges fest«

Die Erfindung kann außerdem für die Vertikalgeschwindigkeits-Steuerungsbetriebsweise des Plugsteuerungssystems verwendet werden» Wenn das Steuerungssystem sich in der Vertikalgesohwlndigkeits-Betriebsweise befindet« stellt dad Ausgangssignal des-Änderungsgesohwindigkeitsgenerators den in einem Vertikalgeschwindigkeits-Integrator gespeicherten Signalpegelbezug ein« wenn es nicht durch die Detektoranordnung gesperrt wird und stellt damit die Vertikalgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges ein·

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Die Erfindung erübrigt somit die Notwendigkeit der Synchronieation eines manuellen Langsneigungssteuerungssystems sowie die Notwendigkeit einer mechanischen Zentrierung der manuellen Steuerung* Ein weiterer Vorteil der Erfindung besteht darin» daß kein Ausgang von dem Ändemngs ge schwindigkeitsgenera tor vorhanden ist, wenn der letztere nioht betätigt wird* Außerdem kann die manuelle Einstellung des Xnderungsgesehwindigkeitsgenerators sowohl bei der LängsneigungslagenHSteuerungsbetrlebsweise als auch bei der Vertikalgesohwindigkeits-Steuerungsbetrlebsweise wirksam sein·

Die Erfindung wird im folgenden anhand von in der Zeichnung dargestellten Ausftthrungsbeispielen noch näher erläutert,

In der Zeichnung zeigern

Fig* 1 die Anwendung der Erfindung für die Längsneigungslagen-Haltebetriebsweise eines automatischen Flugsteuerungssystemsj

Fig. 2 die Anwendung der Erfindung in der Vertikal-

gesohwindigkeits -S teuerungsbe triebsweise eines automatischen Plugsteuerungssystems.

Zusätzlich zur Erfindung zeigt Pig. i außerdem den verwendbaren Teil eines Längsneigungskanals eines typischen automatischen Plugsteuerungssysteras, wie es ausführlich in dem U.S.-Patent 3 116 899 beschrieben ist« Der Längsneigungskanal des automatischen Flugsteuerungssystems oder automatischen Piloten wirkt wie folgtt Ein Langsneigunge-Befehls-

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Fehlersignal oder ein VertiJtealweg-Befehls-Fehlersignal« das von einem Flugdatensystem« einem Empfänger» einer mit dem Flugdatensystem verbundenen Vertikalgeschwlndigkeits-Steuerungselnhelt oder einer den Vertikalweg bestimmenden Signalquelle geliefert wird* wird den mit "Integralweg-Befehl" oder"Versohiebungsweg-Befehl" bezeichneten Leitungen zugeführt. Bei der Vertikalweg-Betriebsweise des Autopiloten sind die Schalter 9 und 10 geschlossen und das Befehlssignal erscheint an den Summierverbindungen 8 bzw· Der Ausgang der Summierverbindung 8 wi;r*d. durch einen Inter, grator 12 integriert und ergibt das äquivalente Langzeit« Fehlersignal« das manchmal als das Vorwärte-Weg-Integralstfuerungssignal bezeichnet wird« Der Ausgang des Integrators 12 erscheint an der Summierverbindung 11» Ein dritter Eingang der Summlerverbindung 11 1st mit "LHngBneigunga* lage" bezeichnet und stellt die tatsächliche Längsnelgungslage des Luftfahrzeuges* wie sie beispielsweise durch einen Vertikalkreisel geliefert wird, dar« Der Ausgang der Summierverbindung 11 stellt ein Steuersignal zur Einstellung der LHngeneigungs-SteueroberflSohen des Luftfahrzeuges Über geeignete und UbIlohe (nicht gezeigte) Verstärker und Servoroechaniamen dar*

