DE2233938B2

DE2233938B2 - Einrichtung zur steuerung eines drehfluegelflugzeuges

Info

Publication number: DE2233938B2
Application number: DE19722233938
Authority: DE
Inventors: Donald Wayne West Haven; O'Connor Sean Joseph Monroe; Conn. Fowler (V.St.A.)
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: Raytheon Technologies Corp
Priority date: 1971-08-05
Filing date: 1972-07-11
Publication date: 1977-10-27
Also published as: US3756543A; JPS5538319B1; IT963736B; DE2233938C3; CA973952A; DE2233938A1; GB1340293A; FR2149777A5

Description

'is + 1 '

worin ί eine Zeitkonstante und sder LaPlace-Operator ist.

45

50

Die Erfindung betrifft eine Einrichtung zur Steuerung eines Drehflügelflugzeugs nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1.

Sie geht damit aus von einer automatischen Schwebeflugsteuerung eines Drehflügelflugzeugs, bei der eine an einem Kabel befestigte Kugel am Drehflügelflugzeug aufgehängt ist und Mittel vorgesehen sind, um beim Berühren des Bodens oder Wassers durch die Kugel das Flugzeug so zu steuern, daß es in einer Höhe oberhalb des Bodens schwebt, die der Länge des ausgefahrenen Kabels entspricht. Die bekannte Steuerung umfaßt Meßgeräte zum Erfassen des Winkels zwischen dem Kabel und einer Senkrechten zu einer Bezugsebene des Flugzeugs, wodurch Meßwerte geliefert werden, die über Servosteuerungen den Einstellwinkel der Drehflügel derart ändern, daß das Flugzeug mit konstantem Bodenabstand fliegt (US-PS 28 73 075).

Außer den Kabelwinkelmeßgeräten, von denen eines den Kabelwinkel bezüglich der Senkrechten in der Flugzeugquerebene und ein anderes den Kabelwinkel in der Längsebene mißt, benutzt die Einrichtung nach der Erfindung ein automatisches Flugsteuerungssymem, auch innerer Regelkreis genannt, mit einem Kippwinkelmesser und einem Kippgeschwindigkeitsmesser zur Stabilisierung der Fluglage des Flugzeugs um seine Querachse.

Bei bekannten Anwendungen von Hubschraubern als Kran erstreckt sich ein Tragkabel von einer Winde des Hubschraubers, der in der Luft schwebt, während das Kabel herabgelassen, an der Last festgemacht und danach die Last nach oben zum Hubschrauber gezogen wird. Auf diese Weise wird die Ladung sehr nahe am Hubschrauber getragen, so daß Hubschrauber und Last mechanische Eigenschaften zeigen, welche im wesentlichen denjenigen eines einzigen Körpers entsprechen.

Bei böigem Wind kann es wegen der notwendigen Flugmanöver gefährlich sein, eine Last bis direkt zum Boden des Hubschraubers hochzuziehen, da die Bewegung des Hubschraubers dazu führen kann, daß die Last mit dem Hubschrauber zusammenstößt.

Deshalb benutzten neuere Techniken ein sehr langes Kabel, an welchem die Ladung aufgehängt ist. Dabei manövriert der Pilot den Hubschrauber so, daß die Last stabilisiert wird. Bei Handsteuerung sind lasttragende Hubschrauber in der Geschwindigkeit beschränkt und leiden an verringerter Manövrierfähigkeit.

Aufgabe der Erfindung ist es, den Piloten eines Drehflügelflugzeugs für den Transport von Lasten davon zu befreien, Pendelbewegungen des Lastkabels durch Handsteuerung ausgleichen zu müssen. Ausgehend von dem im Oberbegriff des Anspruchs 1 definierten Stand der Technik, der auf die Konstanthaltung einer bestimmten Flughöhe eines Drehflügelflugzeugs gerichtet ist und somit einer ganz anderen Aufgabenstellung dient, besteht die Lösung der vorerwähnten neuen Aufgabe aus den Merkmalen im Kennzeichen des Anspruchs 1.

