DE2236860A1 - Steuersystem fuer hebe- und transportvorgaenge mit mehreren flugzeugen - Google Patents

Description

United Aircraft Corporation ^

East Hartford,Conn.06I08

STEUERSYSTEM FÜR HEBE-UHD TRANSPORTVORGÄNGE MIT MEHREREK FLUGZEUGEN

Priorität: USA 168.200
Patentanmeldung vom 2. August 1971 ·

Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf Steuersysteme für Flugzeuge und insbesondere auf Verbesserungen in einein Steuersystem für mehrere Kebeflugzeuge im Haupt-Nebenf lugzeug-Verha'ltnis.

Die Anwendung von Flugzeugen mit direktem Auftrieb, wie etwa Hubschraubern, ist neuerdings ausgeweitet worden, um Hebe- und Trans* portvprga'nge schwerer Güter zu umfassen, bei denen man das Hebegera't als Kran am Himmel bezeichnen könnte. Natürlich na'hert sich die Last, welche von einem einzigen Flugzeug getragen werden kann,, asymptotisch ihrem Grenzwert in dem Sinne, dass das Heben einer grösseren Last eine stä'rkere Tragmechanik, grössere Maschinen, mehr Brennstoff und im allgemeinen ein grösseres Flugzeug verlangt; das Gewicht des Flugzeuges steigt deshalb proportional aum Gewicht der zu hebenden Last»

Eine vorgeschlagene Lösung dieses Problems besteht darin, mehrere Flugzeuge zu benutzen, um die Last gemeinsam zu tragen. Ein solches bekanntes System sieht das Aufhängen einer Abstandstange an zwei Kabeln vor, wovon jedes sich unter je einem völlig unabhängigen

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Flugzeug erstreckt, wobei die Last von Kabeln getragen wird, welche an den Enden der Abstandsstange festgemacht sind. In diesem System wild jedes Flugzeug vollständig unabhängig von seinem Piloten gesteuert, wobei zwischen beiden Flugzeugen 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 hur bei Schwebemanßvern, leicht Verschiebungen der von einem Flugzeug getragenen Last von mehr als 10 % normalerweise auftreten können. Wenn die Flugzeuge Kurven fliegen, beschleunigen, bremsen, steigen oder an Höhe 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 könnte, welche halb so gross wäre, und der Sinn eines Doppelhebesystems darin besteht, Lasten zu tragen, welche über dein Gewicht liegen, das von einem Flugzeug allein getragen werden kann, ist es vollständig klar, dass eine Verschiebung eines wesentlichen Bruchteiles der Last (Ciber 50 % der Last) auf ein einziges Flugzeug nicht befriedigend ist.

Ein anderes bekanntes System schlä'gt vor zwei oder mehrere Flugzeuge mittels einer starren Lasttragevorrichtung untereinander zu verbinden, wobei die Steuerung eines Flugzeuges durch seinen Piloten mittels mechanischer Verbindungen die gemeinsame Steuerung aller anderen Flugzeuge bewirkt. Jedoch bringt dieses System starke Begrenzungen der unabhängigen Bewegungen jedes Flugzeuges, wodurch das Manövrieren derselben aussergewähnlich schwierig und gefährlich wird und Begrenzungen der Geschwindigkeit des Stellungswechsels entstehen, welche durch das Manövrieren der Flugzeuge erreicht werden kann. Ausserdem, v/eil die Steuerung eines Flugzeuges eine identische Eingangsgrösse für die anderen Flugzeuge erzeugt, ist es unmöglich die relative Formation beim Kurswechsel oder Höhenwechsel beizubehalten; stattdessen müssen alle Flugzeuge die gleiche Höhen- und Kursänderungen zur gleichen Zeit ausführen, Dies bedeutet, dass nur seitliche Bewegungen von der Formation ausgeführt werden können, nicht aber Bewegungen nach oben oder nach unten. Die relative Lage jedes Flugzeuges in der Formation wird als Folge von irgendwelchen

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Änderungen des Kurses der Gruppe geändert. Zusätzlich, weil zwei Flugzeuge nie völlig identisch sind, wird das Ansprechen der Flugzeuge auf ein gegebenes Steuersignal nicht völlig gleich sein; deshalb kann jedes Flugzeug einen Belastungseffekt in jedem anderen Flugzeug als Folge eines unterschiedlichen Ansprechens auf ein gegebenes Signal hervorrufen. Dieses führt zu v/eiteren gefährlichen und möglicherweise katastrophalen Bedingungen ,Vielehe die Anwendung eines solchen Systems nicht ratsam erscheinen lassen.

Die Aufgabe der Erfindung ist es ein verbessertes Steuersystem für Hebe- und Transportvorgä'nge mit mehreren Flugzeugen zu schaffen.

In Übereinstimmung mit einem Gesichtspunkt der Erfindung wird in einem System, in welchem mehrere Flugzeuge eine Last an mechanisch gespreizten Kabeln, welche sich unterhalb von jedem Flugzeug erstrecken tragen und indem die Betätigung der Steuerung eines Flugr zeuges über eine elektromechanische Kopplung eine Steuerung über die äussere Steuerschleife und auch über die anderen Flugzeuge 2fefert, der Winkel zwischen den Mitteln zum mechanischen Spreizen der Kabel und dem Kabel, welches einem Flugzeug zugeordnet ist, dazu benutzt, den direkten Auftrieb dieses Flugzeuges zu steuern, um so zu versuchen, die Kabeilast dieses Flugzeuges im wesentlichen senkrecht zum ICrSftefeld zu halten, Vielehe an dem Spreizmittel als Folge der Schwerkraft und der Beschleunigungen für schnelleren Flug·,· langsameren Flug oder Kurvenflug zu halten.

In Übereinstimmung mit einem anderen Gesichtspunkt der Erfindung wird der Kurs des Hauptflugzeuges zusätzlich zur Verstellung des Pedals des Häuptflugzeugsteuerruders dazu benutzt, den Kurs des Folge- oder Nebenflugzeuges in einem Hebe- und Transportsystem mit mehreren Flugzeugen zu steuern, wobei versucht wird, die Haupt- und Nebenflugzeuge auf demselben Kurs zu halten.

In weiterer Übereinstimmung mit der Erfindung wird die innere Steuerschleife jedes Flugzeuges abgeändert, um eine Stabilisierung jedes· Flugzeuges in Abhängigkeit von der Nacheilung des Winkels des zugehörigen Tragkabels mit der Bezugsplatte des Flugzeuges zu bewirken, um sodas Flugzeug bezüglich der Last in einer Weise zu stabilisieren, welche die VJidcrstandskrSfte und die Beschleunigungskräfte berück-

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sichtigt.

Die hierin beschi J.ebene Erfindung befasst sich mit Verbesserungen des in der US-Patentanmeldung Nr. 160.219 vom 2. August 1971 dargestellten Steuerungssystem für Hebe- und Transportvorgä'nge mit mehreren Flugzeugen.