Der Integrator 12 weist eine RUokftlhrungaschleife auf, die im ausgesehalteten Zustand des Autopiloten wirksam 1st« d.h. während der manuellen Steuerung des Luftfahrzeuges· Der Zweck dieser RÜckfÜhrungssohleife besteht darin« den Integrator 12 mit der Längsneigungslage des Luftfahrzeuges synchronisiert zu halten und dadurch unerwünschte Übergänge bei Einschaltung oder Einsatz des Autopiloten zu verhindern« Die Synchronisation wird durch Schließen eines Schalters dadurch ersielt« dafl der Ausgang der Suaiaiervtrfcifcäun« 11 nach einer geeigneten Veratärkiingsvteiieruiig durch «inen

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LHngsneigungieynohronisierer 14 den Integrator 12 über dl· Suraaierverbindung 8 zugeführt wird« per Ausgang des Integrators 12 steigt oder mit mit einer Geschwindigkeit, die voo seiner Zeitkonstante abhängt, und zwar so lange« bis er den LÄjgsneigunga-Iiageneingang der SuBBierverbindung 11 erreicht* Der Signalausgang der Summierverbindung bleibt daher 1« wesentlichen auf Kuli« Jede darauffolgende Änderung des LÄngBneigungssignaas wird wiederum an den Ausgang der Suranierverbindung 11 wiedergegeben und wird wieder auieynohronieiert, iua ein Nullsignal an Ausgang der Sunelerverblndung 11 au erzielen. Das Vorhandensein eines Fehlersignals an Ausgang der Suraierverbindung 11 betätigt gleichzeitig die Bervoeeohjoaieaen und hält sie in Synehronienus nit den Steueroberflächenj obwohl sie mit diesen nicht verbunden sind«

Der Längsneigungekenal eines automatischen Plugsteuerungssyeteme weist üblicherweise eine Längsneigungsl*gen-Halte-Betriebsweise auf* wobei Mittel vorgesehen sind« un es de» Piloten zu eraögliofcen, die Langsneigungslage des Luftfahrzeuges einzustellen oder zu ändern, wie er es wünscht. Die vorliegende Erfindung ergibt derartige manuelle Mittel» die nicht die vorher bseohriebenen Nachteile vorhandener nanueller Systewe aufweisen und dieses manuelle Mittel ist in Pig. I dargestellt.

dem Einsatz des Autopiloten kann dieses System entweder in »anueller (Lltngsnelgungslagenhaltung) oder einer Vertikalweg-Anordnung sein* Wenn sieh dieses System in der aanuellen Einstellung befindet« wobei der Autopilot erregt«, jedoah nicht-zu· Eingriff gebracht ist, sind die Schalter 9 und 10 offen« wahrend der Sohalter 1? gezohlossen ist« wie dies dargestellt ist« In dieser Betriebsweise erscheint kein

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Flugweg«-Befehlssigßal an den ^NIntegFälv?eg-Bef$tale~^l> und ^l£v'ei'ööhiebungöweg-Eef3iT;ls-^9f Leitungen« W@zin ster Schalter j geschlossen ist« wird der Lingsneigirngssynöferonisterei⁸ betätigt« üev die Streaeroberfläoheaservos m±% $@n LMngsneigungs-Lagenaign&Ieri spiehronisisrt, weil Jedoch der Autopilot nicht im Eingriff steht.? sind -dl© S®i*ros niesht mit den S teuer oberflächen verbunden« Bei Befestigung des Autopiloten wird der Behälter 12 geiffnet und der lieigungs-Lagenbesiigi der derüi in - dera Xnt©gf ©,tür 12 y herrsaht« wird aufrauht erhalten_ö Weiin der Autopilot in der Yertikalweg-Be&riebaweise betätigt würde, tiürden- die Schalter 9 und IG geschlossen und Jeder Eingang von einer FIugwög-Befehlsquelle würde in gleicher Weis© s.pi©iironi« siert.

