DE2236794A1 - Steuersystem fuer mehrere hebeflugzeuge - Google Patents

Description

United Aircraft Corporation 2236794

400 Main Street

East Hartford,Conn.o61o-3

STEUERSYSTEM FÜR MEHRERE HEBEFLUGZEUGE.

Priorität: USA 168.219
Patentanmeldung vom 2. August 1971

Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf Steuersysteme für Flugzeuge und insbesondere auf ein Steuersystem für mehrere Hebeflugzeuge im Haupt -Neben flugzeug-Verha'ltn is „

Die Anwendung von Flugzeugen mit direkten Auftrieb, wie etwa Hubschraubem, ist neuerdings ausgeweitet worden, um Hebe- und Transportvorgä'nge schwerer Güter zu umfassen, bei denen man das Hebege- xät als Kran am Himmel bezeichnen könnte«, Natürlich na"hert sich die Last, welche von einem einzigen Flugzeuggetragen werden kann, asymptotisch ihrem Grenzwert in dem Sinne,-dass das Heben einer grösseron Last eine stärkere Tragmechanik,, grössere Maschinen, mehr Brennstoff und im allgemeinen ein grösseres Flugzeug verlangt^ "das Qewicht des Flugzeuges steigt deshalb proportional zum Gewicht der zu hebenden Last.

Eine vorgeschlagene Lösung dieses Problems besteht darin,, mehr©ra Flugzeuge zu benutzen, um die Last gemeinsam zu tragen«, Ein sol·» ches bekanntes System sieht das Aufhängen einer Abständetang© an zwei Kabeln vor, wovon jedes sich unter jο einem völlig u

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gen Flugzeugen erstreckt, wobei die Laat von Kabeln getragen wird, welche an den Enden der Abstandsstange festgemacht sind. In diesem System wird jedes Flugzeug vollr.ta'ndig unabhängig von seinem Piloten gesteuert, wobei zwischen beiden Flugseugen keine andere gemeinsame Verbindung besteht, als die visuellen Beobachtungen der relativen Stellungen und Fluglagen jedes Flugzeuges bezüglich des anderen Flugzeuges und der Last, Es hat sich jedoch herausgestellt, dass in einem solchen System, selbst nur bei Schwebemanövern, leicht Verschiebungen der von einem Flugzeug getragenen Last von mehr als IO % normalerweise auftreten können. Wenn die Flugzeuge Kurven fliegen, beschleunigen, bremsen, steigen oder an HoTie verlieren, kann der Betrag der Last, welche von einem Flugzeug auf das andere übergeleitet wird, leicht 50 % erreichen. Wenn man in Betracht zieht, dass-jedes Flugzeug allein selbst eine Last tragen kft'nnte, welche halb so gross wä'ra, und der Sinn eines Doppelhobesyatenadarin bestellt, Lasten zu tragen, welche über dem Gewicht . liegen, das von einem Flugzeug allein getragen werden kann, ist e3 vollständig klar, dacs eine Verschiebung eines wesentlichen Bruchteiles der Last (über 50 % der Last) auf ein einziges Flugzeug nicht befriedigend ist»

Ein anderes bekanntes System schlägt vor ,swei oder mehr Flugzeuge mittels einer starren Lasttragevorrichtung untereinander zu verbinden, wobei die Steuerung einea Flugzeuges durch seinen Piloten mittels mechanischer Verbindungen die gemeinsame Steuerung aller anderen Flugzeuge bewirkt. Jedoch bringt dieses Sy3tem starke Begrenzungen der unabhängigen Bewegungen jedes Flugzeuges, wodurch das Manövrieren derselben aus3i?xgewiihnlich schwierig und gefährlich wird und Begrenzungen der Geschwindigkeit des Stellungswechsels entstehen, welche durch das Manövrieren der Flugzeuge erreicht werjdon kann. Ausaerder., weil die Steuerung eines Flugzeuges eine iden tische Eingangsgröße für die anderen Plugzeuge erzeugt, lot es unmöglich die relativ« Formation beim Kurswechsel oder Höhenwechsel beizubehalten; stattdessen müssen alle Plugzeuge die gleichenHöhen- und Kursänderungen zurgleichen Zeit ausführen. Dies bedeutet, dass nur seitliche Bewegungen von der Formation ausgeführt werden kön nen, aber nicht Bewegungen nach oben oder nach unten. Die relative

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Lage jedes Flugzeuges in der Formation wird als Folge von irgendwelchen Änderungen des Kurses der Gruppe geändert« Zusätzlich, weil zwei Flugzeuge nie völlig identisch sind, wird das Ansprechen dor Flugzeuge auf ein gegebenes Steuersignal nicht völlig gleich sein,? deshalb kann jedes Flugzeug einen Belastungseffekt in jedem anderei. Flugzeug als Folge einee unterschiedlichen Ansprechens auf ein gegebenes Signal hervorrufen. Dieses führt zu weitqren gefEhrlichen und möglicherweise katastrophalen Bedingungen, welche die Anwendung eines solchen Systems nicht ratsam erscheinen lassen.

Die Aufgabe der Erfindung ist es ein verbessertes Steuersystem für mehrere, eine gemeinsame Last hebende Flugzeuge zn schaffen, dem di@ Kachteile bekannter Systeme nicht anhaften.

I" Übereinstimmung mit einem Gesichtspunkt der Erfindung tragen mehrere Flugzeuge.eine Last mittels mechanisch gespreizter Kabel, wovon sich je eines von jedem Flugzeug aus nach unten erstreckt^ die Steuerung eines Flugzeuges durch den Piloten liefert nicht nur die Steuerung dieses Flugzeuges über seine «iussere Steuerschleife, sondern auch Über eine elektroraeehanisehe Kopplung eine Steuermöglichkeit über die äussere Steuerschleife des? anderen Flugseuge» In weiterem Einklang mit der Erfindung wird di© innere Steuerschleife oder StabilitoCtssteuerung jedes Flugzeuges abgefedert, um jedes Flugzeug bezüglich der Last und der anderen Flugzeuge zu stabilisieren.

In Übereinstimmung mit einem anderen Gesichtspunkt der Erfindung wird in einem System, in welchem eine Last mittels mechanisch gespreizten Kabeln, wovon sich je eines von einem von mehreren Flugzeugen mit direktem Auftrieb erstreckt,, der Unterschied eines Paares von Winke3ji swischen der mechanischen ^abeispreizvorrichtung und den Kabel« eines entsprechenden Flugzeugpaares dazu benutzt, den direkten Auftrieb eines Flugzeuges zu !steuern« wobei versucht wird, die Kabellast jenes Flugzeuges im wesentlichen senkrecht zu dem an· der Spreizvorrichtung als Folge der Schwerkraft und Beschleunigungen durch Erhöhen der Geschwindigkeit, Abbremsen oder Kurveifliegen hervorgerufenen Gesamtkra*fte£eld ssu halten.

In weiterer tfbereinstimmung mit einem anderen Gesichtspunkt der Erfindung, wird der Kurs des Hauptflugzeuges und der Last dazu

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benutzt, die Lage des Nebenflugzeuges in einem Lasthebesystem mit mehreren Flugzeugen zu steuern, wobei versucht wird, eine gewünschte Formationder tragenden Flugzeuge bezüglich der Ladung einzubehalten.

Die Erfindung liefert ein relativ einfaches, stabiles und sicheres System zu Steuern mehrerer Flugzeuge bezüglich einer gemeinsamen Last. Die Erfindung liefert nicht nur die Steuerung eines Nebenflugzeuges in Abhängigkeit.von den Manövern eines Hauptflugzeuges, sondern liefert auch eine Laststabilierungssteuerung für alle Flugzeuge. Die Erfindung erlaubt unabhängiges (jedoch verwandtes) Manövrieren jedes Flugzeuges, während die Last gehalten wird und sie erlaubt das Manövrieren aller Flugzeuge in einer relativen Formation über weite Manövrierbereiche.

Teile der Erfindung können getrennt in billigen, teilweise automatisierten Steuersystemen benutzt werden.

Die Erfindung wird nun an Hand der beiliegenden Zeichnungen, welche die bevorzugte Ausführungsform derselben darstellen, näher beschrie· ben. Darin sinds

Figur 1 eine vereinfachte Seitenansicht eines Hebevorgange mit zwei schwebenden Hubschraubern;

Figur 2 eine vereinfache Frontansicht eines Hebevorgangs mit zwei schwebenden Hubschraubern/ ■

FIgor 3 eine vereinfachte Draufsicht eines Hebevorgange mit zwei schwebenden Hubschraubern ;

Figur 4 eine vereinfachte Seitenansicht eines Hebevorgangs mit zwei Flugzeugen in einem korrekt ausgeführten Vorwärtsflug; Figur 5 eine vereinfachte Seitenansicht eines Hebevorgangs mit zwe*i Hubschraubern, in einen nicht korrekt ausgeführten Vorwärtsflug;

Figur 6 eine vereinfachte Frontdarstellung eines Hebevorgangs mit zwei Hubschraubern während einer korrekt ausgeführten Kurve nach Steuerbord;

Figur 7 eine vereinfachte Frontansicht eines Hebevorgangs mit zwei Hubschraubern während einer nicht korrekt ausgeführten Kurve nach

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Figur 8 ein schematisches BlocTcdiagrajran einer Steuerung for direkten Auftrieb, welche in einem Hebes teuer sys ten» für zwei Plugzeuge benutzt werden kann;

Figur 9 ist eine Teildarstellung in Blockdiagrammform eines anderen Winkelfühlers, welcher in Verbindung mit der Ausführungsform der Figur 8 in Übereinstimmung mit einer Ausführungsform der Erfindung benutzt werden kann;

Figur 10 ist eine vereinfachte Frontdarstellung eines Hebevorgangs mit zwei Hubschraubern, wobei die Hubschrauber seitlich zu nahe an einander heran sind;

Figur 11 eine vereinfachte Frontdarstellung eines Hebevorgangs mit zwei Hubschraubern, mit falscher relativer Höhe der Flugzeuge;