Wesentlichstes Merkmal der Erfindung ist ein Meßfühler nicht nur zum Messen des Kabelwinkels bezüglich der Senkrechten zu eine"· Bezugsebene des Flugzeugs, sondern auch zum Erzeugen eines dem jeweiligen Winkelmeßwert entsprechenden Geschwindigkeitssignals, d.h. eines der Änderungsgeschwindigkeit des Winkels proportionalen Signals als Ausgangssignal des Meßfühlers. Dieses Geschwindigkeitssignal wird im Rahmen des inneren Regelkreises dem zweiten Eingang des Summiergliedes derart aufgeschaltet, daD das Flugzeug bei großer Änderungsgeschwindigkeit des Kabelwinkels in Richtung des Pendelausschlags des Lastkabels gelenkt wird und umgekehrt, wenn die Änderungsgeschwindigkeit klein ist. Einer großer Änderungsgeschwindigkeit entspricht dabei ein kleinei Kabelwinkel und umgekehrt. Auf diese Weise wird die Pendelbewegung des Lastkabels automatisch zurr Stillstand gebracht, so wie es bisher nur durd geschickte Handsteuerung unter Beobachtung der Las möglich war.

Da die Pendelbewegung des Lastkabels unter den Einfluß der erfindungsgemäßen Steuerung als gedämpf te harmonische Schwingung anzusprechen ist, empfiehl es sich, um den Dämprungsefieki möglichst groß 21 machen, daß das der Geschwindigkeitsänderung de Kabelwinkels entsprechende Ausgangssignal des Meß fühlers auch einem Verzögerungskreis zugeführt ist un< dem Summierglied des inneren Regelkreises dii

nfferenz zwischen dem verzögerten und dem nicht

ögerten Geschwindigkeitssignal aufschaltbar ist. ^V6n r Verzögerungskreis wird zweckmäßig auf eine ν öeerung des Geschwindigkcitssignals nach einer cnHon proportional zum Integral des Geschwindigi -t«ienals ausgelegt. Die Übertragungsfunktion ist mit Vorteil proportional

/s

rin f ein^e ZeitKonstante und s der LaPlace-Operator

Fs ist zu erwähnen, daß ein Motorsteuerungssystem fir hängend beförderte Lasten bekannt ist (DT-OS 90 05 323) bei dem ebenfalls die Anderungsgeschwin-Hiukeit eines Kabelwinkels gegenüber einer gedachten Lotlinie von einem Meßfühler erzeugt und als Anti-Pendelbewegungssignal benutzt wird. Da sich bei im _in horizontaler Richtung verfahrbaien Kran Pendelbewegungen nur in der Fahrtrichtung einstellen ind nur durch die Beschleunigung und das Abbremsen rf r Fahrbewegungen des Krans entstehen, konnte das bekannte System für eine Dämpfung einer Pendelbewegung keine Anregungen vermitteln, die der Erfindung Tuwunde liegende Aufgabe zu lösen. Bei einem Drehflügelflugzeug stellt sich nämlich die weitaus komplexere Aufgabe, Pendelbewegungen zu dämpfen, die sowohl beim Schwebeflug (durch ein Aufnehmen der Last) als auch beim stationären Vorwärtsflug (dutch Windstöße) entstehen können und die darüber hinaus in iede mögliche Richtung gehen können.

Die Erfindung bewirkt exakte, der Pendelbewegung entgegenwirkende Korrekturbewegungen am Flugzeug Die Erfindung kann ausgeführt werden, indem man auf in dem bestehenden Flugzeugsteuerungssystem vorhandene Gerätschaften aufbaut. Sie ist m der Ausführung relativ billig und macht die Anwendung von Drehflügelflugzeugen zum Heben großer Lasten in einem breiten Operationsgebiet sowie die Verwendung als Kran unter vielen Flugbedingungen möglich.

In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel der Erfindung für die Stabilisierung einer Pendelbewegung um die Querachse eines Drehflügelflugzeugs dargestellt, und zwar zeigt .