Die meisten modernen Autopiloten haben Im ailg@mein@ia zwei grundlegende Betriebsweisen, von denen die erst© di® Flugweg-Betriebsweise ist« bei der das Fahrzeug so gesteuert wird« daS es entlang einem vorgegebenen Weg fliegt, wie z.B. bei einer-Holienhaltung, bei einer ¥@rtikalgeschwindigkeitssteuerunga bei einem Gleitpfad usw« Di© zweite Betriebsweise ist die manuelle oder Lärigsneiguisgslagen-Haltebetriebsweise« in der das Luftfahrzeug so gesteuert wird« daß es in einer bestimmten Lage fliegt oder diese auf.-recht erhält. In dieser Betriebsweise ist die Längsneigungslage einstellbare Bei Betätigung der Längsneigunge-Lagenhaltung, die als die Längsneigungs-Haltebetriebsweise bezeiehnet wird« würden die Schalter 9 und 10 geöffnet und keine weiteren Befehissignale von dem Flugdatenrechner oder einer anderen Flugweg-Quelle wUrden durch den Integrator empfangen. Ber L&igsneigungs-Lagenbezug, der dann im Integrator 12 vorherrschen würde, würde aufrecht erhalten« weil der Schalter 13 offen bleibt« Außerdem wird der

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Integrator 12 in dieser Betriebsweise blockiert» wenn Steuereignale diesen sturen« Im Betrieb hält das Luftfahrzeug dann diese vorhandene Längsneigungslage ein«

In Flg. 1 kann ein Längsneigungsrad 1 ein daumenbetätigtes Rad sein» das in geeigneter Weise in dem Cockpit des Luftfahrzeuges angeordnet und mechanisch mit einem Änderungsgeschwindigkeitsgenerator 2 (rate generator) Über ein Aufwärtsgetriebe g verbunden ist« Der Änderungsgesohwindigkeitsgenerator 3 kann ein geeigneter Weohselspannungs- oder Gleichspannungs-Tachodynamo sein« Das Ausgangssignal des Änderungsgesohwindigkeitsgenerators 3 wird mit Hilfe eines Filters 4 gefiltert« um Welligkelten oder andere Störsignale zu entfernen* Ein Pegeldetektor 5 mist das gefilterte Signal und wenn dieses über einem vorgegebenen Schwellwertpegel liegt« erscheint das Signal als ein Eingang an einem UND-Gatter 6» Der Ausgang des Filters wird gleichzeitig in einer Einheit 7 an die vorhandenen automatischen Flugsteuerungssohaltungen angepaßt und das endgültige Xnderungsgeschwindigkeitssignal ereoheint als ein Eingang an der Summlerverbindung 8.

Die Auswahl der Längsneigungs-Betriebswelse bewirkt über übliche Autopilot-Verriegelungsschaltungen* daß ein Signal an dem UND-Gatter 6 vorhanden 1st und den zweiten Eingang für das Gatter 6 ergibt» Die Betätigung des Gatters 6 bewirkt eine Freigabe des Integrators 12, wodurch dieser eingeschaltet wird. Gleichzeitig wird das an der Summierverbindung 8 erscheinende XnderungsgesohwindigkeitBsignal in den Integrator 12 eingeführt und wird durch diesen integriert» um einen Längsnelgungs-Lagenänderungsbefehl zu erzeugen. Dadurch tritt nun ein Ungleichgewicht an der

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Summierve?bindung 11 auf und es ergibt si oh ein entsprechendes Fehlersignal* um den Servomechanismus der Längs« neigungsstenerungsoberflache anzutreiben. Die Längsneigunge-Steuerungsoberflächen bewegen eich dann und bewirken eine Änderung der L&igsneigungsiage des Luftfahrzeuges. Diese Änderung der Längsneigungßlage wird an dem Vertikal·« kreisel wiedergegeben und dies ergibt einen Eingang an der SuBmierverbindung 11» Nach entsprechender Zeit in Abhängigkeit von den Aneprech- und Dämpfungseigensohaften des . Servosystems gleichen die neue oder befohlene LBngsneigungslage-und der geänderte Bezugspegel des Integrators . einander aus und erzeugen ein Nullsignal am Ausgang der Summierverbindung 11 und es ergibt Sich wiederum ein Ruheaustand oder ein eingesohwungener Zustand* Die tatsächliche Längsntigungelage des Luftfahrzeuges ist die, die durch das LXngsneigungsrad 1 eingestellt ist*