Die Erfindung v;ird nun an Hand dar beiliegenden 'Zeichnungen, welche die bevorzugte Auaftihrungsform derselben darstellen, nä*her beschrieben. Darin sind: · ■

Figur 1 eine vereinfachte Seitenansicht eines Kebevorganges mit zv/ei schwebenden Hubschraubern;

Figur 2 eine vereinfachte Frontansicht eines Hebevorganges mit zwei schwebenden Hubschraubern;

Figur 3 eine vereinfachte Draufsicht eines Hebevorganges mit zwei schwebenden Hubschraubern;

Figur 4 eine vereinfachte Seitenansicht eines Hebevorganges mit zwei Flugzeugen in einem korrekt ausgeführten Vorwärtsflug;

Figur 5 eine vereinfachte Seitenansicht eines Hebevorganges mit zwei Hubschraubern, in einem nicht korrekt ausgeführten Vorwärtsflug;

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

Figur 7 eine vereinfachte Frontansicht eines HebeVorganges mit zwei Hubschraubern walirend einer nicht korrekt ausgeführten Kurve nach Steuerbord;

Figur 8 ist ein schcmatisches Blockdiagramm einer Direktauftriebsteuerung eines Steuerungssystems zum Heben von Lasten mittels zwei Flugzeugen in Übereinstimmung mit einer Ausführungsform der Erfindung;

Figur 9 ist ein Teil eines schematischen Blockdiagramms eines anderen Winkel füh le rs, welcher in der Aus füTirungs form der Figur 8 benutzt werden kann, welche in der vorgenannten US-Patentanmeldung beschrieben und beansprucht worden ist;

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Figur 10 ist eine vereinfachte Frontdarstellung eines Hebevorganges

zu. mit zwei Hubschraubern, wobei die Hubschrauber sextlxch/nahe an

einander heran sind; ■ . ' · ■

Figur 11 eine vereinfachte Frontdarstellung eines, Hebevorganges mit , zv/ei Hubschraubern, mit falscher relativer Höhe der Flugzeuge;

Figur 12 ist ein vereinfachtes schematisches Teilblockdiagramm eines weiteren Winkelfühlers, wie er in der vorgenannten US-Patentanmeldung beansprucht worden ist, und v/elcher in der Ausföhrungsform der -Figur 8 benutzt v/erden kann;

Figur 13 ist ein schematisches Blockdiagramm der periodischen Steigungssteuerung für die Bewegung um die Längsachse mit einer Winkelnach-eilung^Übereinstxmmung mit einer Ausführungsform der Erfindung;

Figur 14 ist ein schematisches Blockdiagramm der periodischen Steigungssteuerung für die Bewegung um die Querachse mit einer Winkelnacheilung in Übereinstimmung mit einer Ausführungsform der Erfindung;

Figur 15 ist ein schematisches Blockdiagramm der Kurssteuerung in Übereinstimmung mit einer Ausführungsform der Erfindung;

Figur 16 ist ein schematisches Blockdiagraram der Stellungssteuerung, welche in Verbindung mit den in der Figur 13, 14 dargestellten Steuerkanä'len für die periodische Steigungssteuerung für die Steuerung der Bewegung um die Längs- und Querachse;

Figur 17 ein vereinfachtes schematisches Blockdiagramm, welches die Idee eines bekannten Flugsteuersystems für ein Flugzeug , darstellt; und

Figur 18 ist ein vereinfachtes schematisches Bloakdiagramm, 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 20, 22 dargestellt, wovon jeder ein Kabel 24, bzw. 26 trä'gt, welche an entgegengesetzten Enden 28, 30 einer Spreijsstange 32 befestigt sind, die mittels gleich langer Kabeln 34, 36 eine Last- 38 trä'gt, welche die beiden Hubschrauber 20, 22 sich teilen sollen. Wie aus den Figuren 1 bis 3

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ersichtlich, sind die Hubschrauber 20, 22 in Schwabestelluncj dargestellt (keine Geschwindigkeitskomponente in irgendeiner Richtung) . Wie man erkennen kann befindet sich der F Cihr ungshubs chrauber 20 etwas niedriger als der Folgehubschrauber. Dies dient dazu dem Piloten des Folgehubschraubers einen angenehmen Blickwinkel zu ermöglichen. Zusätzlich befindet sich bei einein Standardformations flug der Folgehubschrauber immer etwas höher als der Führungshubschrauber. Auch ist es wichtig, dass der Folgehubschrauber sich des Fü*hrungshubschraubers nicht zu niedrig befindet, weil durch die Wir kung des vom Fiihrungshubschraubers erzeugten Abtriebs die stabile Fluglage des Folgehubschraubers verändern könnte.

Sowie es in den Figuren 1 bis 3 dargestellt ist, bilden die Kabel 24, 26 einen rechten V7inkel mit der Stange 32. Dies ist wesentlich um eine gleichförmige Aufteilung der Last auf beiden Hubschraubern zu gewährleisten. Unabhängig von dem Manövrieren der Hubschrauber bleibt diese Eigenschaft richtig: 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 Hubschrauber wegen seiner Flugeigenschaften, in bekannter Weise, und wegen der Widerstandskräfte, welche sich der Bewegung der gesamten Lasteinheit 40 (einschliesslich der Kabel 24, " 26,34,36, der Stange 32 und der Last 38), welche hinterder senkrechten Projektion der Hubschrauber nacheilt, entgegenwirken, um die Querachse gekippt ist. Während eines Beschleunigungsfluges in Vorwärtsrichtung 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 kleiner 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, gleichmassig auf beide Hubschrauber verteilt sind. In der Figur 5 ist dargestellt,vas 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

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angenommen, dass die Hubschrauber im 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 Ausnahme 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 Spreizstange 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 und 7 dargestellt. In der Figur 6 ist ein korrekter Kürvenflug in Übereinstimmung mit den Lehren der vorliegenden Erfindung dargestellt, wobei die Kabel 24, 26 senkrecht' zur Stange 32 stehen. Dadurch %vird die von der Last ausgeübte Kraft, einschliesslich der Zentrifugalkraft, welche notwendig ist, um in der Kurve zu beschleunigen, gleichmässig auf die beiden Hubschrauber 20, 22 verteilt. Im Gegensatz hierzu zeigt die Figur 7 die Zustände, die auftreten würden, wenn die Stange 32 in ' einer horizontalen Lage.gehalten · würde, 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 Zentrifugaldkaft und der Schwerkraft an der Last 38 ergibt eine Kraft, die sich fast 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 Lastanteil, welcher dem Winkel, den der Last-Vektor mit der Mittellinie der Stange 32 bildet, direkt proportional ist. Jedoch wird bei einem nicht korrekt ausgeführten Kurvenflug, wie in der Figur 7 dargestellt ist, der Hubschrauber 22 trotz-₍ dem die Lastseiner.eigenen Kabel 22, 36 und die Hälfte des Gewichtes der Stange 32 tragen. Selbstverständlich treten ähnliche Zustände auf beim Flug einer Kurve nach Backbord oder beim Bremsen.

Betrachten wir jetzt den Betrieb der Hubschrauber 20, 22 bei Hand-

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steuerung, währenddem versucht wird eine gleichmä'ssige Verteilung der Last auf beidun Hubschraubern beizubehalten. Die Hubschrauber so zu führen, dass sie sich im wesentlichen senkrecht ober den Ende'n der Stangen befinden, ist wegen der Tatsache, dass die Last an den Kabeln nach unten zieht und jeder Hubschrauber ober ein Kabel mit dem Ende der Stange 32 verbunden ist relativ leicht zru 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 KrSftefeld, einschliesslich den Beschleunigungtf- und Bremskräften beim Vorwärtsflug und Beschleunigen in Kurven, zusätzlich zur Schwerkraft in der richtigen 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 Gesamtkraftvektor nicht senkrecht ist. Auch ist es extrem schwierig die relative Höhe bei Handbedienung zu steuern, weil es extrem schwierig ist, Höhenunterschiede nach unten von wenigen Fuss zu messen oder abzuschätzen, wie es notwendig wäre, um korrekte Orthogonalitctt 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, warden in Übereinstimmung mit einem Gesichtspunkt der Erfindung mittels einer Vorrichtung erreicht deren primäre Funktion es ist, die relativen Fluglagen der 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 Steigungssteurung zum Kippen des Hubschraubers, sodass er in die eine oder andere Richtung gezogen wird, erstrecken eich 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 dea Hubschraubers sich dreht, ist. Dies ist in den Figuren 4 bis 7 dargestellt. Wenn das Folgeflugzeug 22, sowie es aus der Figur 5 ersichtlich ist, direk-