Figur 12 ein vereinfachtes,teilweise schematisches Blockdaigramm einer anderen Ausführungsform eines Winkelfühlers, welcher in Übereinetinmung mit der Erfindung in der Ausführungsform der Figur 8 benutzt werden kann;

Figur 13 ist ein Schenktisches Blockdiagramm des Steuerkanals für die periodische Steigung«steuerung zur Steuerung der Bewegung des Hubschraubers um die Querachse entsprechend einer Ausfuhrungsform der Erfindung;

Figur 14 ein schematisches Blockdiagramm des Steuerkanals für'die periodische Steigungssteuerung zur Steuerung der Bewegung des Hub» schraubers um die Längsachse in Übereinstimmung mit einer Ausfuhrungsform der Erfindung;

Figur 15 ein schematisches Elockdiagramm der Kurssteuerung, welche in einer Aus führ ungs form der Erfindung benutzt werden kann;

Figur 16 ist ein scheroatisches Blockdiagramm der Stellungssteuerung, welche in Verbindung mit den in der Figur 13, 14 dargestellten Steuerkanälen für die periodische Staigungssteuerung der Steuerung der Bewegung, um die Längs- und Querachse in Übereinstimmung mit der Erfindung benutzt werden kann;

Figur 17 ein vereinfachtes schematisches Blockdiagraraa, welches di·

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Idee eines bekannten Flugsteuersystems für ein Flugzeug darstellt; und

Figur 18 ist ein vereinfachtes schematisches Blockdiagramm, welches die Idee zur Steuerung des Hebens einer Last mittels zwei Flugzeugen in Übereinstimmung mit einer Ausführungsform der Erfindung darstellt.

In den Figuren 1 bis 3 ist ein Paar Hubschrauber IiO, 22 dargestellt, wovon jeder ein Kabel 24, bzw. 26 trägt, welche an entgegengesetzten Enden 28, 30 einer Spreizetange 32 befestigt sind, die mittels gleich langer Kabel 34, 36 eine Last 38 trägt, welche die beiden Hubschrauber 20, 22 sich teilen sollen. Wie aus den Figuren 1 bis 3 ersichtlich, sind die Hubschrauber 20, 22 in Schwebestellung dargestellt (keine Geschwindigkeitskomponente in irgendeiner Richtung) . Wi* man erkennen kann, befindet sich der FCthrungshubschrauber 20 etwas niedriger als der Folgehubschrauber. Dies dient dazu dem Piloten de· Folgehubschraubers 22 «inen angenehmen Blickwinkel zu ermöglichen. Zusätzlich befindet sich bei eine« Standardformationeflug der Folgehubachrauber immer etwas höher als der Fflthrungehubschrauber. Auch ist ea wichtig, dass der Folgehubachrauber sich bezüglich, des Fuhrungshubschraubers nicht zu niedrig befindet, weil durch die Wirkung des vom Führungshubschraübers erzeugenn Abtriebe die stabile Fluglage dea Folgehubschraubers verändern könnte.

So wie ea in den Figuren 1 bis 3 dargestellt ist, bilden die Kabel 24, 26 einen rechten Winkel mit der Stange 32. Dies ist wesentlich um eine gleichförmige Aufteilung der Last auf beide Hubschrauber su gewährleisten. Unabhängig von dem Manövrieren der Hubschrauber bleibt diese Eigenschaft richtig ι wenn die* Kabel 24, 26 nicht im wesentlichen senkrecht zur Stange 32 stehen, dann wird die Last, _# welche von jedem Hubschrauber getragen wird, proportional geändert.

Der in der Figur 4 dargestellte Fall des Vorwärtsfluges der Hubschrauber im Gegensatz zum Schwebeflug der Figuren 1 bis 3, erfordert, dass jeder Hubschrauberwagen seiner Flugeigenschaften, in bekannter Welse, und wegen der Widerstandskräfte, welche eich der Bewegung der gesamten Lasteinheit 40 (einschlieeelich der Kabel 24, 26, 34, 36 der Stange 32 und der Last 38), welche hinter der senk-

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rechten Projektion der Hubschrauber nacheilt, entgegenwirken, um die Querachse gekippt ist. Während eines Beschleunigungsfluges in Vorwifrtsrichtung würde der Winkel gross sein, vielleicht sogar so gross wie er in der Figur 4 dargestellt ist; andererseits könnte während eines gleichförmigen Vorwärtsfluges der Winkel etwas klei~ ner sein wie er in der Figur 4 dargestellt ist. Man merke, dass die Kabel 24, 26 noch rechte Winkel mit der Stange 32 bilden, sodass die Last, einschließlich der Widerstandskräfte an der Last, gleichmä*3sig auf beide Hubschrauber verteilt ist. in der Figur 5 ist dargestellt, was geschehen würde, wenn man während des Vorwärtsfluges anstatt die Kabel rechtwinklig zur Stange 32 zu halten, die Stange in einer horizontalen Lage halten Würde. In der Figur 5 ist angenommen, dass die Hubschrauber in Vorwärtsrichtung beschleunigen. Aus den an der Lasteinheit 40 angreifenden Widerstandskräften ersieht man, dass die resultierende Kraft in der Richtung des Kabels 24, das am Hubschrauber 20 festgemacht ist, wirkt. Das bedeutet, dass der Hubschrauber 20 die gesamte Last, mit Ausnähme des Gewichtes und der Widerstandskräfte der Kabel 26 und 36 und der Hälfte des Gewichtes der Stange 32, trägt. Dies stellt eine primäre Vorschrift der vorliegenden Erfindung dar; damit beide Flugzeuge volle Manövrierfähigkeit während des Fluges behalten und die Ladung gleichmässig zwischen beiden aufgeteilt ist, ist es notwendig, dass die Tragkabel, welche zur Spreizsteoige 32 führen, immer im wesentlichen senkrecht zu dieser Stange stehen.

Die Zustände, wie sie beim Flug einer Kurve zur Steuerbordseite hin auftreten, sind in den Figuren 6 und7 dargestellt. Xn der Figur 6 ist ein korrekter Kurvenflug ^Übereinstimmung mit den Lehren der vorliegenden Erfindung dargestellt, wobei die Kabel 24, 26 senkrecht zur Stange 32 stehen. Dadurch wird die von der Last ausgeübte Kraft, einschliesslich der Zentrifugalkraft, welche notwendig ist, um in der Kurve su beschleunigen, gleichmässig auf die beiden Hubschrauber 20, 22 verteilt. Im Gegensatz hierzu zeigt die Figur

horizontal*·.«- Skangi».

7 die Zustände, die/jauftreten wurden, während jeder Helikopter gekippt würde, um die Kurve zu fliegen. Dieser Zustand ist im wesentlichen identisch mit dem in der Figur 5 dargestellten Zustand| d.h. die kombinierte Wirkung der Zentrifugalkraft und der Schwer-

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kraft an der Last 38 ergibt eine Kraft, dia sich faot in gleicher Linie mit dem Kabel 24, welches am Hubschrauber 20 getragen wird, befindet. Deshalb wird der Hubschrauber 20 fast die ganze Last tragen, nÄmlich einen Laatantcil , welcher dew Winkel, den der Lastsektor mit clejr Mittellinie der Stange 32 bildet, direkt proportional ist. Jedoch wird bei einem nicht korrekt ausgeführten Kurvenflug, wie er in der Figur 7 dargestellt ist, der Hubschrauber 22 trotz-

't

dem die Last seiner eigenen Kabel 22, 36 und die Hä'lfte des Gewichtes der Stange 32 tragen. SelbatverstSndlich treten ähnliche Zustände auf beim Flug einer Kurve nach Backbord oder beim Bremsen,

Betrachten wir jetzt den Betrieb dar Hubschrauber 20, 22, bei Handeteuerung, wa*hrenddem versucht wird eine gleichma'ssige Verteilung der Last auf beiden Hubschraubern beizubehalten. Die Hubschrauber so zu führen, dass 3ie sich im wesentlichen senkrecht über den Enden der Stange befinden, ist wegen der Tatsache, dass die Last an den Kabeln nach unten zieht, und jeder Hubschrauber aber ein die Kabel mit dem Ende der Stange 32 verbunden ist, relativ leicht zu erreichen. Es ist auch relativ einfach die relative Azimuthstellung wie in der Figur 3 dargestellt, innerhalb erträglicher Grenzen zu halten, so wie dies beim bekannten Formationsflug geschieht. Um jedoch die Stange in ihrem Kräftefeld, einschliesslich den Be-

ur.d BrvmsKrSften beim vVvwftrtvUugund

G--^ in Kurven, zusätzlich zur Schwerkraft in der rich

tigen Lage zu halten, ist es notwendig, wie es weiter oben beschrieben worden ist, die Kabel 24, 26 senkrecht zur Stange 32, nicht nur senkrecht über den Enden der Stange zu halten, was sehr schwer zu berechnen ist, wenn der Gesamtkraft vektor nicht senkrecht ist. Auch let es extrem schwierig die relative Höhe bei Handbedienung zu steuern, weil es extrem schwierig ist, Höhenunterschiede nach unten von wenigst Fuss zu messen oder abzuschätzen, wie es notwendig wÄre, um korrekte OrthogonalitÄt zwischen den Kabeln und der Stange beizubehalten.

Die wünschenswerten Flugeigenschaften, welche die Vorschriften der vorliegenden* Erfindung sind, welche bezüglich der Figuren 1 bis 7, * weiter oben beschrieben worden ist, werden in Übereinstimmung mit einem Gesichtspunkt der Erfindung mittels einer Vorrichtung erreicht, deren primäre Funktion es ist, die relativen Pluglagen der

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Hubschrauber 20, 22 zueinander und bezüglich der Stange 32 so beizubehalten, dass die Kabel 24, 26 eine rechtwinklige Beziehung zu der Spreizstange 32 beibehalten.