Fig 1 eine vereinfachte Frontansicht eines Hubschraubers, der eine Last trägt, die eine Pendelbewegung nach Steuerbord ausführt,

Fig 2 eine Frontansicht nach Fig. 1, in der das Flugzeug um seine Längsachse nach Backbord gerollt wurde, um die in Fig.l dargestellte Lage zu überwinden oder zu verbessern,

F i g 3 eine vereinfachte Seitenansicht eines Hubschraubers beim Vorwärtsflug, in der der Nachlauf der Last hinter dem Hubschrauber bei stationären Vorwärtsflugbedingungen dargestellt ist,

F i g 4 ein vereinfachtes schematiches Blockdiagramm des periodischen Blattwinkelsteuerungskanals um die Querachse des Flugzeugs, dem ein nicht dargestellter Steuerungskanal für die Steuerung um die Längsachse entspricht, und

Fig 5 eine vereinfachte Diagrammdarstellung des Zeitverlaufs der LaPlace-Funktionen, die in der Ausführungsform nach Fig.4auftreten.

Die Fig. 1 zeigt einen Hubschrauber 20, der mittels eines Tragkabels 24, das unter dem Hubschrauber aufgehängt ist, eine Last 22 trägt. Wie aus der Fig. ersichtlich ist, ist der Hubschrauber 20 im wesentlichen horizontal ausgerichtet, und es kann angenommen werden, daß er sich auf einem geradlinigen Flug in Richtung des Betrachters oder in einem Schwebeflug befindet. Jedoch führt die Last 22 eine Pendelbewegung s aus, und im dargestellten Augenblick schwingt die Last nach Steuerbord des Hubschraubers. Es hat sich herausgestellt, daß der richtige Weg zur Korrektur der Pendelbewegung darin besteht, zuerst den Hubschrauber 20 nach Steuerbord zu fliegen, also versucht, in der ίο gleichen Richtung wie die Bewegung der Last zu fliegen und dann, so wie es in Fig.2 dargestellt ist, versucht, den Hubschrauber 20 in eine solche Richtung zu drehen, daß er sich von der Last entfernt. So wie es mehr im einzelnen in bezug auf F i g. 3 weiter unten beschrieben is wird, wird diese Bewegung, die im allgemeinen der einfachen harmonischen Bewegung der Last entgegengesetzt ist, eingestellt, indem man die Änderungsgeschwindigkeit des Winkels zwischen dem Tragkabel 24 und der Senkrechten und die Verzögerung dieser Geschwindigkeitsänderung in solcher Weise benutzt, daß eine korrigierende Bewegung des Flugzeugs bewirkt wird, um die Pendelbewegung der Last bezüglich desselben zu dämpfen. Als Beispiel betrachte man den Fall, daß das Flugzeug schwebt und ein 2_s Windstoß auftritt, welcher die Last 22 nach Steuerbord treibt, so wie es in F i g. 1 dargestellt ist. Durch die Trägheit der Last ist die Änderungsgeschwindigkeit des Winkels des Kabels 24 bezüglich der Last am Anfang sehr groß; dann versucht die L.'st in Übereinstimmung mit den Gesetzen der einfachen harmonischen Bewegung, seine Maximalstellung zu erreichen, in welcher die Änderungsgeschwindigkeit gleich Null ist. Am Anfang, wenn die Änderungsgeschwindigkeit groß ist, wird diese als ein Polaritätssignal benutzt, um zu bewirken, daß der Hubschrauber sich zuerst nach Steuerbord bewegt und versucht über der Last zu bleiben; aber mit abnehmender Änderungsgeschwindigkeit und zunehmendem Winkel, eventuell heben sich beide auf, wird der Winkel um so wichtiger, je mehr die Änderungsgeschwindigkeit des Winkels sich dem Wert Null nähert. Die Gesamtpolarität wird dann umgekehrt, damit das Flugzeug so gedreht wird, wie es in F i g. 2 dargestellt ist, um zu versuchen, an der Last in einer Richtung zu ziehen, welche derjenigen entgegengesetzt ibt, in welcher die Last mit einfacher harmonischer Bewegung schwingt; in anderen Worten, so wie es in F i g. dargestellt ist, versucht die Bewegung des Flugzeugs die kinetische Energie der Last zu dämpfen. Mittels eines Verzögerungsfilters ist es jedoch im eingeschwungenen Zustand (nach einem Zeitintervall gleich mehreren Zeitkonstanten des Verzögerungsfilters) möglich, daß die Last mit der Senkrechten einen stationären, von Null verschiedenen Winkel bildet, so wie es in F i g. dargestellt ist, aber kein stationäres Steuersignal anliegt. 55 Dies ist notwendig, weil im Geradeausflug, mit oder ohne Beschleunigung, die Last wegen der aerodynamischen Widerstandskräfte hinter dem Flugzeug nachläuft, so wie es in F i g. 3 dargestellt ist. Eine ähnliche Lage beim Fliegen einer Kurve tritt auf, weil es 60 notwendig ist, aerodynamische Widerstandskräfte, Zentrifugalkräfte, welche zur Beschleunigung in der Kurve notwendig sind, und den Nachlauf der Last hinter dem Flugzeug zu überwinden. AU diese Funktionen sind in einer Ausführungsform der Erfindung untergebracht, 65 so wie es in F i g. 4 dargestellt ist.