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ten 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 Korrekturmas snahmen am Führungsflugseug 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, sowie es durch den Pfeil 44 dargestellt ist, würde dieses die Fluglage so verbessern, dass sie derjenigen der Figur ähnlich würde. Die Anwendung einer Steuerung für den direkten Auftrieb des Flugzeuges um korrekte Betriebsstellungen, sowie sie in den Figuren 1 bis 7 dargestellt sind, zu erreichen, ist ein Hauptmerkmal der Erfindung. In einer Aus führungs form wird dies mittels einer Vorrichtung von der Art erreicht, wie sie in der Figur 8 dargestellt ist, in welcher die gesamte physikalische Dynamik jedes Flugzeuges als Körper, einschliesslich seiner Höhe, Stellung, Beschleunigung und Masse durch die Blöcke 20', bzw. 22' dargestel3.t ist. Vorrichtungen, welche zu j adem Flugzeug gehören, sind in der Figur 8 auf der gleichen Seite derselben dargestellt. In Übereinstimmung mit einem Gesichtspunkt der Erfindung wird das Führungsflugzeug von Hand gesteuert, wobei cer Pilot desselben solche Manöver ausführt, wie sie durch einen Flugplan für den mit zwei Hubschraubern durchgeführten Hebe- und Transportvorgang vorgeschrieben sind. Der Pilot bedient die kollektive Steigungssteuerüng 46 :um direkten Auftrieb (nach oben im Bezugsrahmen des Flugzeuges) . zu erzeugen. Diese Steuerung ist mittels mechanischer Mittel 48, wie etwa Stangen, Winkelhebeln oder Gestänge, usw., mit der kollektiven Steigungssteuerung verbunden, um den Anstellwinkel aller Rotorblätter gleichzeitig zu verändern, sodass das Flugzeug einen Direktauftrieb erfährt. Die kollektive Steigungssteuerung 46 ist direkt mit einem Stellungsfühler 50 verbunden, welcher ein der Stellung 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 schematisch in der Figur 8 dargestellt und durch eine Schleife 53 in der Leitung 52 hervorgehoben, zu einem Summiernetzwerk 54 im Folge-

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flugzeug geführt·, wird. Wem die Flugzeuge in perfekter Formation fliegen, wird 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 sist, um die kollektive Steigungcsteuerung 60 des Folgeflugzeuges zu betreiben. Es ist diese Steuerung, welche mittels ähnlicher Vorrichtungen 62 mechanisch mit allen Rotorblattanstellmechanisrnen 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 Eingangssignale vom Führungsflugzeug zu übersteuern , wenn er es unter irgendwelchen gegebenen Umstanden für notwendig halten sollte.

Die eben beschriebene Steuerung ist dazu geeignet, zu einem in dem Führungsflugzeug induzierten direkten Auftrieb einen entsprechenden direkten Auftrieb im Folgeflugzeug zu induzieren. Jedoch ist ein zusätzliches Eingangssignal zum Summierungsnetzwerk 54 zur Korrektur falscher Flugformationen, wie sie etwa in den Figuren 5 und 7 dargestellt sind, erforderlich.

In Übereinstimmung mit einem Gesichtspunkt der Erfindung ist an der Stange 32 ein Kabelwinkelmessfühler 64 angeordnet, welcher irgendeine der vielen Vorrichtungen, welche geeignet sind, eine Verschiebung des Kabels 26 aus der Senkrechten zur Ebene, in welcher die Stange 32 liegt, zu messen, sein kann. Z.B. kann der Kabelwinkelmessfühler 64 eine einfache bekannte Potentiometeranordnung sein, wie sie sehr oft bei ähnlichen Bedingungen, wie etwa beim Schwebeflug mit Sonarboje benutzt wird. Der Kabelwinkelmessfühler 64 liefert auf einer Leitung 66 ein dem Winkel entsprechendes elektrisches Signal, welches einem Funktionsgenerator 68 zugeführt wird, der dem Summierungsnetzwerk 54 ein Eingangssignal auf einer Leitung 50 zuführt. Die Funktion des Kabelwinkels (Ks + K + K, ) umfasst den Winkel K, dessen A'nderungsgeschwindigkeit Ks (wo s der Laplace-Operator entsprechend — ist) und dessen Integral — . Die Konstan-

■ Uli S

ten K sind Verstärkungsfaktoren und werden weiter unten im einzelnen beschrieben. Das Glied Ks dient zum Da'npfen; das Glied K dient der Lagensteuerung um das Folgeflugzeug 22' in eine Mullage s.u brin-

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in der sein Kabel 26 senkrecht zur Stange.32 steht, das Glied

K liefert eine Langzeitantwort auf sogar kleine Verschiebungsbe-

tra'ge öder andere Langzeit fehler im System, und liefert ebenso ein Eingangssignal in dem Falle, wo eine weitragende Direktauftriebs-Änderung im Auftrieb des Führungsflugzeuges auftritt, um im Folge-

zu.
flugzeug einen zusätzlichen Auftrieb/liefern und die Lücke zu

schliessen.

Somit liefert die in Figur 8 dargestellte Direktauftriebssteuerung einen direkten Auftrieb für den Folgehubschrauber um so das Kabel 26 in einer Stellungzu halten, in welcher es senkrecht auf der Stange 32 steht. Man merke in der Figur 8, dass die Gesamtsteuerung nur dem Folgeflugzeug zugeführt wird und dass nur der Winkel zwischen deiBFolgelcabel 26 und der Stange 32 gemessen wird. Diese Erfindung ist ideal in einem Steuersystem für.: mehrere Hebe flugzeuge, welche alle hierin beschriebenen oder vergleichbare Steuervorrichtungen benutzen.

Andererseits kann die Erfindung der genannten US-Anmeldung 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 FJaIl mag die zum Teil in der Figiar 9 dargestellte Ausführungsform der Erfindung der genannten US-Anmeldung bevorzugt werden. Darin ist ein zusätzlicher Messfühler 22 for das vordere Kabel 24 vorgesehen, um dessen Winkel bezüglich des vorderen Endes der Stange 32 zu messen; der Unterschied zwischen beiden Winkeln wird in einem Summierkreis 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 ein andere Konstante benutzt wird, um der Tatsache Recht zu tragen, dass ein anderer Winkelparameter benutzt wird. Beim Benutzen des Winkelunterschiedes als Direktauftriebsparameter, würde eine Fluglage, die unter Handsteuerung auftreten könnte, sowie es in der Figur K) dargestellt ist, nicht zu einem direkten Auftrieb führen. In der Figur IO fliegen die Flugzeuge 20, 22 zu nahe nebeneinander, wodurch jedes Kabel einen von 90° verschiedenen Winkel bildet. Obwohl dies zu einem gewissen Grade gern

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bei Handsteuerung auftritt, ist die Grosse der Winkel in cbr Figur 10 leicht übertrieben 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 führen. Dies ist jedoch nicht verbessernd, sondern führt in dar Tat dazu, dass ein zu grosser Teil der Last dem Flugzeug 22 zugeführt wird. Andererseits, weil die Winkel in der Fluglage nach Figur iO gleich gross sind, und die Flugzeuge nur zu nähe aneinander fliegen, würde die Anordnung der Figur 9 keinen direkten Auftrieb zur Korrektur der Fluglage liefern, wodurch dem Piloten des Folgeflugzeuges genügend Zeit gegeben würde, um seine Position bezüglich des Fuhrungsflugzeuges 20 zu a'ndern und so die Fluglage der Figur IO durch Handsteuerung zu verbessern.