Wie es aus der obigen Beschreibung asu erkennen ist, ergibt das Längeneigungsrad 1 nur dann einen Ausgang» wenn es bewegt wird. Daher mufl es während der Längsneigungsbetriebs* weise nicht mit dem Autopiloten synchronisiert werden« wie es bei bisher bekannten manuellen Längsneigungsrad-Systemen erforderlich war. Außerdem besteht keine Notwendigkeit für mechanische Rasten, Zentrierfedern o»ä»

Die Erfindung kann außerdem dazu verwendet werden* eine manuell gesteuerte Änderung in der Vertikalgeschwindigkeit·- Plugwegbetriebsweise des Autopiloten au bewirken« Fig. 2 . zeigt den vorstehend beschriebenen LKngeneigungs-Synchronislerer» der als Eingangsbefehlssignal sowohl für den Integral- als auch für den Verschieburigsweg ein Verfcikalgesohwlndigkeitesignftl hat« sowie die für die Einfügung der Erfindung notwendige Schaltung» Vor dem Wirksammachen der

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Vertikalgesohwindigkeita-Betrlebsweise hält eine elektronische Synchronisierschleife «it einer Sunmlerverbindung einen Verstärker 16, eine« Schalter 17 und eine« Integrator/ Synohronisierer 18 den Vertikalgeeahwindigkeitsbefenl an Punkt 19 au? eine der oben beschriebenen Art Ähnliche Art auf Null« Bei Einschalten der Vertikalgeschwindigkeits·* Befehlebetriebsweise wird der Schalter 17 geöffnet imd der Integrator 18 hält den zur Zeit des Einschalten« vorhandenen Vertikalgeschwindigkeita-Befehlssignalpegel aufrecht. Gleichzeitig werden die Schalter 9 und 10 geschlossen und der Schalter 13 wird geSffnet und die Vertikalgeschwindigkeits-Betriebaweiee des Autopiloten hält das Luftfahrzeug auf der Vertikalgeschwindigkeit, die zur Zeit des Einschaltens vorherreoht«

Zu diesen Zeitpunkt 1st der Signalpegel an Punkt 19 KuIl und daher erscheint kein Signal an Eingang de* Integrators 13 oder der Stufenverbindung 11. Well der Auagangasignalpegel des Integrators 12 an den Lttogsneigungalageneingang der Susjalarrerbindung 11 angepaßt iat# war der Ausgang der Stunaierverbindung 11 Hull und das ServonechattlsnassTsteai befand eich in eine» Ruheauetand, wodurch sich die Vertikalfluegeschwindigkeit ergibt, ai» vor des Einschalten der Vertikalfesohwindigkeita-Betriebeweiee vorhanden war. Mit Hilfe der Brfindung kann die Vertikalgeschwindigkeit durch den Piloten «anüell vergrößert oder verkleinert werden«

Bin Vertikalgeschwindigkeits-Had 1*, das einen Anderungs» gesehiriiidlgkeltsgeneratOF £' über ein Aufwirtegetriebe 2' antreibt* kann zu* Erzeugung eines eine erwünschte Änderung in der eingestellten und vorhandenen Vertikalgeschwindigkeit darstellenden Signals verwendet werden· XIn Tilter *' entfernt 41· in dem Signal vorhandene Welligkeit und andere

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Störsignale und ein Pegeldetektor 5^f sperrt ein Signal» das kleiner ist als ein gewünschter Schwellwertpegel* Wenn dies erwünscht ist« können die Elemente 1 bis 5 die gleichen Elemente sein« wie die welter oben unter Bezugnahme auf Fig. 1 beschriebenen Elemente 1 bis 5 und sie können in der gezeigten Weise durch geeignete (nicht gezeigte) Schaltvorrichtungen angeschaltet werden_e Der Ausgang des Filters 4' wird an das System mit Hilfe einer Einheit 20 angepaßt und mit einer Seite eines mit V/S bezeichneten Schalters 21 verbunden» Ein Ausgang des Pegeldetektors 5 betätigt den Schalter 21« Der Ausgang des Filters 4' wird nun über die Schalter 21 und 17 mit dem Integrator 18 verbunden und der Integrator 18 integriert das Änderungsgesohwindigkeitssignal von dem Generator 15', wodurch ein Verschiebungsbefehl für das Vertikalgesohwlndigkeitssystem erzeugt wird« Der Ausgang des Integrators l8 ist somit eingestellt und ein Ungleichgewicht tritt am Ausgang der Summierverbindung 15 auf, der ein Fehlersignal darstellt.