In F i g. 4 ist das Flugzeug mit seinem Rumpf 20' und den davon getrennten Blöcken für den Kanal der periodischen Blattverstellung für die Bewegung des

Hubschraubers um die Querachse gezeigt. Wie bekannt ist, bedient der Pilot einen kombinierten Hebel 30 für die Längs- und Quersteuerung, welcher mechanisch mit einem mechanischen Summierglied 34 verbunden (32) ist, das die Einstellung der Blätter 36 des Hauptrotors des Hubschraubers 20' periodisch steuert. Wie bekannt ist, würde die Verstellung des Hebels 30 aus der Stellung, welche mit ausgezogenen Linien dargestellt ist, in die Stellung 30', die gestrichelt dargestellt ist, bewirken, daß das Flugzeug nach oben kippt, steigt und den Vorwärtsflug verlangsamt. Die tatsächliche mechanische Bewegung am Ausgang 36 des Summiergliedes 34 weicht von der mechanischen Bewegung am ersten Eingang 32 durch einen mechanischen Eingang zum Summierglied 34 von einer elektromechanischen Betätigungsvorrichtung 40 ab. Die elektromechanische Betätigungsvorrichtung 40 bezieht ein Eingangssignal von einem Summiernetzwerk 42, welches seinerseits auf ein Paar Verstärker 44, 46 anspricht, welche die Verstärkungen K₃ und K* aufweisen. Die Verstärker 44 und 46 sprechen ihrerseits auf einen Kippkreisel 48 bzw. einen Kippgeschwindigkeitskreisel 50 an. Die eben beschriebenen Vorrichtungen 40 bis 50 stellen das automatische Flugsteuerungssystem des Flugzeugs dar, das manchmal als innerer Regelkreis des Flugzeugs bezeichnet wird, weil seine Funktion darin besteht, die Bewegung des Hebels selbst nicht zu beeinflussen, sondern nur das Resultat dieser Bewegung zu verändern.

In F i g. 4 ist eine Vorzeichenübereinstimmung getroffen, die darin besteht, daß das Kippen nach oben, wie dargestellt, einem positiven Kippwinkel entspricht, und es wird angenommen, daß als Folge eines solchen positiven Kippens das Ausgangssignal des Kippkreisels 48 und das Ausgangssignal des Kippgeschwindigkeitskreisels 50 solcher Polarität sind, daß beide Signale beim Anlegen an das Summiernetzwerk 42 und die eiektromechanische Betätigungsvorrichtung 40 dem positiven Kippen des Flugzeugs entgegenwirken. Deshalb sind diese Signale als negative Eingangssignale zum Summiernetzwerk 42 dargestellt.