Wegen der Flugparameter eines Hubschraubers, d.h. Benutzung der periodischen Steigungssteuerung zum Kippen des Hubschraubers, sodass er in die eine oder andere Richtung gezogen wird, erstrecken sich die Kabel 24, 26 immer in eine Richtung, welche im wesentlichen senkrecht zu der Bezugsplattform des Flugzeuges, der Ebene des Rumpfes oder der Ebene in welcher der Rotor des Hubschraubers sich dreht, ist. Dies ist in den Figuren 4 bis 7 dargestellt. Wenn das Folgeflugzeug 22, so wie es aus der Figur 5 ersichtlich ist, direkten Auftrieb erzeugen könnte, was mittels der kollektiven Steigungssteuerung in einem Hubschrauber erreicht wird, würde es in Richtung seines Rotors fliegen, so wie es durch den Pfeil 42 in der Figur 5 angedeutet ist/ dies würde die Geometrie dieser Fluglage zu derjenigen der Figur 4 verbessern, ohne dass irgendwelche Korrekturmassnahmen am Föhrungsflugzeug 20 vorgenommen wurden. In gleicher Weise, wenn, wie es in der Figur 7 dargestellt ist, das Folgeflugzeug 22 mit einem Eingang für ein Signal für direkten Auftrieb versehen wäre, so wie es durch den Pfeil 44 dargestellt ist, wurde dieses die Fluglage so verbessern, dass sie derjenigen der Figur 6 ähnlich würde. Die Anwendung einer Steuerung fCfr den direkten Auftrieb des Flugzeuges um korrekte Betriebsstellungen, so wie sie in den Figuren 1 bis 7 dargestellt sind, zu erreichen, ist ein Hauptmerkmal der Erfindung. In einer Aus fuhr ungs form wird dies mittels einer Vorrichtung von der Art erreicht, wie sie in der Figur 8 dargestellt ist, wobei aber die Winkelföhler der Figuren 9 und 12 benutzt werden, was weiter unten beschrieben wird. Inder Figur 8 ist die gesamte physikalische Dynamik jedes Flugzeuges als Körper, einschliesslich seiner Höhe, Stellung, Beschleunigung und Masse durch die Blöcke 20* bzw. 22' dargestellt. Vorrichtungen, welche zu jedem Flugzeug gehören, sind in der Figur 8 auf der gleichen Seite derselben dargestellt. In-Übereinstimmung mit einem Gesichtspunkt der Erfindung wird das Fährungsflugzeug von Hand gesteuert, wobei der Pilot desselben solche Manöver ausfuhrt, wie sie durch einen Flugplan für den mit zwei Hubschraubern durchgeführten Hebe- und Transprotvor-

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gang vorgeschrieben sind. Der Pilot bedient die kollektive Steigungssteuerung 46 tun direkten Auftrieb (nach oben im Bezugsrahmen das Flugzeuges) zu erzeugen. Diese Steuerung ist mittels mechanischer Mitel 48, wie etwa Stangen, WinkelhebeIn oder GeotS'nge, usw. mit der kollektiven Steigimgssteuerung verbunden« um den Anstellwinkel aller Rotorblätter gleichzeitig zu verändern, sodass das Flugzeug einen Direktauftrieb erfahrt. Die kollektive Steigungsateuerung 46 ist direkt mit einem Stellungsfühler 50 verbunden, welcher ein der Stdlung der Steigungssteuerung proportionales elektrisches Signal erzeugt, das über eine Leitung 52, nach unten entlang des Kabels 24, über die Stange 32 und nach oben entlang des Kabels 26, alles schema tisch in der Figur 8 dargestellt und durch eine Schleife 53 in der Leitung 52 hervorgehoben, zu einem Summier netzwerkt 54 im Folgeflugzeug geführt wied. Wenn die Flugzeuge in perfekter Formation fliegen, wie das Signal auf der Leitung 52 durch das Summierungsnetzwerk 54 ohne weiteres Eingangssignal einer elektromechanischen Betätigungsvorrichtung in der a*usseren Steuerschleife zugeführt, welche mittels mechanischer Mittel 58 versehen ist, um die kollektive Steigungssteuerung 60 de« Folgeflugzeuges zu betreiben. Ee ist diese Steuerung, welche mittelst ähnlicher Vorrichtungen 62 mechanisch mit allen Rotorblattanetellmechanismen des Folgeflugzeuges verbunden ist, um so direkten Auftrieb im Folgeflugzeug 22* zu erzeugen. Diese Form der kollektiven Steigungssteuerung des Folgeflugzeuges erlaubt es dem Piloten des Folgeflugzeuges die Eingangseignale vom Fuhrungsflugzeug zu übersteuern, wenn er es unter irgendwelchen gegebenen Umstanden für notwendig halten sollte. _:

Die eben beschriebene Steuerung ist dazu geeignet, zu einem in den Führung·flugzeug induzierten direkten Auftrieb einen entoprechenden direkten Auftrieb im Folge flugzeug zu induzieren. Jedoch ist ein zusätzliches Eingangssignal zum Summierungenetzwerk 54 zur Korrektur falscher Flugformationen, wie sie etwa in den Figuren 5 und 7 dargestellt sind, erforderlich.

Um die· su erreichen, ist an der Stange 32 ein Kabelwinke !messfühler 64 angeordnet, welcher irgendeine der vielen Vorrichtungen, welche geeignet sind, eine Verschiebung des Kabels 26 aus der Senkrechten

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zur Ebane, in welcher die Stange 32 liegt, zu mesocn, sein kann. Z.B. kann der Kabelwinkelraessfühler 64 eine einfache bekannte Po-tentioineteranordnung sein, wie sie sehr oft Lei ähnlicjhen Bedingungen, wie etwa beim Schwebeflug rait Sonarboje benutzt wird. Der-Ka-' bätwinkelxnessfühler 64 liefert auf einer Leitung 66 ein dein V7inkel entsprechendes elektrisches Signal, welches einem Fiuiktiongsenerator 68 zugeführt wird, der dem Summierungsnetzwerk 54 auf einer Leitung 50 ein Eingangssignal aifiihrt. Die Funktion des Kabelwinkels (Ks + R + - ) umfasst den Winkel K, dessen A'nderungsgeschwindigkeit Ks (wo ε der LaP la ce -Operator entsprechend -rr ist) und clescen

K
Integral —. Die Konstanten K sind Verstärkungsfaktoren und werden

weiter unten im einzelnen beschrieben. Das Glied Ks dient zum DÄtnpfen; das Glied K dient der Lagensteuerung um das Folgeflugzeug 22* in eine NuIlage zu bringen, in der sein Kabel 26 senkrecht zur Stange 32 steht, das Glied — liefert eine Langzeitantwort auf sogar kleine Verschiebungsbeträge oder andere Langzeitfehler im System, und liefert ebenso ein Eingangssignal in dem Falle, wo eine weitragende Direktauftriebsänderung im Auftrieb des Führungsflugzeuges auftritt, um im Folgeflugzeug einen zusätzlichen Auftrieb zu liefern und die Lücke zu schliessen.

Somit liefert die In der Figur 8 dargestellte Direktauftriebssteuerung einen direkten Auftrieb für den Folgehubschrauber, um so das Kabel 26 in einer Stellung zu halten, in welcher es senkrecht auf der Stange 32 steht. Man merke, dass in der Ausfuhrungsform der Figur 8 die Gesamtsteuerung nur dem Folgeflugzeug zugeführt wird und dass nur der winkel zwischen dem Folgekabel 26 und der Stange 32 gemessen wird. Diese Ausführungsform ist ideal in einem Steuersystem für mehrere Hebeflugzeuge, welche alle hierin beschriebenen oder vergleichbaren Steuervorrichtungen benutzen. Andererseits kann dieser Gesichtspunkt der Erfindung in einem partiellen Mehrfachhebesteuersystem benutzt werden, welches nur eine Direktauftriebssteuerung aufweist, und bei welchem die Steuerung der Lage der Flugzeuge von Hand vorgenommen wird. In einem solchen Fall mag die zum Teil in der Figur 9 dargestellte Aus führungs form bevorzugt werden. Darin ist ein zusätzlicher Messfühler 22 für das vordere Kabel 24 vergesehen, um dessen Winkel bezüglich des vorderen Endes

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der Stange 32 zu messen; der Unterschied zwischen beiden Winkeln wird in einem Summier kreis 74 errechnet, um auf einer Leitung 76 ein Signal für eine Funktionseinheit 78 zu erzeugen, welche im wesentlichen die gleiche Funktion wie die Einheit 68 der Figur 8 erzeugt, vielleicht mit der Ausnahme, dass eine andere Konstante benutzt wird. Beim Benutzen des Winkelunterschiedes als Direktauftriebparameter, würde eine Fluglage, die unter rundsteuerung auftreten könnte, go wie es in der Figur 10 dargestellt ist, nicht
zu einem direkten Auftrieb führen. In der Figur 10 fliegen die
Flugzeuge 20, 22 zu nahe nebeneinander, wodurch jedes Kabel einen von 90° verschiedenenWinkel bildet. Obwohl dies zu einem gewissen Grade gern bei Handsteuerung auftritt, ist die Grosse der Winkel, in der Figur 10 leicht ilbertrieben dargestellt. Jedoch würde in
der Situation der Figur 10, beim gradlinigen Flug, der Direktauftrieb des Folgeflugzeuges 22 zu der in der Figur 11 grob dargestellten Situation fähren. Dies ist jedoch nicht verbessernd, sondern führt in der Tat dazu, dass ein zu grosser Teil der Last dem Flugzeug 22 zugefCihrt wird. Andererseits, weil die winkel in der Fluglage nach Figur 10 gleich gross sind, und die Flugzeuge nur
zu nahe aneinander fliegen, wurde die Anordnung der Figur 9 keinen direkten Auftrieb zur Korrektur der Fluglage liefern, wodurch dem Piloten des FοIgeflugzeuges genügend Zeit gegeben würde, um seine Position bezüglich des Führungsflugzeuges 20 zu ändern und so die Fluglage der Figur 10 durch Handsteuerung zu verbessern.