Der Ausgang des Pegeldetektors 5' wird außerdem einem Eingang eines UND-Gatters 22 zugeführt» Der zweite Eingang des UND-Gatters 22 ergibt sich aus der Betätigung des (nicht gezeigten) Vertlkalgeschwindlgkeits- (V/S) Betriebsweisenschalters, Das Vorhandensein dieser beiden Eingänge blockiert den Integrator 12»

Das an dem Summlerpunkt 15 vorhandene Fehlersignal wird mit Hilfe des Sehalters 10 über einen Kurzzeit-Vers chiebungsweg an den Summlerpunkt 11 geführt« Es ergibt eich unmittelbar ein Ungleichgewicht an dem Summlerpunkt 11» wodurch ein Ausgang hervorgerufen und der Servomechanismus betätigt wird» woraus sich eine Änderung der Längsneigungslage des

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Luftfahrzeuges ergibt« Die Blockierung des Integrators 12 verhindert« daß der Signalpegelbezug proportional zu dem von den LHngsneigungsrad I¹ erzeugten Signal modifiziert wird«. Somit bewirkt die Bewegung des Längsneigungsrades 1' eine unmittelbare Änderung der Lage des Luftfahrzeuges durch das an dem Verschiebungspfad vorhandene Signal· Die Htngsneigungslage des Luftfahrzeuges wird sich nun zu andern beginnen« wodurch eine Änderung des L&ngsneigungsiageneingangs von dem Vertikalkreisel an die Summlerver« . bindung 11 und eine Verringerung des an dem Servomechanismus eye tem anliegenden Pehlereignals ergibt« Nach einer entsprechenden Zeit stabilisiert sich das System bei einer neuen Vertikalgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges«

Wenn das Längeneigungsrad 1* wieder stationär 1st» öffnet sieh der Schalter 21 und der Integrator 18 stabilisiert sich an seinem nmien Pegel» Wenn das Kraftfahrzeug seine neue Längsneigungsiage und damit seine neue Vertikalgeschwindigkeit einzunehmen beginnt« ändert sich der Eingang von dem Flugdatenrechner an die Summierverbindung 15 so lange« bis der Summlerverbindungsausgang oder das Fehlersignal auf Null verringert let· Das Ende des Signalausgangs von dem Längsneigungsrad 1* schließt das UND-Gatter 22 und der Integrator 12 wird freigegeben· Dabei, bewirken von dem Plugdatenreohner herrührende Langzeit-Vertikalgesohwindigkeits-Fehlersignale aufgrund von Treibstoffverbraueh, Lastverschiebung usw« ein Ungleichgewicht an der Summierverbindung 15, wodurch sich ein Fehlersignalausgang ergibt. Dieses Fehlersignal modifiziert den Bezugspegel in dem Integrator 12 und bewirkt eine Bewegung der Ltfngsneigungesteuerungsoberflachen durch das. Servomeehanlsmussystem* Eine Änderung der LÄngsneigunge-Steueroberflachen bewirkt eine Änderung der Längeneigungelage des Luftfahrzeuges

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und der Vertikalkreisel ergibt einen Eingang an die Summierverbindung 11, solange bis das System wieder stabilisiert ist»

Bin Meßinstrument kann mit dem Ausgang des Integrators 18 verbunden werden« um eine sichtbare Anzeige der mit Hilfe des Längsneigungsradee eingestellten Vertikalgeschwindigkeit zu erzielen.