Gemäß der Erfindung wird das Steuersystem des Flugzeugs so umgeändert, daß es die Last 22 stabilisiert, derart, daß das Kabel 24 senkrecht bleibt (obschon nicht notwendigerweise senkrecht zum Rahmen des Flugzeugs). Dazu ist ein Kabelwinkelgeschwindigkeitskreisel 52 auf dem Flugzeug in solcher Weise montiert, daß

es nur die Geschwindigkeitsänderung K-J des Winkels e des Kabels bezüglich der Senkrechten in einer durch die Längsachse des Flugzeugs hindurchgehenden senkrechten Ebene mißt und dabei die Fluglage des Flugzeugs oder die Seitenabweichungen nicht berücksichtigt. Das Ausgangssignal des Kabelwinkelgeschwindigkeitskreisels 52 wird einem Verstärker 54 mit der Verstärkung K\ zugeführt, dessen Ausgang an das Summierungsnetzwerk 42 angeschlossen ist. Das Ausgangssignal des Kabelgeschwindigkcitskreisels 52 wird auch einem Verzögerungskreis 56 mit der Funktion

Is -(· 1 '

wo Ki der Verstärkungsfaktor, t die Zeitkonstante und .9 der LaPlacc-Opcrator (entspricht der zeitlichen Ableitung) ist, zugeführt. Die Zeitkonstante ( ist so ausgewählt, daß die Funktion des Vcr/.ogcningskreiscs 56 auf Kurzzeitbasis gleich dem Winkel c ist, Hs ist zu bemerken, daß die Polarität des Verstärkers 54, so wie er an das Summiernetzwerk 42 angeschlossen ist, negativ ist (die gleiche Polarität wie die Kreisel 48 und 50), so daß, wenn die Ladung zu schwingen anfängt und s die Geschwindigkeitsänderung des Winkels bezüglich der Zeit (e) groß ist, das Flugzeug zuerst ein Eingangssignal von entgegengesetztem Vorzeichen erhält, wodurch es nach unten kippt, so daß das Flugzeug, in Übereinstimmung mit der Vorzeichenbe-ο Stimmung der F i g. 4, nach vorn fliegen würde und damit versuchte, momentan über der Last zu bleiben. Jedoch beginnt nach einer kurzen Zeitperiode das Ausgangssignal des Verstärkers 56 sich aufzubauen und bewirkt eventuell eine positive Anstellung des Flugzeugs, so daß das Flugzeug versuchte, seinen Flug zu verlangsamen, wodurch eine entgegengesetzte, nach hinten gerichtete Beschleunigung an der Last 22 durch das Kabel 24 angelegt würde, die versuchen würde, die Pendelbewegung der Last zu dämpfen. Um diese kombinierte Wirkung darzustellen, zeigt F i g. 5 genau einen Teil der Schwingung der Last von der Senkrechten weg nach vorn zu dem in Fig.4 dargestellten Punkt Dieses Beispiet steht für das Ansprechen der Last auf einen kurzen Windstoß, welcher versucht, die Last nach vorn zu schwenken. Die Wirkungsweise der Verstärker 54,56 als Antwort auf den Kabelwinkelgeschwindigkeitskreisel ist hier grob dargestellt, wobei kein bestimmter Maßstab zugrunde gelegt worden ist. So wie es in F i g. 5 dargestellt ist, zeigt Darstellung A den Fall, in dem sich der Kabelwinkel von Null (Senkrechte) bis zu einem Wert + e (ist in F i g. 4 dargestellt) zum Zeitpunkt T₃ aufbaut In diesem Fall wird die Zeitkonstante f relativ lang bezüglich einer Kurzzeitschwingung (kurz bedeutet in diesem Fall gleich T₃) ausgewählt. Die Darstellung