Eine weitere Ausführungsform dieses Gesichtspunktes der Erfindung 1st in der Figur 12 dargestellt, in welcher die Messung des Winkels des Führungs flugzeugee bezüglich der Bezugsplatt form des Folgeflugzeuges auf optischem Wege oder durch andere Strahlungen festgestellt wird, um, nach Korrektur fttr die Längs- und Querachse mit-* tele eines Vertikalkreisel^, im wesentlichen die gleiche Information als die Ausführungsform der Figur 9 zu liefern. In der Figur 12 kann das Führungsflugzeug 20 mit einem gepulston elektromagnetischen Strahlungssender 80 versehen sein, welcher einen auf die
Stellung ansprechenden Fühler 82 auf dem Folgeflugzeug ausstrahlt, wobei der Fühler 82 se angeordeet ist, dass er ein Nullsignal erzeugt, wenn der winkel zwischen beiden Flugzeugen dem gewünschten

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Winkel für die richtige relative Höhe mad senkrechte Lage der Flugzeuge bezüglich der Stange 32 entspricht„ Der Föhler 82 kann ein Signal auf einer Leitung 84 zn einer Summiereinheit 86 erzeugen, welche die Wirkungen des' Kippens und Rollens afesiaihfc,, triebe als elektrische. Signale auf den Leitungen 88, 90 vom Vertikalkreisel 92 des Folgeflugzeuges zugeführt werden. Das i«scp,ngssignal der Suraraier-' einheit 86_f welches auf der Leitung 76' erschient,_akann auf dieselbe Weise benutzt werden, wie es in der Figur 9 dargestellt ist« Die genaue Art der zu benutzenden Messung kann von solchen Faktoren, wie dee Wahl zwischen einem Vollsteuersystem,, wie sie hierin beschrieben worden ist,und der Anwendung von nur einer Direktauftriebssteuerung, bei welcher die andere» Einsteilungen beim Heben einer Last mit zwei Flugzeugen von Hand vorgenommen werden, abhängen.

Die besonderen Konstanten, welche in dem Funktionsgenerator 78 der Figur 9 vorgesehen werden können, werden alle in Abhängigkeit Vc₁ einer besonderen Anwendung der Erfindung bestimmt. Die Konstanten für alle hierin beschriebenen Schaltkreise werden durch eine Stabilitäteanalyse des Lastsystems in Verbindung mit den Betriebseigenschaften der benutzten Flugzeuge bestimmt, Faktoren, welche die Werte der Konstanten verändern, und welche durch eine Stabilitä'tsanalyse des Lastsystems bestimmt werden "können, sind die Länge der Stange, die Länge der Kabel, die relative Stellung, die für die. Flugzeuge erwünscht ist, und die Last, selbst, Einstellbarkeit der Konstanten ist für verschiedene Lastsituationen wünschenswert. Jedoch muss, wie weiter oben kurz beschrieben worden iat_e bemerkt werden, dass ein breiter Bereich vor Laste» normalerweise nicht mit einem Doppelhebesystem von ä@£ beschriebenen Art umfasst wled, weil Lasten, welche unterhalb der Hälfte, der Maximallafft - liegst waleh« mit beiden Flugzeugen gemeinsam gehoben werden k&men, normalerweise von einem einzigen Flugzeug gehoben würden, wegen der dem Handhaben von Lasten mit nur einem Flugzeug innewohnenden Einfachheit, Sicherheit und Zuverlässigkeit. Deshalb erstreckt der Bereich doa Hebens einer Last mit zwei Flugzeugen sich zwischen der Maximallast und ungefähr der Hälfte dieses Maximums und die Stufen darin können recht breit sein, aodass keine grosse Anzahl

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erforderlich ist.

Die in der Figur 13 dargestellten Steuerkanäle für die periodische Steigungssteuerungen für die Bewegung des Führungsflugzeuges 20' und des Folgeflugzeuges 22' um die Laufachse enthalten Abänderungen in der inneren oder Stabilit'itssteuerschleife. Beim Folgeflugzeug sind aus8erdem Abänderungen in der fiusseren Steuerschleife vorhanden. Die Steuerkreise welche normalerweise auf Plugzeugen mit direkten Auftrieb, wie etwa Hubschraubern, vorgefunden werden, sind innerhalb der gestrichelten, das automatische Flugsteuersystem andeutenden Linien dargestellt. Periodische Steigungssteuerungen für die Bewegung um die Längsachse von dieser Type, sowie Steuersysteme for die periodische Steigungssteuerung für die Bewegung um die Querachse und die kollektive Steigungssteuerung und andere Grundsteuer-Systeme für Hubschrauber sind in einem automatischen Flugsteuerungssystero dargestellt, welches im US-Patent Rr. 3.071.355 beschrieben ist. Wie weiter oben angegeben worden iet, steuert der Pilot das Führungsflugzeug, das allein auf die innere Stabilitätssteuerschleife und die innere Steuerschleife, nach der vorliegenden Erfindung anspricht. Der Pilot kann beim Bedienen eines Vierwegs teuerhebe 1ε für die periodische Steigungssteuerung die seitliche und Längsbewegung des Flugzeuges durch Hervorrufen einer periodischen Änderung des Anstellwinkels der Rotorblätter steuern. Der Teil des Steuer -hebeIeingangs, welcher die periodische Steigungssteuerung fttr die Seitenbewegung betrifft, ist als periodische Steigungssteuerung um die Längsachse 100 bezeichnet, Die Verstellung der Steuerung 100 wird mit einem mechanischen Eingangsssignal von einen elektromechanischen Stellglied 102 in einer geeigneten mechanischen Summiereinheit 104, welche irgendeine geeignete Fore von Stangen, Winkelhebetn, Gestängen, usw., umfassen kann, kombiniert, um den Anstellwinkel · der Rotorblätter des Flugzeuges 20 periodisch zu steuern, um so das Flugzeug seitlich nach Backbord oder Steuerbord zu kippen. Dies alles ist bekannt und in dem oben genannten US-Patent beschrieben. Bei der Beschreibung der Figur 13 wird angenoneen, dass das Flugzeug sich in einem orthogonalen Koordinatensystem befindet, dessen X-Koordinate mit dem Kurs des Flugzeuges CTbere in stimmt, dessen Y-rKoordinate sich in einer Ebene mit der X-Koordinate befindet aber nach

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Steuerbord, hin gerichtet ist, und die Z-Koordinate senkrecht zur XY-Ebene nach unten bezüglich des Plugzeuges verläuft« So bewirkt das Rollen des Flugzeuges eine seitliche Bewegung in der Y-Richtung. In einem automatischen Flugsteuersystera der gaianmten Typ® spricht das elektromagnetische Stellglied 102 direkt auf einen Funktionsgenerator 106 an, welcher ein Rollgeschwindigkeitssignal liefert, wie es von einem Rollkreises 308 im Flugzeug gemessen wird, welches durch das elektromagnetische Stellglied 102 der mechanischen Bewegung der periodischen Steigwngssteuerung. um die Längsachse 100 mit entgegengesetztem Zeichen zugeführt wird, um so der durch den Piloten manuell bewirkten Bewegung entgegenzuwirken, und so das Flugzeug mit fast konstanter Geschwindigkeit rollen lässt. Dies ist eine Stabilitätsform, welche normalerweise von der inneren Steuerschleife des Flugzaiges dieser Type in Übereinstimmung mit den Lehren der Technik geliefert wird.

In Übereinstimmung mit der Erfindung wird die Bewegung der periodischen Steigungssteuerung für die Längsachse 100 einem Ste1lungsmessfühler Ho zugefCfhrt, um auf einer Leitung 112 ©in elektrisches Signal zu erzeugen, welches eine Darstellung deir Stellung der Steigungssteuerung lOO ist. Die Leitung 112, ähnlich wie die Leitung 52 in der Figur 8, erstreckt sich nach unten entlang des Kabels 24, öber die Stange 32, wieder nach oben entlang des Kabels 26, zum Folgeflugzeug, wobei dies durch die Schleife 112* in der Leitung 112 hervorgehoben ist. Das Signal auf der Leitung 112 wird mittels eines Verstärkers 114 verstärkt und über eine Leitung 115 einer elektrischen Suusniereinheit 116 zugeführt, deren Ausgang mittels eines elektromechanischen Stellgliedes 118 umgewandelt wird, ura die perio» dische Steigungsßteuerung für Bewegung um die Längsachse 120 des Folgeflugzeugea zu treiben. Die Steuerung 120 ist, mit der Ausnahm« dass sie durch das elektrcroechanische Stellglied angetrieben werden kann, die gleiche wie die Steuerung lOO oder andere bekannte periodische Steigungssteuerungen. Ihr Ausgangssignal ist eine mechanische Bewegung, die* in einer geeigneten S ummiervor richtung 122 mit einen mechanischen Eingangssignal von einem elektromechanischen Stellglied 124 kombiniert wird, das auf die innere Steuerschleife des automatischen Flugeteuerungssystems des Folgeflugzeuges anspricht. Bein