Patentansprüche:

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Claims (1)

1. Patentansprüche :

   Automatisches Flugsteuerungssystem für Luf tseuge« gekennzeichnet durch einen Befehlsintegrator (12), dessen Ausgangspegel durch ein Untersystem einstellbar ist» das einen manuell betätigbaren Xnderungsgeschwindlgkeitsgenerator (rate generator) (3) zur Lieferung eines zur Verstellgesohwindlgkeit des Generators (5) proportionalen Ausgangssignals, Detektoranordnungen (5) zur Feststellung des Ausgangs des Änderungsgeschwindigkeitsgenerators (3), und auf die Detektoranordnungen (5) ansprechende Vorrichtungen (6) zur Betätigung des Integrators (12) umfaßt, so daß der Ausgangssignalpegel des Integrators (12) entsprechend rdem an den Integrator angelegten Ausgangssignal des Knderungsgeschwindigkeitsgenerators (3) eingestellt wird.

   2. Flugsteuerungssystem nach Anspruch 1, dadurch gekennze 1 ο h ή e t » daß der Generator (2) durch ein nicht zentrierendes manuell betätigtes Rad (1) betätigt wird, das über ein Aufwärtsgetriebe (2) mit dem Xnderungsgesohwindigkeitsgenerator (3) verbunden ist«.

   3* Flugsteuerungssystem nach Anspruch 2 oder 3, dadurch gekenn ζ ei ahnet , daß das Ausgangssignal von dem Änderungsgesohwindigkeitsgenerator (3) dem Integrator (12) über ein Filter (4) zur Entfernung von Störungen von dem Signal zugeführt wird·

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   4. Flugsteuerungssystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Detektoranordnung (5) einen Sohwellwertdetektor mit einem voreingestellten Schwellwert umfaßt.

   5. Flugsteuerungssystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche« dadurch g e k e η η ze lohnet «■ daß der Integrator (12) ein blockierbarer Integrator ist.

   6ο Flugsteuerungssystem nach Anspruch 5* dadurch gekennzeichnet« daß die auf die Detektoranordnung (5) ansprechende Vorrichtung (6) Schaltermittel zur betriebsmäßigen Verbindung des Integrators mit dem Änderungsgeschwindigkeitsgenerator (3) umfaßt« so daß das Ausgangs-, signal des Änderungsgeschwindigkeitsgenerators (2) den Ausgangssignalpegel des Integrators einstellt.

   7 ο Flugs teuerungssys tem nach Anspruch 6t dadurch gekennzei ohne t „ daß die Sohaltermittel die Form eines UND-Gatters (6) aufweisen_o

   8· ■ . Flugs teuerungssys tem nach einem der Ansprüche 5 bis 7* dadurch gekennze ic h ή e t « daß es eine Längsneigungs-Lagenbefehlsbetrlebsvreise unter Einschluß einer Quelle für Längsneigungs-Lagenbefehlselngangssignale einschließt« wobei der blockierbare Integrator (12) in nicht blockiertem Zustand zur Integration von Langzeltkomponenten der Längsneigungs-Lagenbefehlseingangssignale und im blockierten Zustand zur Aufrechterhaltung einer festen LSngsneigungBlage betätigbar 1st« und daß es ferner eine Quelle für Längsneigungs-Eingangsslgnale« Summlermittel (11) zur

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   Kombination der Längsneigungs-Lagenbefehlseingangsslgnale mit den Längsneigungs-Lageneingangssignalen und ein Servomechanisraussystem zur Einstellung der Längsneigungssteuer·' oberflächen des Luftfahrzeuges entsprechend dem Ausgangssignal der Summiermittel (ll) umfaßt, wobei die auf die Detektoranordnung (5) ansprechende Vorrichtung ($) den Integrator (12) in Abhängigkeit von einem Ausgang des Änderungsgesehwlndigkeitsgenerators (3) blockieren kann und wobei ein Ausgang von dem Xnderungsgeschwlndigkeltsgenerator (2) den in dem Integrator (12) gespeicherten ursprünglichen Pegel modifiziert und damit den Ausgang der Summiermittel (ll) beeinflußt»