Eine weitere Ausfuhrungsform dieses Gesichtspunktes der Erfindung der genannten US-Anmeldung ist in der Figur 12 dargestellt, in welcher die Messung des Winkels des Fuhrungsflugzeuges bezüglich der Bezugsplattform des Folgeflugzeuges auf optischem Wege oder durch andere Strahlungen festgestellt wird um, nach Korrektur für die Längs- und Querachse mittels eines Vertikalkreisels, im wesentlichen die gleiche Information als die Ausführungsform der Figur 9 zu liefern. In der Figur 12 kann das Fuhrungsflugzeug 20 mit einem gepulsten elektromagnetischen Strahlungssender 80 versehen sein, welcher einoa auf die Stellung ansprechende Fühler 82 auf dem Folgeflugzeug ansstrahlt, wobei der Fühler 82 so angeordnet ist, dass er ein Null3ignal erzeugt, wenn der Winkel zwischen beiden Flugeeugen dem gewünschten Winkel für die richtige relative Höhe und senkrechte Lage der Flugzeuge bezüglich der Stange 32 entspricht. Der Fflhler 82 kann ein Signal auf eine Leitung 84 zu" einer Summiereinheit 82 erzeugen, welche die Wirkungen des Kippens und Rollens abzieht, welche als elektrische Signale auf der Leitung 88, 90 vom Vertikalkreisel9ß des Folgeflugzeuges zugeführt werden. Das Ausgangssignal der Summiereinheit 86, welches auf der Leitung 76' erscheint, kann 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 die Wahl zwischen einem Vollsteuersystem, wie sie hierein beschrieben worden ist, und der Anwendung

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von nur einer Direktauftriebssteuerung, beiwalcher die anderen .Einstellungen beim Heben einer Last mit zwei Plugzeugen von Hand vorgenommen werden, abhängen.

Die besonderen Konstanten, welche in dem Funktionsgenerator 68, 78 der Figuren 8 und 9 vorgesehen werden können, werden alle in Abhängigkeit von den Parametern einer besonderen Anwendung bestimmt. Die Konstanten für alle hierin beschriebenen Schaltkreise, werden durch eine Stabilitä'tsanalyse 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 Flugzeug erwünscht ist, und die Last selbst. Einstellbar- , keit der Konstanten ist für verschiedene Lastsituationen wünschenswert. Jedochnuss, wie weiter oben kurz beschrieben worden ist, bemerkt werden, dass ein breiter Bereich von Lasten normalerweise nicht mit einem Doppelhebesystem von der beschriebenen Art umfasst wird, weil Lasten, welche unterhalb der Ha'lfte der Maximallast liegen, welche mit beiden Flugzeugen gemeinsam gehoben werden können, 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 des Hebens einer Last mit zwei Flugzeugen zwischen der Maximallast und ungeführ der Ha'lfte dieses Maximums und die Stufen darin können recht breit sein, sodass keine grosse Anzahl von Konstanten erforderlich ist.

Die in der Figur 13 dargestellten Steuerkanäle für die periodische SteigungsSteuerungen für.die Bewegung des Führungsflugzeuges 20' und des Folgeflugzeuges 22' enthalten Abänderungen in der inneren oder Stabilitä'tssteuerschleife. Beim Folgeflugzeug sind ausserdem Abänderungen in der äusseren Steuer^-schleife vorhanden. Die Steuerkreise, welche normalerweise auf Flugzeugen mit direktem Auftrieb, wie etwa Hubschraubern, vorgefunden werden, sind innerhalb der gestrichfeiten, das automatische Flugsteuersystem andeutenden Linien dargestellt. Periodische Steigungssteuerungen fürdie Bewegung um die Längsachse von dieserType, sowie Steuersysteme für die periodische

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Steiguncj£3steueru -vj für die bewegung um die Querachse und die kollektive Steigungssteuerung und andere Grundutcuersystemsfür Hubschrauber sind in einem automatischen Flugsteuerungssystem dargestellt, welches im US-Patent Kr. 3.071.355 beschrieben ist. Wie _j weiter oben angegeben worden ist, steuert der Pilot das Ftfhrungs- -*> flugzeug, das allein auf die innere Stabilitiitssteuerschleife des die innere Steuerochleife nach der vorliegenden Erfindung anspricht. Der Pilot kann beim Bedienon eines Vierwegs teuerhebe Is für die periodische Steigungssteuerung die seitliche und Längsbewegung des
Flugzeuges durch Hervorrufen einer periodischen Änderung des Anstellwinkels der Rotorblätter steuern. Der Teil des Steuerhebeleingangs, welcher die periodische Steigungssteuerung für die Seitenbewegung betrifft, ist als periodische Steigungssteuerung um die Längsachse 100 bezeichnet. Die Verstellung der Steuerung 100 wird mit einem mechanischen Eingangssignal von einem elektromechanischen Stellglied 102 in einer geeigneten mechanischen Summiereinheit 104, welche irgendeine geeignete Form von Stangen, Winkelhebeln, 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 angenommen, dass das Flugzeug sich in einem orthogonalen Koordinatensystem befindet, dessen X-Koordinate mit dem Kurs des Flugzeuges übereinstimmt, dessen Y-Koordinate sich in einer Ebene mit der X-Koordinate bdindet, aber nach Steuerbord hin gerichtet ist, und die Z-Koordinate senkrecht zur XY-Ebene nach unten bezüglich des Flugzeuges verläuft.So bewirkt das Rollen des Flugzeuges eine seitliche Bewegung in der
Y-Richtung. In einem automatischen Flugsteuersystem der genannten Type spricht das elektromagnetische Stellglied 102 direkt auf einen Funktionsgenerator 106 an, welcher ein Rollgeschwindigkeitssignal liefert, wie es von einem Rollkreisel lOB im Flugzeug gemessen
wird, welches durch das elektromagnetische Stellglied 102 der mechanischen Bewegung der periodischen Steigungssteuerung 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.

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Dies ist eine Stabilitätsform, welche normalerweise von der inneren Steuerschleife des Flugzeuges dieser Type in Obereinstimmung mit den Lehren der Technik geliefert wird.

In Übereinstimmung mit der Erfindung der genannten US-Anmeldung wird die Bewegung der periodischen Steigungssteuerung für die Längsachse 100 einem Stellungsmessfühler 110 zugeführt, um auf einer Leitung 112 ein elektrisches Signal zu erzeugen, welches eine Darstellung der Stellung der Steigungssteuerung 100 ist. Die Leitung 112, ähnlich wie die Leitung 52 in der Figur 8, erstreckt sich nach unten entlang des Kabels 24, über 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 Summiereinheit 116 zugeführt, deren Ausgang mittels eines elektromechanischen Stelldi.edes 118 umgewandelt wird, um die periodische Steigungssteuerung für Bewegung um die Längsachse 120 desFolgeflugzeugeszn treiben. Die Steuerung 120 ist mit der Ausnahme, dass sie durch das elektromechanische Stellglied angetrieben werden kann, die gleiche wie die Steuerung 100 oder andere bekannte periodische Steigungssteuerungen. Ihr Ausgangssignal ist eine mechanische Bewegung, die in einer geeigneten Summiervorrichtung 122 mit einem mechanischen Eingangssignal von einem elektromechanischen Stellglied 124 kombiniert wird, das auf die innere Steuerschleife des automatischen'Flugsteuerungssystems des Folgeflugzeuges anspricht. Beim Handbetrieb eines Flugzeuges steuert der Pilot das Flugzeug selbst, während er die Instrumente beobachtet um das Flugzeug wieder in die horizontale Lage zu bringen, nachdem eine Kurve geflogen oder die Höhe: verändert wurde. Damit das Folgeflugzeug in Übereinstimmung mit .der Erfindung freihändig geflogen werden kann, erhält die äussere 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 Flugäsuerungssystemen von Flugzeugen bekannter Art benutzt wird. Obschon es in dieser An-