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Handbetrieb eines Flugzeuges steuert der Pilot das Flugzeug selbst, während er dieInstrumente beobachtet ura das Flugzeug wieder in die .horizontale Lage zu bringen, nachdem eine Kurve geflogen oder die Höhe verändert wurde. Damit das Folgeflugzeug in Obereinstimmung mit der Erfindung freihändig geflogen werden kann, erhält die a'ussere oder Primärsteuerschleife des Folgeflugzeuges an der Summiereinheit 116 von einer Leitung 126 ein elektrisches Signal, welches die absolute Lage des Flugzeuges um dessen Querachse angibt, so wie sie von einem Rollkreisel 128 gemessen wird. Dies ist die gleiche Kreiselart wie der Kreisel 108 und wie er in automatischen Flugsteuerungssystemen von Flugzeugen bekannter Art benutzt wird. Obschon es in dieser Anmeldung nicht dargestellt ist, kann das FCfhrungsflugzeug 120* auch Eingangssignale von Kreiseln zur periodischen Steigungssteuerung erhalten, um die automatische Steuerung in einer horizontalen Ebene zu erlauben. Der Rollkreisel 123 wird kein Signal liefern, solange das Folgeflugzeug vollkommen horizontal bezüglich der Erde fliegt; jedoch, wenn aus irgendeinem Grunde das Flugzeug aus der horizontalen Lage herauskommt, ohne dass auf der Leitung 115 ein grosses Signal auftritt und dies fordert, wird das Vorzeichen des Signais auf der Leitung 126 derart sein, dass es die elektromagnetische Stellvorrichtung 128dazu bringt, die periodische Steigungssteuerung um die Längsachse 120 so zu verstellen, dass das Flugzeug in eine aufrechte Lage zurückkehrt. Obwohl eine Geschwindigkeitssteuerung normalerweise in der Steuerschleife des automatischen Flugsteuerungssystem vorgesehen ist, würde die Geschwindigkeitssteuerschleife die Rollbewegung stoppen, aber dieselbe nicht korrigieren/ dies ist .der Grund warum ein zusatzliches Eingangssignal von dem Rollkreisel zur Summiere inherit 116 der äusseren Steuerschleife erforderlich ist. Das Rollgeschwindigkeitseignal wird von einem Verstärker 130 dem elektromagnetischen Stellglied 124 zugeführt, um so ein· Stabilisierung der Rollbewegungen zu liefern, wie es weiter oben bezüglich des FCthrungaf lugzeuges beschrieben worden ist. Die Summiereinheit 116 erhält ausserdem ein Signal aus der Figur 16, welches eine Funktion der Abweichung des Folgeflugzeuges in Y-Richtung von der richtigen Stellung in der gewünschten Formation, wie sie in der Figur 3 dargestellt let. Die Natur und Funktion dieses Eingangssignals wird mit weiteren Einzelheiten unter Bezugnahme auf die Figur 16 weiter unter beschrieben; seine

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WirKung , -17- 2238794

£auf die periodische Steigungssteuerung für di© Bewegung um die Längsachse besteht jedoch darin eine Abänderung der periodischen Steigung zu bewirken, sodass das Flugzeug sich in Y-Richtung bewegt und so in seine korrekte Stellung bezüglich der gewünschten Formation zurückkehrte

.Unter Bezugnahme auf die Figur 13 wurde also bis jetzt eine periodische Steigungssteuerung für die Bewegung der Flugzeuge um die Längsachse beschrieben, welche die grundlegenden inneren Steuerschleifen des FÖhrungs- und des Folgeflugseuges enthält, wobei die Sussere Steuerschleife «3©s Folgeflugseuges von der Handsteuerung des Führungsflugzeuges abhängig ist.

In jedem der Flugzeuge 20', 22* erhalten die elektromagnetischen Stellglieder 102, 124 in der inneren Steuerschleife der periodischen Steigungssteuerung für die Bewegung der Flugzeuge um die Querachse Eingangssignale von entsprechenden Susomiereinheiten 132, 134, welche Eingangssignale zusätzlich au denjenigen enthalten, weichet die Rollgeschwindigkeit von den Verstärkern 106, 130 darstallen. Die anderen Eingangs signale zu den Summiereinheiten 132, 134 beziehen sich auf die Stellungstabilität und die Stabilität der Kabel 24, 26. Insbesondere wird die Beschleunigung "in der Y»Richtung durch Y-Beschleunigungsaufnehmer 136, 138 gemessen, dersa Signale an die zugehörigen Suraniereinheiten 140, 142 weitesgeleitet werden. Wegen der bekannten Tatsache, dass irgendeine Eollbewegung des Flugzeuges eine kleine Schwerkraftkomponente in derΎ-Richtung der Trä'gheitsbezugsplattforzn des Flugzeugträgers bewirkt, erhalten die Suxnmierongseinheitml40, 142 jeweils Eingangesignale entsprechend a&m Sinus des Rollwinkels von zugehörigen Funktionsgeneratoren 144, 146, welche von der Y-^aschleunigung eine GröWe gleich der Erdbeechleunigung mal dem Sinus des Rollwiflfels abziehen. Das resultierende , Auegangssignal jeder Summieruncpeinheit 140, 142 enthält ®in@ Signalkomponente der wahren Y-Komponeute der Beschleunigung in der Trägheitsbezugsplattform des Flugzeuges. Diese Signale werden zugehörigen Tiefpassfiltern 148, 150 augeführt, welche hochfrequentes Geräusch, Schwingungen und. dergleichen a^efiltern. ©ie Aösgasagesignale der-Filter 148, 150-werden zugehörigen SuitmieregsaiitAeiten 152, 154 zugeführt, um so den Sunsniereinliaiten 132„ 134

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Signale zuzuführen, welche eine Beruhigung gegen zyklische Steigern gs änderungen für die Bewegung der Flugzeuge um die Querachse proportional zu der Beschleunigung des Flugzeuges in Y-Richtung einführen. Somit liefern die Ausgangssignale der Filter 148, 150 für jedes Flugzeug über seine zugehörige innere Steuerschleife, eine stabilisierende Wirkung gegen seitliche Beschleunigung.

Stabilisierung der Last selbst wird auch für jedes Flugzeug in der Figur 13 bereitgestellt. In jedem Flugzeug erstreckt sich das zugehörige Kabel 21, 26 vorzugsweise nach unten aus dem Flugzeug von einer Kabelwinde aus, wie es aus dem Stande der Technik bekannt ist, Dabei läuft das Kabel durch ein Paar mit Federn vorgespannten Kabel · stellungsfühler, wovon einer in der XZ-fcbene ausgerichtet ist, um

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die Bewegung des Kabels in der X-Richtung zu messen und wovon der andere in der yz-Ebene ausgerichtet ist, um die Bewegung in Y-Richtung zu messen. Die Messarme können mit Potentiometern verbunden sein, um so elektrische Signale zu erzeugen, welche den Winkeln . des Kabels mit der zugehörigen Ebene proportional sind/ es können auch andere geeignete Stellungsmessfühler benutzt werden. Xn der Figur 13 besitzt jedes Flugzeug einen Kabelwinkelmessfühler 156, 158 für die Y-Richtung zum Messen des Winkels des zugehörigen Kabels 24, 26 nur bezüglich YZ-Ebene. Signale, welche die entsprechenden Winkel darstellen, werden über zugehörige Leitungen 160, 162 einer zugehörigen Reihe von Funktionsblöcken 164 bis 169 zugeführt. Die Blöcke 164, 165 liefern einem Paar Summiereinhelten 170, 172 Signale, welche eine Funktion der A'nderungegeschwindigkeit des gemessenen Winkels ist, wobei diese Signale in bekannter Weise für Dämpfungszwecke benutzt werden. Sie dienen dazu die Pendelbewegung der Last zu verhindern. Die Funktionablöcfee 166, 167 liefern an zugehörige Summiereinheiten 174, 176 Signale, welche eine Funktion

des absoluten gemessenen Winkels des zugehörigen Kabels bezüglich des Flugzeuges sind, wobei diese Signale dazu benutzt werden, um das Flugzeug seitlich zu bewegen und so das Kabel in der Seitenebene zu strecken, und dabei zu versuchen, das Kabel senkrecht zum zugehörigen Flugzeug zu halten. Die Funktionsblöcke 168, 169 benutzen die gleiche Konstante wie die verwandten Blöcke 166, 167, liefern aber ein winkelbegrenztes Integral des Winkels; dies sind Verzöge-

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gerungsfilter mit der Zeitkonstanten. "si"„ Somit liefern die Funktionsblöcke 168, 169 anfangs kein ÄusgangssigKial wie die verwandten Funktionsblöcke 166, 16.7 wie es in der oben genannten Anmeldung beschrieben und beansprucht worden ist«, Wenn also eine susStzliche Änderung der Lage des zugehörigen Kabels 24_e 26 bezüglich des Bezug3rahmens des zugehörigen Flugzeuges 20 ', 22° auftritt,'besteht an dem zugehörigen Verstärker 166, 167 ein entsprechend® Ausgangs"-signal,welches versucht das zugehörige Flugzeug seitlich~zu-bewegen um die seitliche Winke1abi-;@£@hung des Kabels 24 _e .26 -zu entfernen» Jedoch , wenn diese winke iabweichuxig innerhalb von Sekunden nicht entfernt wird, dann deutet dies auf eis Manöver des Ftegsges hin, welches erfordert, · dass ei» Gesaia&seitenwinkel zwischen dem Flugzeug selbst und dem zugehörigen Kabel 24„ 26 besteht. Solch ein

Fall tritt beim Fliegen einer Kurv© auf, so wi© ©s in der Figur 6 dargestellt ist. Obschon es in der Figar .6 seSie.rnfc, als da die gesamte Formation so verschoben worden ist, dass sie einen Winkel mit der horizontalen Ebene bildet, befinden ©idh die Flugzeuge naher an der horizontalen Lag© als der Rest der FOEioa&ion, d.h. die Spreiz stange 32. Um also die Formation der Figur 6 beizubehalten, werden die Flugzeuge einen klein®©. Seitenwinkel hewMglich. des? zugehörigen Kabel bilden, weil eine Kueto geflogen wird $ öle Flugzeuge beginnen die Kurve zu fliegen und die ladung bleibt feoim Fliegen der Kurve wegen der wirkenden Widerstandskräfte imaer hinten den Flugzeugen zurück. Dieser kleine Winkel wird durch die Tatsache beibehalten, dass die begrenzten Integrationseinheit@n 168, 169 die Ausgangs·= signale der Verstarker 166, 167 nach einigen Zeitkoasfeanten auslöschen, um den Kabeln zu erlauben ihre eigene Lag© in einem över einzunehmen. Die kleine Istnacheilung»l»t der in die ein grenztes integral erzeugende Funktionseinheit 168„ 169 ©ingebaut®. Nacheilung gleich.