   9« Flugsteuerungssystem nach Anspruch 7 und 8,

   dadurch gekennz e lehn e t » daß das UND-Gatter, auf einen Ausgang von dem Schwellwertdetektor und einen Ausgang von einem Längsnelgungs-Lagenbetriebsweise-Wählerschalter anspricht, um einen Eingang an den Integrator zu liefern, wobei der Eingang an den Integrator den Integrator freigibt _β

   10« Flugsteuentngssystem nach einem der Ansprüche

   5 bis 9» dadurch gekennzeichnet, daß es eine Vertikalgesohwindigkeite-Befehlebetriebsweise aufweist und eine Quelle für Vertikalgeschwindigkeits-Befehlseignale* einen Vertikalgesohwlndigkeitsintegrator (18), eine alt dem . blockierbaren Integrator (12) verbundene LSngsneigungs-Lagen-Eingangssignalquelle, wobei die Summiermittel (ll) das Vertlkalgeschwlndigkeits-BefehlsBignal« den Yertikalgesohwindigkeits-Integratorausgangi, den Ausgang des blookierbaren Integrators und das Längsneigungs-Lagen-Eingangssignal kombinieren, und ein Servomeohaniemussyetem zur Einstellung der

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   Längsnelgungg-Steueroberflächen dee Luftfahrzeuges in Abhängigkeit von dem Ausgangesignal der Summiermittel (11) umfaßt, wobei Mittel (l¹) zur Einstellung des Signalpegels des Vertikalgeschwindigkeits-Integratorausgangs entsprechend dem Ausgang eines Änderungsgeschwindigkeitsgenerators (3*) und Mittel (22) zur Blockierung des blockierbaren Integrators (12) in Abhängigkeit von einem Ausgang von dem Ände- . rungßgeschwindigkeitsgenerator (3*) vorgesehen sind« und wobei die Bewegung des Änderungsgeschwindigkeltsgenerators (3¹) den Ausgangssignalpegel der Summiermittel (11) ändert und das Servomeöhanismussystem ansteuert« bis die Änderung des Ausgangssignalpegels durch das Längsneigungslagen-Eingangssignal kompensiert ist.

   Ho Flugsteuerungssystem nach Anspruch 10, da

   durch gekennz e lohne t * daß die Einstellmittel einen Schwellwertdetektor (5¹) zur Sperrung eines Signalausgangs von dem Änderungsgeschwindigkeitsgenerator (j5') mit einem geringenen als einem vorgegebenen Wert umfassen.

   12 ο Flugsteuerungssystem nach Anspruch 11, da*·

   durch g e k e η η ζ e i oh net« daß die Blockiermittel ein UND-Gatter (22) aufweisen« dessen einer Eingang auf den Ausgang des Änderungsgeschwindigkeitsgenerators (>') und dessen zweiter Eingang auf einen Vertikalgesohwindigkeits-Betriebsweisensohalter anspricht« wobei ein Ausgang von dem UND-Gatter (22) zur Blockierung des blockierbaren Integrators betätigbar ist,

   13. Flugsteuerungssystem n&oh Anspmoh 12*

   durch gekennze i ο h η β t , daß ein iMitEtigbarer Schalter (21)

   gang von dem Schwellwertdetektor (5*) anspricht« wobei der in dem Vertikalgesehwindigkeits-Xntegrator (l8) gespeicherte Signalpegel durch den Ausgang des Schwellwertdetektors (5¹) abgeändert wird.

   l4« Plugsteuerungssystem nach Anspruch 8

   und 10« dadurch gek e η η ζ e i chn et , daß ein einzelner» Über ein über ein Aufwärtsgetriebe (2) mit dem Generator verbundenes manuell betätigtes Rad (I) betätigter JtnderungSgesehifindigkeitsgenerator (3) sowohl in der Längs- -. * nelgungs-Lagenbetrlebsweise als auch in der Vertlkalgesohwln· digkeits-Betriebsweise verwendet wird« um eine einzige Einstellung für den LHngsneigungs-Lagenbefehl oder für den VertikalgesohwindigkeltSfBefehl entsprechend der Betriebsweise des Systems zu liefern.

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   Leers e i t e