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meldung nicht dargestellt ist, kann das Führungsflugzeug .20' auch EingangesignaIe von Kreiseln zur periodischen Steigungssteuerung erhalten .um die automatische Steuerung in einer horizontalen Ebene zu erlauben. Der Rollkreisel 128 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 dasD auf der Leitung 115 ein grosses Signal auftritt und dies fordert, wird das Vorzeichen des Signals auf der Leitung 126 derart sein, dass es die elektromagnetische Stellvorrichtung 128 dazu bringt, die periodische Steigungssteuerung um die La'ngsachse 120 so zu verstellen, dass das Flugzeug in eine aufrechte Lage zurückkehrt. Obwohl eine Geschwindigkeitssteuerung normalerweise in der Steuerschleife des automatischen Flugsteuerungssystems vorgesehen ist, würde die Geschwindigkeitssteuerschleife die Rollbewegung stoppen, aber dieselbe nicht korrigieren; dies ist der Grund warum ein zusätzliches Eingangssignal von dem Rollkreisel zur Summiereinheit 116 der Susseren Steuerschleife erforderlich ist. Das Rollgeschwindigkeitssignal wird von einem Verstärker 130 dem elektromagnetischen Stellglied 124 zugeführt, um so eine Stabilisierung der Rollbewegungen zu liefern, wie es weiter oben bezüglich desFührungsflugzeuges 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 dargestellt ist, ist. Die Natur und Funktion dieses Eingangssignals wird mit weiteren Einzelheiten unter Bezugnahme auf die Figur 16 weiter unten beschrieben; seine Wirkung auf die periodische Steigungssteuerung für die Bewegung um die La'ngsachse besteht jedoch darin eine Änderung der periodischen Steigung zu bewirken, sodass das FlugzagsLch in Y-Richtung bewegt und so in seine korrekte Stellung bezüglich der gewünschten Formation zurückkehrt.

Unter Bezugnahme auf die Figur 13 wurde also bis jetzt eine periodische Steigungssteuerung für die Bewegung der Flugzeuge um die La'ngsachse beschrieben, welche die grundlegenden inneren Steuerschleifen des Führungs- und des Folgeflugzeuges enthält, wobei die äussere Steuerschleife des Folgeflugzeuge3 von der Handsteuerung

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des Fü'hrungsflugzeuges abhängig ist, so wie es in der .genannten US-Anmeldung besahrieben und beansprucht 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 Summiereinheiten 132, "134, welche Eingangssignale zusätzlich zu denjenigen erhalten, welche die Rollgeschwindigkeit von den Verstärkern 106, 130 darstellen. Die anderen Eingangssignale zu den Summiereinheiten 132, 134 beziehen sich auf die Stellungsstabilita't und die Stabilität der Kabel 24, 26, Insbesondere wird die Beschleunigung in der Y-Richtung durch Y-Beschleunigungsaufnehmer 136, 138 gemessen, deren Signale an die zugehörigen Surnmiereiriheiten 140, 142 weitergeleitet werden. liegen der bekannten Tatsache, dass irgaideine Rollbewegung des Flugzeuges eine kleine Schwerkraftkomponente in der Y-Richtung der Trägheits·- bezugsplattform des Flugzeugträgers bewirkt, erhalten die Summiereinhei±enl40, 142 jeweils Eingangssignale entsprechend dem Sinus des Rollwinkels von zugehörigen Funktionsgeneratoren 144, 146, welche von der Y-Beschleunigung eine Grosse gleich der Erdbeschleunigung mal den Sinus des Rollwinkels abziehen. Das resultierende Ausgangssignal jeder Summiereinheit 140,142 enthält eine Signalkomponente der wahren Y-Komponente der Beschleunigung in der Trägheitabezugsplattform des Flugzeuges. Diese Signale werden zugehörigen Tiefpassfiltern 148, 150 zugeführt, welche hochfrequentes Geräusch, Schwingungen und dergleichen ciusfiltern. Die Ausgangssignale der Filter 148, 150 werden zugehörigen Summierungseinheiten 152, 154 zugeführt, um so den Summiereinheiten 132, 134 negative Signale zuzuführen, welche eine Beruhigung gegen zyklische Steigungsänderungen für die Belegung 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 24, 26 vorzugsweise nach unten aus dem Flugzeug von

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einer Kabelwin-⁴ - -us, wie '-a aus dem Stande der Technik bekannt ist. Dabei läuft 'lag Kabel durch ein Paar mit Federn vorgespannten

Je bi^YZ-

Kabelütellunysfühler, wovon/einei- in der XZ-^vbene ausgerichtet ist, '¹Tf₁ die Bewegung in X-^llichtung zu messen. Die Messarrne 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. In der Figur 13 besitzt jedes Flugzeug einen Kabelwinkelmess fühler 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 Summiereinheiten 170, 172 Signale, welche eine Funktion der Änderungsgeschwindigkeit des gemessenen Winkels ist, wobei diese Signale in bekannter Weise für Da'rapfungszwecke benutzt werden. Sie dienen dazu die Pendelbewegung der Last zu verhindern. Die Funktionsblöcke 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 Funktionsblöcko 168, 169 benutzen die gleiche Konstante wie die verwandten Blöcke 166, 167, liefern aber ein winkelbegrenztes Integral des Winkels; dies sindVerzögerungsfilter mit der Zeitkonstante "n". Somit liefern die Funktionsblöcke 168, 169 anfangs kein Ausgangssignal, aber nach mehreren Zeitkonstanten liefern sie das gleiche Ausgangssignal wie die verwandten Funktionsblöcke 166, 167, wie es in der oben genannten US-Anmeldung beschrieben und beansprucht worden ist. Wenn also eine zusätzliche A'nderung der Lage des zugehörigen Kabels 2Λ, 26, bezüglich des Bezugsrahmens des zugehörigen Flugzeuges 20',22' auftritt, besteht an dem zugehörigen Verstärker 166, 167 ein entsprechendes Aungpngssignal, welches versucht das zugehörige Flugzeug seitlich zu bewegen um den seitliche Winkelabweichung dea Kabels 24, 26 zu entfernen. Jedoch, wenn diese Winkelabweichung innerhalb von Sekunden nicht entfernt wird, dann deutet dies auf ein

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Manöver'des Flugzeuges hin, welches erfordert, dass ein Gesamtseitenwinkel zwischen dem Flugzeug selbst und dem zugehörigen Kabel 24, 26 besteht. Solch ein Fall tritt beim Fliegen einer Kurve auf, sowie.es in der Figur 6 dargestellt ist. Obschon es in der Figur 6 scheint, als ob die gesamte Formation so verschoben worden ist, dass sie einen Winkel mit der horizontalen Ebene bildet, befinden sich die Flugzeuge näher an der horizontalen Lage als der Rest der Formation, d.h. die Spreizstange 32. Um also die Formation der Figur 6 beizubehalten, werden die Flugzeuge einen kleinen Seitenwinkel bezüglich der zugehörigen Kabel bilden, weil eine Kurve geflogen wird, die Flugzeuge beginnen die Kurve zu fliegen und die Ladung bleibt beim Fliegen der Kurve, wegen der wirkenden Widerstandskräfte und Tra'gheitskrä'fte immer hinter den Flugzeugen zurCfck. Dieser kleine Winkel wird durch die Tatsache beibehalten, dass die begrenzten Integrationseinheiten 168, 169 die Ausgangssignale der Verstärker 166, 16.7 nach einigen Zeitkonstanten auslöschen, um den Kabeln zu erlauben ihre eigene Lage in einem Manöver einzunehmen. Die kleine Istnacheilung ist der in die ein begrenztes Integral erzeugende Funktionseinheit 163, 169 angebaute Nacheilung gleich.