Die Art und Weise die Funktionsblöeke und eommiereinheiten in der Figur 13 anzuordnen, kann abgeändert werden um das gleich® Resultat in einfacherer Anordnung zu erzielen, falls dies erwünscht ist.

Die periodischen Steigungssteuerungen für die Bewegung mn die Querachse, welche in der Figur 14 dargestellt ist, sind mit den perio-

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dlschen Steigungssteuerungen fur die Bewegung um die LShgsachse, welche in der Figur 13 dargestellt sind, identisch, mit der Ausnahme, dass die Werte der Konstanten verschieden sein können und, dass alle Parameter sich auf die Bewegung um die Querachse und auf die X-Richtung in der Bezugsebene des Flugzeuges beziehen. Zusätzlich berücksichtigen die begrenzten Integratoren 178, ISO, am unteren . Rande der Figur 14, Belastungen während der Beschleunigung und im Vorwärtsflug, so wie es in der Figur 4 dargestellt ist.

Obechon es für einen Piloten relativ einfach ist den Kurs des Folgeflugzeuges im wesentlichen gleich dem Kurs des Föhrungsflugzeuges su halten, um so eine stabile Lage der Last bezüglich der Flugzeuge einzubehalten, wenn in einer stabilen Formation geflogen wird, liefert die vorliegende Erfindung eine automatisch·'Steuerung des Kur« •es des Folgeflugzeuges, so wie es in der Figur 15 dargestellt ist. Darin ist ein Pedal 182 für ein drehendes Ruder, welches die Anstellung der Blätter des drehenden Ruders gemeinsam verändert, um den Kurs des FCthrungsflugzeuges 20 zu Sndern, mechanisch mit einem Stellungsfühler 184 verbunden, der auf einer Leitung 186 ein Signal erzeugt, welches die vom Piloten induzierte Bewegung des Pedals 182 darstellt. Die Leitung 186 erstreckt sich nach unten entlang des Kabels 26, wie es hierin durch die Schleife 186' in der Leitung 186 angedeutet ist, und endet an einem Verstärker "190 im Folgeflugzeug um über diesen an die Summiereinheit 192 angeschlossen zu werden· Die Summiereinheit 192 betätigt ein elektromechanisches Stellglied 194, um so das Pedal 196 für das drehende Ruder des Folgeflugzeuges su betätigen, das mechanisch mit dem drehenden Ruder (oder Heckrotor) des Folgeftugzeuges 20* verbunden ist. Somit bewirkt die Bewegung der Steuerung 182 des Ruders im Führungsflugzeug eine ähnliche Bewegung der Steuerung 196 des Ruders iia Folgeflugzeug. Jed\»s der Flugzeuge 20* und 22* ist mit einer, inneren Steuerschleife fflr das drehende Ruder versehen, die ein elektrisches Signal eines zugehörigen Kreiselkompasse» 180,200 benutzt, das den Kur· des Flugzeuges angibt und welches durch einen Differentiator 202, 204 «inen« elektromechanischen Stellglied 206, 208 zugeführt wird, um ein mechanisches Eingangssignal für die Bewegung einer Summiervorrichtung 110, 112 zu liefern und so Änderungen des Kurses, welche durch

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die Verstellung der Pedale 182, 196 bewirkt werden, zu stabilisieren.

In dieser Beschreibung bezeichnet der Buchstabe W einen Winkel, co wie etwa den Kurs, und ein Index wird dazu benufegfe «ι den Kurs des FüTirungs flugzeuges, des Folgeflugzeuges, der Spreizstange, des Fehlers zwischen dem Kurs des Führungsflugzeuges und dent Kurs der Spreizstange, dem gewünschten Primärwinkel der Formation, usw. bezeichnen. So ist der Kurs des Führungsflugzeuges in der Figur 3 mit W. angegeben, der Kurs des Folgeflugzeuges mit W ~und der Kurs der Spreizstange mit W_ und der Fehlerswischen dem Kurs des Führungsflugzeuges und dem Kurs des Folgeflugzeuges mit W_. In der Kurseteuerung der Figur 15 wird das Kurssignal des Folgeflugzeuges (W ) auf einer Leitung 213 von dem Kurssignal des Führungsflugzeuges (W_·) auf einer Leitung 214 in einer Summiereinheit 215 abgezoben. Die Leitung 214 erstreckt sich nach unten entlang des Kabele 24 Über die Stange 32 und wieder nach oben entlang des Kabels 26, so wie es durch die Schleife 214' in der Leitung 214 angedeutet ist. Der Unterschied der Kurve W₀ wird einen Funktionsblock 216 zugeführt, welcher mit dem Funktionsblock 68 der Figur 8 identisch ist, mit der Ausnahme, dass unterschiedliche Konstanten darin benutzt werden können. Dieser Block erzeugt ein Ausgangesignal« welches die absolute Differenz ■ der Kurse, die Änderungsgeschwindigkeit, der Kurs-» differenz und die akkumulierten Kursdifferenzen enthält, indem Funktionen, Ks, K, —, welche weiter oben beschrieben worden sind, benutzt werden. Das Ausgangssignal des Blocke 216 wird über eine Leitung 217 der Summiereinheit 192 zugeführt, um so ©ine korrigierende a*us- sere Schleifensteuerung für den Kssrs des Folge flugzeuge® in Abhängigkeit von dem Ist-Kurs des Flugzeuges su ^Liefern· Somit sprieitt· die tfussere Kurssteuerschleifo des Folgefl&gzeuges nicht- tms auf Kommandos des Piloten im Föhruagsflugzeug sum KnüQxn de» Kurses an, aber in Übereinstimmung mit der Erfindung der oben gekannten Aneeldung werden auch Unterschiede im Ansprechen der beiden Flugzeuge durch Funktionen des Unterschiedes zwischen den Ist-Kursen der beiden Flugzeuge berücksichtigt.

ES sei auch bemerkt, dass im Fall der Kurssteuerungen dar Figur IS keine Umlnderung der inneren-S teuer schleife in einem d@r

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notwendig ist; die Änderungen,welche für diese Erfindung erforderlich sind, sind einfach eine Kommandosteuerung (oder relative Kurseteuerung, falls erwünscht) über die Sussere Steuerschleife des Folgeflugzeuges als Antwort auf Kommandos im (und des tatsächlichen relativen Kurses des, falls erwünscht) Fuhrungsflugzeuges.

Die Beibehaltung einer gewünschten Formation wird in Übereinstimmung mit der Erfindung mit Hilfe der in der Figur· 16 dargestellten Stellungseteuerungen unterstützt. Diese Steuerungen sprechen auf Kurseignale ar, welche in der Figur 15 abgeleitet werden. Eine Summiereinheit 220 spricht auf das dem Kurs des Fuhrungsflugzeuges (W.) entsprechende Signal vom Kreiselkompass 198 und das dem Kurs der Spreizetange (W_n) entsprechende Signal vom Kreiselkompass 222, welcher direkt auf der Spreizstange 232 montiert ist, an. Der Kreiselkompass 222 1st bezüglich der Stange 32 so montiert, dass ein relativer Kurs gleich Null als senkrecht zur Längsachse der Stange definiert ist. Wie weiter unten im einzelnen beschrieben wird, ir.t es dadurch möglich den primären Winkel (W , Figur 3)einer gewünschten Formation «ohr einfach ohne Änderung der Lage des Kreiselkompasses 222 auf der Stange32 zu Ändern. Der Kreiselkompass 222 ist Ober Leitungen 223, welche sich entlang der Stange bis zum Kabel und nach oben entlang des Kabels 24 zum Führungsflugzeug 20' erstrecken, angeschlossen.

In der Figur 3 ist eine gewünschte Formation dargestellt, bei der die Stange 32 einen Winkel von etwa 30° mit dem Kurs der Formation bildet. Der Kurs W des FQhrungsflugzeuges 20, der Bewegungekurs W_M der Stange 32 und der Kurs W_ des Folgeflugzeuges 22 sind alle gleich, wenn die gewünschte Formation vorliegt und keine Kurven geflogen werden. Der Ist-Kurs der Stange W unterscheidet sich von der Bewegungsrichtung der Stange W durch den gewünschten Primärwinkel nach Formation W . Mit anderen Worten, wenn die Formation richtig geflogen wird, ist die Bewegung der Stange (W ) gleich dem Kurs der Stange (W ) plus dem gewünschten Formationswinkel (W ). Die gewunechten Abstände in X- und Y-Richtung (X₀, Y^) stehen mit der Länge der Stange (L) und dem gewünschten Primärwinkel der Formation (W ) durch folgende Gleichungen in Beziehungt

(1) K_D - loo· W₀, und

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-23 - 223679A

(2) Y_D * Lain

Um die. X- und Y-Fehler in der Formation zu finden, sodas3 diese Fehler in den periodischen Steigungssteuerungen für Bewegung um die Längs- und Querachse dazu benutzt werden können, um die Formation auf die gewünschte Formation hin zu korrigieren, betrachten wir zuerst don Fehler X„ in der X-Richtung:

(3) X_E « X-X₀ *

(4) « Leos (W- - W_M) - Leos W_

(5) - Leos [w_L - (W_B + W_ß)] - Lcoa W_ß

(6) « Leos (W_ - W_ - W_xJ - Leos VJ

Ju ö L/ JJ

(7) 3Cg - Leos [(W_L - W_B) - W_D)j - Leos W_D

In ähnlicher Weise wird der Fehler in Y-Richtung durch die Gleichung:

(8) Y_s - Lein [(W_L - W₃) - W_D] - Lsin W_D gegeben.

In der Figur 16 wird ein Signal entsprechend dem Fehler in der X-Richtung (X_) auf einer Leitung 230 und ein Signal entsprechend dem Fehler in der Y-Richtung (Y_) auf einer Leitung 232 geliefert.