B zeigt, daß die Änderungsgeschwindigkeit des Winkels έ sich von Null bis Maximum bei Ti aufbaut und dann bis zu dem Wert Null im Zeitpunkt T₃ abnimmt. Andererseits zeigt die Darstellung C, daß die Verzögerungsfunktion

is + 1

kurzzeitig im wesentlichen gleich dem Winkel e ist

(abhängig vom Verstärkungsfaktor Ki), so daß sie ihren Maximalwert irgendwo nahe dem Zeitpunkt T₃ annimmt, und daß, wenn einmal die Änderungsgeschwindigkeit des Winkels durch Null geht (zum Zeitpunkt T₃), sie wieder bis auf Null abnimmt Die Kombination der beiden (welche die Wirkung ist, die die Ausgangssignale der beiden Verstärker 54 und 56 auf das Summiernetzwerk 42 haben) ist in der Darstellung D gezeigt Dies ist das Steucreingangssignal, welches dem Flugzeug zugeführt wird, um die Wirkung der Pendelbewegung der Last zu überwinden. Zuerst wird ein negatives Eingangssignal geliefert, welches versucht, das Flugzeug über der Last zu fliegen; dann liegt im Zeitpunkt T₂ kein Eingangssignal vor, und danach wird ein positives Signal angelegt, das die Bremsung des

ιό Flugzeugs bewirkt (siehe Fig.4), wodurch dem Schwingen der Ladung entgegengewirkt wird, so daß wlihrend der Zeitperiode zwischen T₂ und Ti das Flugzeug gegen die Schwingung an der Last zieht, wodurch kinetische Energie verbraucht oder die

<\s harmonische Bewegung der Last gedämpft wird. Das Flugzeug zieht weiter an der Last und versucht vom Zeitpunkt T₃ an, dieselbe unter das Flugzeug zu ziehen. Selbstverständlich werden in einer realen Lage die

Wellenformen der Fig.5 komplizierter, weil die Änderungsgeschwindigkeit des Winkels nach dem Zeitpunkt Tz negativ wird, sowie die Last anfängt, nach hinten zurückzuschwingen. Dies wird des weiteren noch dadurch kompliziert, daß das Flugzeug selbst in Bewegung ist und nicht nur Eingangssignale empfängt, die versuchen, die Last zu stabilisieren, sondern auch andere Eingangssignale vom automatischen Flugsteuerungssystem und vielleicht auch vom Piloten. Aus diesem Grunde wurde nur der einfache Teil des Zyklus in Fig.5dargestellt.

Der Kanal für die periodische Blattsteuerung für die Bewegung des Hubschraubers um die Längsachse, in Übereinstimmung mit einer Ausführungsform der Erfindung, ist dem in F i g. 4 dargestellten Kanal für die periodische Blattsteuerung für die Bewegung um die Querachse identisch, mit der Ausnahme, daß die Konstanten verschieden gewählt sind, weil das Flugzeug um die Längsachse und um die Querachse in verschiedener Weise anspricht, und die Zeitkonstante mag etwas kleiner sein, weil das Flugzeug um die Längsachse schneller anspricht als um die Querachse. Eine ähnliche Vorzeichenübereinkunft wird getroffen, indem einfach die Bewegung des Hebels nach Steuerbord positiv definiert wird; Rollen des Flugzeugs nach unten zur Steuerbordseite hin soll positiv sein; und ein Kabelwinlcel zur Backbordseite der Senkrechten soll positiv sein. In der periodischen Blattsteuerung bezüglich der Längsachse liefert ein Kabelwinkelfühler, welcher nur auf die Änderungsgeschwindigkeit des Winkels des Kabels von der Senkrechten in eine Steuerbord-Backbordebene anspricht, das notwendige Geschwindigkeitssignal.