Die Art und Weise die Funktionsblöcke und Summiereinheiten in der Figur 13 anzuordnen, kann abgeändert werden um das gleiche Resultat in exnfacherer Anordnung zu erzielen, falls dies erwünscht ist.

Die periodischen Steigungssteuerungen für die Bewegungum die Querachse, v;elche in der Figur 14 dargestellt ist, sind mit den· periodischen Steigungssteuerungen für die Bewegung um die Längsachse, 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' berücksichtige!! die begrenzten Integratoren 178, 180, am unteren Rande der Figur 14 in Übereinstimmung mit der Erfindung, Belastungen wä*hrend der Beschleunigung und im Vorwärtsflug, sowie es in der Figur_4 dargestellt ist.

Obschon es für einen Piloten relativ einfach ist den Kurs des Folgeflugzeuges im wesentlichen gleich dem Kurs des Führungsflugzeuges einzubchalten, um so eine stabile Lage der Last bezüglich der

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Flugzeuge einzubehalten, wenn in einer stabilen Formation geflogen ^! wird, liefert die Erfindung der genannten US-Anmeldung eine automatische Steuerung des¹ Kurses des Folgeflugzeuges, sowie 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 die Kurs des Führungsflugzcuges 20 zu ändern, mechanisch mit einem Stellungsfühler 184 verbunden, der auf einer Leitung 106 ein Signal erzeugt, welches die vom Piloten induzierte Bewegung des Pedals 102 darnteilt. Die Leitung 186 erstreckt sich nach unten entlang des Kabels 24, über die Stange 32 und wieder nach oben entlang des Kabels 26, wie es hierin durch die Schleife 186' irt 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 zu betätigen, das mechanisch mit dem drehenden Ruder (oder Heckrotor) des Folgeflugzeuges 20' verbunden ist. Somit bewirkt die Bewegung der Steuerung 182 des Ruders im Führungsflugzeug eine ähnliche Bewegung der Steuerung 196 des Ruders im Folgeflugzeug. Jedes der Flugzeuges 20' und 22' ist mit einer inneren Steuerschleife für das drehende Ruder versehen, die ein elektrisches Signal eines zugehörigen Kreiselkompasses 180,200 benutzt, das den Kurs des Flugzeuges angibt und welches durch einen Differentiator 202, 204 einem elektromechanischen Stellglied 206, 208 zugeführt wird, um ein mechanisches Eingangssignal für die Bewegung einer Summier vorrichtung 110, 112 zu liefern und so A'nderungen des Kurses, welche durch die Verstellung der Pedale 182, 196 bewirkt werden, zu stabilisieren.

In dieser Beschreibung bezeichnet der Buchsaabe W einen Winkel, sowie etwa den Kurs, und ein Index wird dazu benutzt um den Kurs des Führungsflugzeuges, des Folgeflugzeuges, der Spreizstange,des Fehlers zwischen dem Kurs des Führungsflugzeuges und dem Kurs der Spreizstangc, den gewünschten Prima'rwinkel der Formation, usw. zu h&> zeichnen. So ist der Kurs des Führungsflugzeuges in der Figur 3 mit W_ angegeben, der Kurs des Folgeflugzeuges mit Vl und der Kurs der Spreizstange mit W und der Fehler zwischen dem Kurs des Führungs-

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flugzeuges und dem Kurs des Folgeflugzeuges mit W_E· In Übereinstimmung mit einem Gesichtspunkt der Erfindung, so wie er in der Kurs-Steuerung der Figur 15 dargestellt ist, wird das Kurssignal des Folgeflugzeuges (T\L) auf einer leitung 213 von dem Kurssignal des Föhrüngsflugzeuges (W..)' auf einer Leitung 214 in derer Summiereinheit 215 abgezogen. Die Leitung 214 erstreckt sich nach unten entlang des Kabels 24 über die Stange 32, und wieder nach oben entlang des Kabels 26, sowie es durch die Schleife 214' in der Leitung 214 angedeutet ist. Der Unterschied der Kurve "W wird einem Funktionsblock 215 zugeführt, welcher mit dem Funktionsblock 68 in der Figur 8 identisch ist, mit der Ausnahme, dass unterschiedliche Konstanten darin benutzt werden können. Dieser Block erzeugt ein Ausgangssigbal, welches die absolute Differenz der Kur#e, die A'nderungsgeschwindigkeit der Kursdifferenz und die akkumulierten Kursdifferenzen enthält, indem Funktionen KS, KK, welche weiter oben beschrieben worden sind, benutzt werden. Das Ausgangssignal des Blocks 216 wird über eine Leitung 217 der Summiereinheit 192 zugeführt, um so eine korrigierende a'ussere Schleifensteuerung für den Kurs des Folgeflugzeuges in Abhängigkeit von dem Ist-Kurs des Flugzeuges zu liefern. Somit spricht die a'ussere S teuer schleife der Kurssteuerung des Folgeflugzeuges in Übereinstimmung mit der Erfingung,nicht nur auf Kommandos des Piloten im Führungsflugzeug an, um dan Kurs zu ändern, wie das in der genannten US-Patentanmeldung gesagt ist, aber auch auf den Unterschied im Ansprechen der beiden Flugzeuge, welcher durch Funktionen des Unterschiedes des Ist-Kurses zwischen beiden Flugzeuges berücksichtigt werden. Es sollte bemerkt werden, dass im Fall der Kurssteuerung der Figur 15 keine A'nderungen der innerei Steuerschleife in einem der Flugzeuge vorzunehmen sind; die A'nderungen, welche für die Erfindung erforderlich sind, sind nur eine relative Kurssteuerung über die äussere Steuerschleife des Folgeflugzeuges in Abhängigkeit von dem tatsächlichen relativen Kurs des Führungsflugzeuges.

Die Beibehaltung einer gewünschten Formation- wird mit Hilfe der in der Figur 16 dargestellten Stellungssteuerungen unterstützt, so wie es in der genannten US-Anmeldung beschrieben und beansprucht ist. Diese Steuerungen sprechen auf Kurssignale an, walche in der

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Figur 15 abgeleitet werden. Eine Summiereinheit 220 spricht auf das dem Kurs des Führungsflugezuges (W ) entsprechende Signal vom Kreiselkompass 193 und das dem Kurs der Spreizstange (W_) entsprechende

ti

Signal vom Kreiselkompass 222, welcher direkt auf der Spreizstange 232 montiert ist, nn. Der Kreiselkompass 222 ist 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, ist es dadurch mo'glich den primären Winkel (W , Figur 3) einer gewünschten Formation sehr einfach ohne Änderung der Lage des Kreiselkompasses 222 auf der Stange 32 zu ändern. Der Kreiselkompass 222 ist über Leitungen 223, welche sich entlang der Stange bis zum Kabel 24 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 V7 des Führungsflugzeuges 20, der Bewegungskurs W 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 gewünschten Abstände in X- und Y-Richtung (X , Y) stehen mit der Länge der Stange (L) und dem gewünschten Primärwinkel der Formation (W ) durch folgende Gleichungen in Beziehung:

(1) X = Leos W , und

(2) Y_D = Lsin W_D.