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Für jede der Gleichungen (7) und (8) wird das Glied (W_ - W_) auf

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einer Leitung 234 und einer Summiereinheit 236 zugeführt, welche davon das Glied W_, das ihr auf einer Leitung 238 von einem Stellungs fühler 24O, der mechanisch durch einen W- Steuereingang 242 eingestellt wird, zugeführt wird, abzieht. Mit anderen Worten, der Prim&'rwinkel, welcher für die Formation erwünscht ist, wird mittels eines Knopfes an einen Potentiometer oder einen anderen geeigneten Messwertgeber 240 von Hand eingestellt, um so ein gewünschtes Winkeleingangesignal an- das Summiernetzwerk233 zu liefern. Das Gesamtglied [(W- - W_) - W-I wird so der Summiereinheit 236 auf der Leitung 244 zügeffIhrt. Dann liefert ein Paar Funktionsgeneratoren 246, 248 L mal Cosinus und L mal Sinus dieses Gesamtwinkels an zugehörige Suütmiereinheiten 250, 252. In ähnlicher Weise liefern Funktionsgeneratoren 254« 256 L mal Cosinus und L mal Sinus des ge-

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wünschten Winkele VL· auf einer Leitung 238 an dia Sunaniereinheit 250, 252, um damit die Fehler in X- und Y-Richtung in Übereinstimmung mit den Gleichungen (7) und (8), welche weiter oben angegeben worden sind, abzuleiten. Die Fehler in X- und Y-Richtung, welche auf den Leitungen 230, 232 erscheinen, werden in gedämpfte Stellungsfehler mittels zugehöriger Funktionsblöcke 258, 26O Umgewandeltt in jeder der Einheiten 258, 260 wird das Glied Ks sofort ein Eingangssignal erzeugen, um die Änderung des Fehlers in X- oder Y-Richtung zu stoppen unc¹ das Glied K wird versuchen den Fehler zu entfernen, nachdem einmal die Änderung eliminiert worden ist. Diese Signale werden in Übereinstimmung mit der Erfindung und wie weiter oben beschrieben worden ist, den Figuren 14 und 13 zugefifhrt, um so direkte Eingangssignale für die äussere Steuerschiene des Folgeflugzeuges zu erzeugen, welche versuchen die korrekte X-Y-Lage des Folgeflugzeuges in der gewünschten Formation, welche in der Figur 3 dargestellt ist, beizubehalten.

Obwohl bei der vorliegenden Darstellung die Suramiereinheit 220 und die Stellungssteuerung der Figur 16 im Fu*hrungsflugzeug 20 untergebracht sind, können diese gleichwohl im Folgeflugzeug untergebracht sein.

Die Ausfülirungsformander Erfindung, welche bis jetzt beschrieben worden sind, können zusammengefasst werden, so wie es in den Figuren 17 und 18 dargestellt ist« Die Figur 17 zeigt die bekannte Steuerschleife eines einzigen Flugzeuges von der Art, welche in dem System der vorliegenden Erfindung benützt werden kann. In der Figur 17 wird das Flugzeug 280 mittels einer Handsteuerung 282 in Abhängigkeit von Verstellung derselben durch den Piloten 284 gesteuert. Je- ! doah wird die Steuerung durch mechanische Eingangssignalverändert, j welche fiber eine elektromagnetische Betätigungsvorrichtung 286 zage- ; fflhrt werden, welche auf ein Trägheitssystem 288 im Flugzeug an- ' spricht. Somit enthält eine innere Steuerschleife Änderungen, im Vergleich zu den vom Piloten ausgeführten Bewegungen· Die äussere Steuerschleife umfasst den Piloten,die Handsteuerung 282,die tatsächlichen Änderungen der Stellung der Steuerflächen des Flugzeuges 280, das Ansprechen des Flugzeuges (dargestellt durch den Block 290), als auch die Beobachtung des Piloten dieses Ansprechens;

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die Reaktion des Piloten als Antwort auf s©iae Beobachtungen schliesst die a*usaera Steuersehleife des Steuersystems.

Ein Gesichtspunkt der vorliegenden Erfindung ist leicht mit der inneren und äusseren Steuerschleife des bekannten Flugzeuges in der Figur 17 direkt vergleichbar. In der Figur 18 hat das Flugzeug 20' die gleiche ä'ussere Stpuerschlei£e einsdhliesslieh dem Ansprechen des Flugzeuges 209, dem Piloten 284 und der Handsteuerung 282. Jedoch weicht die äussere Steuerschleife des Folgeflugseuges bedeutsam ab, weil sie einfach auf die Bewegung «ä©§ Führungspiloten 287 anspricht, weil der StellungsfCthler 292 elektrisch ober ein Kabel 294 nach unten entlang des Kabels 24, ü*ber die- Spreisstange 32 und wieder nach oben entlang des Kabels 26 (angedeutet durch die Bezugs-Edffer 294') läuft, mit einem elektromagnetischen· Stellglied 296 verbunden ist, welches die zugehörige. Handsteuerung 298 im Folgeflugzeug 22' betätigt. Dor Pilot 3OO des Folgeflugzeuges kann die Handsteuerung 293, übersteuerun, falls erwünscht. Die a'ussere Steuers, -shleife des Folgeflugzeuges umfasst auch Funktionen des relativen furs es des F uhr unga flugzeuge« bezüglich der Last, und Tra'gheitseinga'nge, um das Folge flugzeug in einer korrekten horizontalen Lage in der gewünschten Formation zn halt©n» Ein zusätzlicher Gesichtspunkt der vorliegenden Erfindung ist, dass jedes der Flugzeuge, zusätzlich zu der originalen inneren Sfeeuerachleife, so wie sie in der F'^ur 16 dargestellt ist, sueätzliehe innere Steuerschleifen enthalt, welche auf die TrSgheitssysteme 302, 304 des entsprechenden Flugzeuges und auf die Winkelnessfuhler 306, 303 für die zugehörigen Winkel der Kabel, welche sich zwischen den Flugzeugen und der Spreizstange 232 erstrecken, ansprechen. Die Zusa'tze zu den entsprochenden inneren Steuerschleifen jedes Flugzeuges liefern Fonaationsetabilitat und LaststabilitSt. ' ·

Somit umfasst, in Übereinstimmung mit der vorliegenden Erfindung, eine Itussere Steuerschleife eines Flugzeuges Steuer funktionen ü*ber die pyhsikalische Lagenbestiiranung der von Hand betStigbaren Steuervorrichtungen, welche vom Piloten eines Flugzeuges benutzt werden, um in demselben Ansprechen zu induziere», eine innere Steuerschleife, SteuereingängQ, welche in Bewegungssummiervorrichtungen benutzt werden, um die Ist-Bewegung der Steuerflächen des Flugzeuges

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gegenüber denjenigen₍ welche durch die Verstellung der Handsteuerung bewirkt wifrcLm um Betrüge zu verändern» welche sich auf die Stabilisierung äea Flugzeuges beziehen, sowohl bezüglich seine3 TrSgheitsbezugspunktes als auch bezüglich einer Last, welche vcn mehreren Flugzeugen getragen wird. Ein Flugzeug ist das Führungr.- oder Hauptflugzeug und seine ä'ussere Steuerechleire bleibt unverändert, wobei nur auf den Piloten zur Betätigung der Handsteuerung zurückgegriffen wird, aber seine innere Steuerschleife, die Bewegungen der Steuerflächen, welche von der Handsteuerung induziert werden, als Folge der TrSgheits-, Stellungs- relativen L·aststellungs■ stabilit&tseingangssignale verändert werden. Dem Folge- oder Nebenflugzeug werden andererseits die Bewegungen des ersten Flugzeuges in die Äuasero Steuerschleife eingekoppelt, sodass der Pilot des Folgeflugzeuges, falls die Notwendigkeit der Obersteuerung wegen besonderer Umstünde nicht erforderlich ist, beobachtet wie sich die Handsteuerung automatisch in Abhängigkeit von d.n Bewegungen verstellt, welche ihr mittels Stellgliedern aufgezwungen worden. Zusätzlich zur Kopplung der Bewegung der Steuerungen des FCfhrungaflugzeuges in die Steuerungen des Folgeflugzeuges, umfasst die a*ussere Steuerechleif e des Folgeflugzeuges eine Kipp- und Rollstabilisation und auch eine Direktauftriebssteuerung« um eine korrekte HChe über der Last einzuhalten. Das Folgeflugzeug weist dieselben Eingänge zur inneren Steuerschleife zur Stabilisierung der absoluten Lage des Flugzeuges und seiner Beziehung zur Last auf« wie das Führung*flugzeug. Somit umfasst die Jtussere Steuerschleife des Folgeflugzeuges nur die langsameren allgemeinen Stellungseingangskommandos von der Art, wie sie normalerweise vom Piloten erteilt werden und die inner« Steuerschleife umfasst die schnelleren StabilisierungseingangsgrOssen, welche der Pilot normalerweise nicht kompensieren kann und nicht am Steuerhebel fühlen möchte.

Die Aus fdhrungs formen wurden primär mit Bezug auf Hubschrauber mit einem einzigen Hauptrotor beschrieben, welchem periodische und kollektive Steigungssteuerungen zugeführt werden können und wobei ein Heckrotor vorgesehen ist. Jedoch sollte es von der hier gegebenen Beschreibung der Funktionsweise aus gesehen selbstverständlich sein, dass die beschriebenen Steuerungen, nach Umänderung der Berfickeich-

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tigung gegebene Eigenschaften von Flugzeugen, auch zur Steuerung von mehreren Flugzeugen, welche keine Hubschrauber sind,beim Heben von Lasten benutzt werden kann. Zusatzlich ist die Ausführungsform hierin bezüglich eines Hebevorgangs mittels zwei HubschrauberniGschrieben, aber es sei bemerkt, dass das hierin beschriebene System bei Hebe- und Transportvorgfingen'mifcmehr als nur einem Folge flugzeug benutzt werden kann. Die Art und Weise in welcher die Anwendung von mehr als einem Folgeflugzeug dss erforderliche Ansprechen in den anderen Flugzeugen verändert, wird durch eine Stabilita'tsänalyse des Gesamtsystems, einschliesslich der geviünschten Anzahl von Flugzeugen, berücksichtigt. Dies wird selbstverständlich for jede gr6*ssere Zahl von Flugzeugen komplexer, jedoch bleiben die Prinzipien dieselben und die zu benutzenden Analysen sind die gleichen wie im Fall von zwei Flugzeugen, welche der Einfachheit halber hier beschrieben worden ist. Auch können die Plugzeuge Über drahtlose Mittel, so wie sie etwa in der Telemetrie benutzt werden, miteinander verbunden sein.