Wie bekannt ist, werden die Zeitkonstanten der Verstärker, die Verstärkungsfaktoren und die Polaritäten der Eingangssignale so ausgewählt, daß sie sich für die Dynamik einer gegebenen Ausführungsform der Erfindung eignen. Zum Beispiel wird eine Stabilitätsanalyse für ein gegebenes Flugzeug mit einer typischen Musterlast und einer gegebenen Kabellänge zu einem Salz von Parametern führen; Änderungen der Dynamik des Flugzeugs oder der Länge des Kabels oder wesentliche Änderungen in der Größe der Last werden die für ein stabiles System erforderlichen Parameter ändern, wobei auch das Vorzeichen oder der Richtungssinn der Signale von den Verstärkern 54 und 56 nicht ausgeschlossen ist. Zum Beispiel kann ein sehr kurzes Kabel erfordern, daß die Polarität des Ausgangs einer der Verstärker 54 und 56 gegenüber der Vorzeichenübereinkunft nach F i g. 4 umgepolt wird. Es ist wichtig zu bemerken, daß die Auswahl der Parameter, einschließlich der Vorzeichen, aus der Standardstabilitätsanalyse bestimmt werden kann, was allgemein bekannt ist.

Die hierin beschriebene Ausführungsform der Erfindung bezieht sich auf Hubschrauber zum Heben schwerer Lasten. Jedoch sei bemerkt, daß andere Flugzeuge in einem System, in dem die vorliegende Erfindung eingebaut ist, benutzt werden können. Obwohl in dem Ausführungsbeispiel Lage- und Geis schwindigkeitskreisel gezeigt worden sind, kann die Erfindung auch mit nur einem Lagekreisel für Erfassen der Bewegung um die Längs- oder Querachse ausgeführt werden, wobei die zeitliche Ableitung des Ausgangssignals für die Änderungsgeschwindigkeit der Drehbewegung genommen wird. In ähnlicher Weise können die Winkel des Kabels mit Stellungsmeßfühlern, wie etwa Potentiometern, gemessen werden und das Änderungsgeschwindigkeitssignal durch Differentiation des Alisgangssignals der Stellungsfühler gewonnen werden. Die Erfindung kann auch in Verbindung mit anderen Flugsteuersystemen angewandt werden.

Hierzu 2 Blatt Zeichnimiien

Claims

Asi Patentansprüche:

1. Einrichtung zur Steuerung eines Drehflügelflugzeugs, insbesondere um die Querachse, mit einem s Summierglied, das über seinem Ausgang den Einstellwinkel der Drehflügel in Abhängigkeit von einem an seinem ersten Eingang anliegenden Signal des Steuerknüppels und an seinem zweiten Eingang anliegenden Signal, das den summierten Signalen ι ο eines Kippwinkelmessers und eines Kippgeschwindigkeitsmessers entspricht, verändert, dadurch gekennzeichnet, daß zum Stabilisieren einer an dem Drehflügelflugzeug (20) an einem Kabel (24) hängenden, eine Pendelbewegung ausführenden i_S Last ein Meßfühler (52) zum Messen des Kabelwinkels (e) bezüglich der Senkrechten und zum Erzeugen eines diesem Winkel entsprechenden Geschwindigkeitssignals vorgesehen ist, das am zweiten Eingang dem Summierglied (34) aufschaltbar ist, und daß dieses Signal eine Bewegung des Drehflügelflugzeugs in Pendelrichtung der Last bewirkt, wenn der Winkel (e) des Kabels klein und seine Änderungsgeschwindigkeit groß ist und eine entgegengesetzte Bewegung bewirkt, wenn der Winkel groß und seine Änderungsgeschwindigkeit klein ist.

2. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das der Geschwindigkeitsänderung des Kabelwinkels (e) entsprechende Ausgangssignal des Meßfühlers (52) auch einem Verzögerungskreis (56) zugeführt ist und dem Summierglied (34) die Differenz zwischen dem verzögerten Geschwindigkeitssignal und dem nicht verzögerten Geschwindigkeitssignal aufschaltbar ist.

3. Einrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Verzögerungskreis (56) auf eine Verzögerung des Geschwindigkeitssignals nach einer Funktion proportional zum Integral des Geschwindigkeitssigrials ausgelegt ist.

4. Einrichtung nach Anspruch 3, gekennzeichnet durch eine Übertragungsfunktion proportional zu