Um die X- und Y-Fehler in der Formation zu finden, sodass 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 den Fehler X„ in der X-Richtung:

Cl

(3) X_E = X - X_D

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- 23 ~ . 2236850

(4) β Laos (W_L - W_M) - Leos W_ß . · ·

(5) = Leos [w_L-(W_B+ W₀)] - Leos W₀

(6) = Laos (W_L- W_B - W₀) - Laos W_ß

(7) X_E = Leos [(W₁J - W_B) - W₀] - Leos W_ß

In ShnlicherWaise wird der Fehler in Y-Richtung durch die Gleichung

(8) Y_E = Lsin [(W_L - W_B) - W₀] - Lsin W₀

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. Für jede der Gleichungen (7) und (8) wird das Glied (W₃^ - W_ß) auf einor Leitung 234 einer Summiereinheit 236 zugeführt, welche davondas. Glied W_n, das ihr auf einer Leitung 230 von einem Stellungsfühler 240, der mechanisch durch einen W„- Steuereingang 242 eingestellt wird, zugeführt wird, abzieht. Mit anderen Worten, der PriTna'rwin~ kel, v/elcher 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 Winkeleingangssignal an das Summiernetzwerk 232 zu liefern. Das Gesamtglied T(Wt ~ WtJ - W_l wird so der Summiereinheit 236 auf der

I. Jj B UJ

Leitung 244 zugeführt. Dann liefert ein Paar Funktionsgeneratoren · 246, 248 L mal Cosinus und L mal Sinus dieses Gesamtwinkels an zugehörige Summiereinheiten 250, 252. in ähnlicher Weise liefern Funktionsgeneratoren 254, 256 L mal Cosinus und L mal Sinus des gewünschten Winkels W auf einer Leitung 238 an die Summiereinheit 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 Funktionsblöeke 258, 260 umgewandelt: in jeder der Einheiten 258, 260 wird das Glied Ks sofort ein Eingangssignal erzeugen, um die Änderung des Fehlars in X- oder Y-

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Richtung zu stoppen und das Glied K v/ird versuchen den Fohler zu entfernen, nachdem einmal die Änderung eliminiert worden ist. Diese Signale v/erden, wie weiter oben beschrieben worden ist, den Figuren 14 und 13 zugeführt, um so direkte Eingangssignal© für de ä'ussere Steuerschleife 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.

Die Vorrichtung, welche bis jetzt beschrieben worden ist, kann 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, welches die Merkmale dieser Erfindung verwendet, benutzt v/erden kann. In der Figur 17 wird das Flugzeug 280 mittels einer Handsteuerung 282 in Abhängigkeit von Verstellung derselben durch den Piloten 284 gesteuert. Jedoch v/ird die Steuerung durch mechanische Eingangssignale verändert, welche über eine elektromagnetische Betätigungsvorrichtung 28G zugeführt werden, welche auf ein TrSgheitsssystem 288 im Flugzeug anspricht. Somit enthält eine innere Steuerschleife A'nderungen, im Vergleich zu den vom Piloten ausgeführten Bewegungen. Die a'ussere Steuerschleife umfasst den Piloten, die Handsteuerung 282, die tatsächlichen A'nderungen der Stellung der Steuerflächen des Flugzeuges 280, das Ansprechen des Flugzeuges (dargestellt durch den Block 290) als auch die Beobachtung des Piloten dieses Ansprechens; die Reaktion des Piloten als Antv/ort auf seine Beobachtungen schliesst die äussere Steuerschleife des Steuersystems.

Ein Gesichtspunkt eines Flugsteuerungssystems für d^s Heben von Lasten mit mehreren Flugzeugen, welches die Merlanale der vorliegenden Erfindung anwendet, ist leicht mit der inneren und a'usseren Steuerschleife des bekannten Flugzeuges in der Figur 17 direkt vergleichbar. In der Figur 18 hat das Flugzeug 20' die gleiche a'ussere Steuerschleife einschliesslich dem Ansprechen des Flugzeuges 209, dem Piloten 284 und der Handsteuerung 282. Jedoch weicht die a'ussere Steuerschleife des Folgeflugzeuges bedeutsam ab, weil sie einfach auf die Bewegung de3 Führungspiloten 207 anspricht, weil der Stellungsfühler 292 elektrisch über ein Kabel 294, welches nach unten entlang des Kabels 24, über die Spreiz-

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stange 32 und wieder nach oben entlang des Kabels 26 (angedeutet durch die Bezugsziffer 294") la'uft, ,mit einem elektromagnetischen Stellglied 296 verbunden ist, welches die zugehörige Handsteuerung 298 im Folgeflugzeug 22' betätigt. Der Pilot 300 des Folgeflugzeuges kann die Handsteuerung 298 übersteuern, falls dies erwünscht ist,'.Die äussere Steuerschleife des Folgeflugzcuges umfasst auch Funktionen des relativen Kurses und Trägheitseingänge,· um das Folgeflugzeug in einer korrekten horizontalen Lage in der gewünschten Formation zu halten. Ein zusatzlicher Gesichtspunkt des Systems ist, dass jedes der Flugzeuge, zusätzlich zu der originalen inneren Steuerschleife, sowie sie in der Figur 16 dargestellt ist zusätzliche innere Steuerschleifen enthält, welche auf die Trägheitssysteme 302, 304 des entsprechenden Flugzeuges und auf die Winkelmessfühler 306, 308 für die zugehörigen Winkel der Kabel, welche sich zwischen den Flugzeugen und der Spreizstange232 erstrecken, * ansprechen. Die zusätze zu den entsprechenden inneren Steuerschleifen jedes Flugzeuges liefern Formationsstabilität und Laststabili-

Somit umfasst ein System, welches Merkmale der vorliegenden Erfindung benutzt, eine äussere Steuerschleife eines Flugaeugss Steuer funktionen über die physikalische Lagenbestimmung der von. Hand betätigbaren Steuervorrichtungen,welche vom Piloten eines Flugzeuges benutzt werden, um in demselben Ansprechen zu induzieren, eine innere S teuer schleife, S teuere ingä'nge, welche in Bewegungssummiervorrichtungen benutzt werden, um die Ist-Bewegung der Steuerflächen des Flugzeuges gegenüber denjenigen welche durch die Verstellung der Handsteuerung bewirkt würden, um Beträge zu verändern, welche sich auf die Stabilisierung des Flugzeuges beziehen, sowohl bezüglich seines Trägheitsbezugspunktes als auch·gezüblich einer Last, welche von mehreren Flugzeugen getragen wird. Ein Flugzeug, ist das Führungs- oder Hauptflugzeug und seine äussere Steuerschleife 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 Trägheits-, Stellungsrelativen La3t3tellungsstabilitätseingang3signale verändert %verden.

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Dem Folge- oder Nebenflugzeug v/erden andererseits die Bewegungen des ersten Flugzeuges in die Susserc Steuerschleife eingekoppelt, sodass der Pilot des Folgeflugzeuges, falls die Notwendigkeit der Übersteuerung wegen besonderer Umstünde nicht erforderlich ist, beobachtet wie sich die Handsteuerung automatisch in Abhängigkeit von den Bewegungen verstellt, welche ihr mittels Stellgliedern aufgezwungen v/erden. Zusätzlich zur Kopplung der Bewegung der Steuerungen des Führungsflugzeuges in die Steuerungen de3 Folgeflugzeuges, umfasst die äussere Steuerschleife des Folgeflugzeuges eine Kipp- und Rollstabilisation und auch eine Direktauftriebssteuerung, um eine korrekte Höhe über der La3t einzuhalten. Das Folgeflugzeug weist dieselben Eingänge zur inneren Steuerschleife zur Stabilisier rung der absoluten Lage des Flugzeuges und seiner Beziehung zur Last auf, wie das Führungsflugzeug. Somit umfasst die äussere Steuerschleife des Folgeflugzeuges nur die langsameren allgemeinen Stellungseingangskommandos von der Art, wie sie normalerweise vom· Piloten erteilt werden und die innere steuerschleife umfasst die schnelleren Stabilisierungseingangsgrössen, welche der Pilot nor-^ malerweise nicht kompensieren kann und nicht am Steuerhebel fühlen möchte.