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Claims (1)

1. PATEMTANS PRÜCHE

   Steuereinrichtung zum Steuern von mehreren, eine geisame Last tragenden Flugzeugen, wobei jedes Flugzeug ein Tr£gheitssystem und eine ä'ussere Steuerschleife entha'lt, in welcher die Verstellung einer Handsteuerung die Stellung von Steuerflächen des Flugzeuges verändert, wodurch eine SteLlungsänderung des Flugzeuges hervorgerufen wird, und wobei jedes Flugzeug eine innere Steuerechleife umfasst, welche auf das zugehörige Trägh*eits3ystem zur automatischen Stabilisierung der zugehörigen ffusseren Steuerschleife anspricht, umfasst, gekennzeichnet durch Mittel zum Koppeln der Handeteuerung eines ersten der Flugzeuge mit der Handsteuerung eines zweiten der Flugzeuge um diese automatisch in Abhängigkeit von der Verstellung der Handsteuerung des ersten Flugzeuges zu verstellen, Kittel in jedem Flugzeug zum Bestimmen der gegenseitigen Lagenbeziehung der Last und eines der Flugzeuge; und SFeuersignalerzeugungsmittel in jedem Flugzeug, welche auf die zugehörigen Stellungsbe-Stimmungsmittel ansprechen und mit der zugehörigen inneren Steuerschleife verbunden sind, um ein Signal zu erzeugen, welches durch die innere Steuerschleife die zugehörige äussere Steuerschleife in einer weise beeinflusst, die eine Stabilisierung der gegenseitigen Lage des zugehörigen Flugzeuges bezüglich der Last bewirkt.

   2„ Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,

   dass die Last von Kabeln getragen wird, welche sich nach unten von jedem Flugzeug erstrecken, dass die Stellungsbestimraungsmittel Vorrichtungen zum Messen des relativen Winkels des zugehörigen Flugzeuges in Quer- und Längsrichtung des zugehörigen Kabels bezüglich der Bezugsplattform umfassen, und, dass die Signaterzeugungsroittel Vorrichtungen umfassen, welche auf die zugehörige Winkelmessvorrichtung ansprechen, um jeweils die Suseere Steuerschleife für die Längs- und Querachse des zugehörigen Flugzeuges zu verlindern.

   3. Einrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Veränderung wenigstens in Abhängigkeit don der Änderung«- geschwindigkeit des zugehörigen Winkels geschieht.

   4. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, gekennzeichnet durch Mittel in jedem Flugzeug, welche auf das zugehörige Trägheitssystem ansprechen und mit der zugehörigen inneren Steuer-

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   BAD ORIGINAL

   schleife verbunden sind, um die äussere Steuerschleife und dadurch die Lage des zugehörigen Flugzeuges &n stabilisieren«

   5. Einrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Suasere Steuerschleife jedes Flugzeuges eine Steuerung für die periodische eteigungssteuerung für die Eewegung desselben um die Querachse _B eine periodische Steigungssteuerung für di© Bewegung dessleben um die Längsachse, eine kollektive Steigungssteuerung für ein Hauptrotor und eine kollektive Stalgungs steuerung für ein Steuarrotor umfasst«

   6. Einrichtung nach Anspruch.5, dadurch gekennzeichnet, dass die innere Steuerschleif© jedes Flugzeuge® eine Stabilisierung der Kippgeschwindigkeit, der Rollgeschwindigkeit, der seitlichen Beschleunigung, dor Läfngsbeschleunigung und der KursSnde^ungsgeschwindigkeit bewirkt.

   7. Einrichtung nach eine» der Ansprüche 1 bis 6,' dadurch gekennzeichnet _t dass die Sesser© S teaser sell Ie i£e des aweiten Flugzeuges Kipi»" usact Rolleingaragssi«pal@ vom eiern SsSigheitssystem des zweiten Flugzeuge» ezrhält, wodurefo ©ün® Steisaeang der horizontalen Stabilität des zweit@n Wlw§s®ug&® &mliQ§®st wisd«

   8. System- nach eines* ües $mep%üdhe 1 bis I₀

   net durch ein Tra'gheitssystem auf ü®r Xast, und Mittel,, welch© mit dem TrSgheitßsystem des erstem FlKsgseiige® ead der Trägheit der Last verbunden sind, und auf des UntersehiM zwischen den Kurs des ersten Flugzeuges und dem Kurs der Last ansprechen um die Susaere Steuerschleife des zweiten Flugzeuges zu verändern und so die relativ· Stellung de· zweiten Flugzeuges bezüglich des ersten Flugzeuges beizubehalten, wodurch auch ein gewünschter »elativer Kurs der Lagt bezüglich des zweiten Flugzeuges Ln der gewünschten Formation geliefert wird.

   9. Einrichtung nach einem dar Anspruch© 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass die Kopplung; mehrere magnetische Stellungefühler im ersten Flugzeug urafaset^ -wobei J@d@r Fl&ler auf die _m Bewegung der Handsteuerung anspracht waü ©in @lektriseh®s Signal entsprechend dsr zugehörigen Bew©gyng erzeugt, sowie mehrere elektrische VerbindungsleitungeiÄj waleh® sieb wa d©a ®%&t®n

   SAD ORIGINAL

   zu dem zweiten Flugzeug erstrecken und jede einem entsprechenden Signal zugeordnet ist., und mehrere elektromagnetische Betätigungsvorrichtungen in dem zweiten Flugzeug umfasst, wofcoi jede r.ü.t eimern entsprechenden elektrischen Leiter verbunden ist und bezüglich der Handsteuerung des zweiten Flugzeuges angeordnet und auf ein ·; agebeneg Signal einer zugehörigen Leitung anspricht, um so die Handsteuerung zu verstellen, um ein Ansprechen im zweiten Flugzeug von der gleichen Art und der gleichen Amplitude wie iia ersten Flugzeug, welches das gegebene Signal erzeugt, zu erzeugen» wodurch die Handsteuerung des zweiten Flugzeuges mit derjenigen des ersten Flugzeuges elektromechanisch gekoppelt ist, unt das zweite Flugzeug entsprechend dem ersten zu steuern.

   10. Einrichtung nach Anspruch 9, wobei Messvorrichtungen im zweiten Flugzeug; welche ein dem Kippen desselben proportionales elektrisches Signal und ein dem Rollen desselben proportionales elektrisches Signal erzeugen und dadurch, dass eine erste der elektroraechansieheη Betätigungsvorrichtungen sich auf den Kippkanal und eine zweite*' der elektromechanischen Betätigungsvorrichtungen auf den Rollkanal bezieht, gekennzeichnet durch ein Paar elektrischer S ignalsuimnier einheit en, welche mit der» Mess vor richtungen verbunden sind, wobei eine Einheit in Reihe mit einem der elektrischen Lniter geschaltet ist, v/elcher Signale entsprechend dem Kippwinkel das ersten Flugzeuges führt und gleichzeitig auf die Kippsignale der Messvorrichtung und die Kippsignale des ersten Flugzeuges anspricht um das erste elektromeehanieche Stellglied zu betätigen und die andere Einheit in Reihe mit einem elektrischen Leiter geschaltet ist, welche Signal entsprechend dem Rollwinkel des ersten Flugzeuges fuhrt, und gleichzeitig auf die Rollsi^gnale der MeeevoSichtungen and die Rollsignale dee ersten Flugzeuges anspricht, um die zweiten elektromechanischen Betätigungsvorrichtungen zu betätigen, wodurch die Handsteuerung des zweiten Flugzeuges in Abhängigkeit von dem ersten Flugzeug und vom Kippen und Rollen des zweiten Flugzeuges steuerbar ist, um ·ο das zweite Flugzeug durch Trägheit za stabilisieren. '

   11. Einrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 1O₄ bei welcher jedes der Flugzeuge Direktauftrieb erzeugt und eine dies-

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   BAO ORIQlNAt

   bezügliche Steuerung besitzt und die Last an einer Spreizstange festgemacht ist, welche für jßdss Flugzeug einen zugehörigen Punkt besitzt, an dem das Eugehörifje Kabel festgemacht ist_ff gekennzeichnet durch einen Kabelwinkelsiess fühler auf jedem Flugzeug um den Winkel zwischen der Spreizstenge und dsm zugehörigen Kabel zu messen und ein diesem Winkel entsprechendes Signaisa erzeugen, Substraktionsiaittsl, welche auf cie Kabolwinkelmess fühler zum.Erzeugen eines Differenz icpals in Abhängigkeit vom Winkelunterschied, zwischen den rkircri die genannten Winkels!'gnai© dargestellten Winkel ansprechen, und einäSignalsummiereinricht&ng, weiche an die Substraktionseinrichtiing angeschlossen ist und in Reihe mit einem der elektrischen Leiter, welcher ein dem Direktauftrieb entsprechendes Signal führt, geschaltet ist, und gleiehseitig auf dieses Direktauftriebssigncl und das Differenssignal anspricht, um, die zugehörige elektromechanische Bet&tiguhgsvox^ichtungsu betätigen_t wodurch der direkte Auftrieb des zweiten Flugzeuges nicht nur in Abhängi;jkeit voa dem direkten Auftrieb des erste» Fltigaeuges gesteuert wird, aber auch noch in Abhängigkeit voa ctea relativen Winkeln zwischen den Kabeln der Flugzeug© und der Sprefest©nge_ff mn den direkten Auf~ trie" zu verändern und .dadurch das eine Flögzeug in einer Heise su bergen, dass der erste Winkel gleich S0° wird«

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