Die AusfUhrungsformen wurden primär mit Bezug auf ein System für 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 zur Berücksichtigung gegebene Eigenschaften von Flugzeugen, auch zur Steuerung von mehreren Flugzeugen, welche keine Hubschrauber sind, beim Heben von Lasten benutzt werden kann. Zusätzlich ist die Aus führungs form hierin bezüglich eines Hebevorgangs mittels zwei Hubschraubern beschrieben, aber es sei bemerkt, dass das hierin beschriebene System bei Hebe- und Transportvorga'ngen mit mehr als nur einem Folgeflugzeug benutzt werden kann. Die Art und Weise, in welcher die Anwendung von mehr als einem Folgeflugzeug da3 erforderliche Ansprechen in den anderen Flugzeugen verändert, wird durch eine StabilitStsanalyse des Gesamtsysteme, ein-

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schliesslich der gewünschten Anzahl von Flugzeugen, berücksichtigt. Dies wird selbstverständlich für jede grössere Zahl von Flugzeugen komplexer; jedoch bleiben die Prinzipien dieselben und die zu benutzenden Analysen sind die gleichen %\'ie im Fall von zwei Flugzeugen, welche der Einfachheit halber hier beschrieben worden sind. Auch Kö'nrien Flugzeuge ober drahtlose Mittel, so wie sie etwa in der Telemetrie benutzt werden, miteinander verbunden sein.

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Claims (6)

1. - 28 -

   PATENTANS PRÜCHE

   Einrichtung zur Steuerung mehrerer Flugzeuge, welche gemeinsame Last tragen, wobei je ein Tragkabel sich nach unten von jedem Flugzeug zu einem Spreizelement, welches die Last trägt, erstreckt, jedes Flugezug eine a'ussere Steuerschleife umfasst, in welcher die Verstellung einer Handsteuerung die Verstellung von Steuerflächen des Flugzeuges bewirkt, wodurch eine Lagenä'nderuny des Flugzeuges auftritt-, gekennzeichnet durch Mittel zum Koppeln der Handsteuerung eines ersten Flugzeuges mit derjenigen eines zweiten Flugzeuges zum automatischen Verstellen der Handsteuerung des zweiten Flugzeuges in Abhängigkeit von der Handsteuerung des ersten Flugzeuges erteilten Verschiebung, Mittel zum Messen der relativen Lage des zweiten Flugzeuges und der Last in der Formation, welche aua den Flugzeugen und der Last besteht, Mittel, welche auf die Vorrichtung zum Messen der relativen Lage ansprechen und an die a'ussere Steuerschleife des zweiten Flugzeuges angeschlossen sind, um Signale zu erzeugen, welche auf diese Steuerschleife wirken, um diese so zu verändern, dass die relative Lage des zweiten Flugzeuges bezüglich der Formation gesteuert wird.
2. 2. Steuereinrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Messmittel Mittel zum Feststellen des Winkels des Tragkabels des zweiten Flugzeuges mit dem Spreizelement umfassen, und, dass die Steuermittel Mittel besitzen, welche eine A'nderung des direkten Auftriebs des zweiten Flugzeuges in Abhängigkeit von diesem Winkel erzeugen, wobei der Änderung des Direktauftiiebes eine Bewegung des zweiten Flugzeuges bewirkt, sodass der Winkel in Richtung auf 90 verändert wird.
3. 3. Steuereinrichtung nach Anspruch 1 oder 2, mit einem Trägheitssystem in jedem Flugzeug, gekennzeichnet dadurch , dass die Steuermittel Einrichtungen umfassen, welche an das Trägheitssystem des ersten und zweiten Flugzeuges angeschlossen sind, und auf den Unterschied zwischen dem Kurs des ersten und dem Kurs des zweiten Flugzeuges ansprechen um die äussere Steuerschleife des zweiten Flugzeuges, zu verändern und den Kurs beider Flugzeuge im wesentlichen gleich zu halten.

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4. 4. Steuereinrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, wobei jedes Flugzeug ein Trägheitssystem und eine'auf das zugehörige Trägheitssystem ansprechende innere Steuerschleife zur automatischen Stabilisierung der a'usseren Steuerschleife umfasst, dadurch gekennzeichnet, dass die Messfühler auf jedem Flugzeug Mittel zum Messen des relativen Winkels in Querrichtung und des relativen Winkels in Längsrichtung des zugehörigen Kabels bezüglich der Bezugsplattform des zugehörigen Flugzeuges besitzen" und je ein .·. diesem Winkel entsprechendes Signal erzeugen und, dass die Steuermittel in jedem Flugzeug Mittel umfassen, welche mit dem zugehörigen Messfühler verbunden sind und auf die Winkelsignale ansprechen, um jeweils die äussere Steuerschleife für die Quer- und Längsachse des Flugzeuges in Abhängigkeit von Funktionen des zugehörigen Winkels und dessen Integral zu verändern.
5. 5. Steuereinrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Funktionendes Winkels (Θ) den Unterschied zwischen dem Winkel (ΚΘ) und dem winkelbegrenzten Integral des Winkels

   ΚΘ '

   ( -—τ- ) umfassen, wodurch ein Verzogerungsfilter bereitgestellt

   wird, um ein konstantes Zurückbleiben der Last bezüglich der Flugzeuge zu ermöglichen.
6. 6. Vorrichtung nach Anspruch 2, gekennzeichnet dadurch, dass die Kopplungsmittel a) mechanische Stellungsfühler im ersten Flugzeug umfassen, wovon jeder auf die Verstellung der Handsteuerung für eine gegebene Stellungsänderung des Flugzeuges anspricht und ein elektrisches Signal entsprechend der zugehörigen Verstellung erzeugt, wobei eines die Lageänderungen durch direkten Auftrieb betrifft, b) mehrere elektrische Kopplungsmittel, welche sich.zwischen den ersten und zweiten Flugzeug erstrecken, und wovon jedes einem entsprechenden elektrischen Signal entspricht, und c) mehrere elektromechanisch^ Betätigungsvorrichtungen im zweiten Flugzeug umfasst, wobei jede an ein· zugehöriges elektrisches Kopplungsmittel angeschlossen ist, mit der Handsteuerung verbunden ist, und auf ein gegebenes Signal in den I<bpplungsmitteln anspricht, um so

   in der Handsteuerung des zweiten Flugzeuges eine Verschiebung von derselben Art und im wesentlichen der gleichen Amplitude wie im ersten Flugzeug, welches das Signal erzeugt, zu bewirken, wodurch

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   die Handsteuerung de3 ersten Flugzeuges elektromechanisch mit derjenigen des zweiten Flugzeuges gekoppelt ist, um das zweite Flugzeug entsprechend zu steuern, dass die V/inkelmessfühler ein elektrisches Signal entsprechend dem Winkel erzeugen, und, dass die Steuermittel eine elektrische Summiereinhe.it umfassen, welche an die Winkelmess fühler angeschlossen sind und in Reihe mit einer dex* elektrischen Kopplungsleitungen, welche den direkten Auftrieb betrifft, angeschlossen ist, und gemeinsam auf die Signale und das Winkelsignal anspricht, um das zugehörige elektromechanische Stellglied zu betätigen, wodurch der Direktauftrieb des zweiten Flugzeuges nicht nur in Abhängigkeit von der Steuerbewegung im ersten Flugzeug gesteuert wird, aber auch in Abhängigkeit von dem Winkel zwischen dem Tragkabel des zweiten Flugzeuges und dem Spreizelement«

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   L e e r s e i t e