DE2248453A1

DE2248453A1 - Ueberlastschutzvorrichtung fuer den rotor eines hubschraubers

Info

Publication number: DE2248453A1
Application number: DE19722248453
Authority: DE
Inventors: Knute Coates Hansen; John Charles Mckeown
Original assignee: United Aircraft Corp
Current assignee: Raytheon Technologies Corp
Priority date: 1971-10-07
Filing date: 1972-10-03
Publication date: 1973-04-12
Also published as: FR2156275B1; CA956290A; JPS4846097A; FR2156275A1; IT968690B; US3744928A; GB1346563A

Description

United Aircraft Corporation 2 2 4 8 A 5 3

East Hartford, Connecticut 06108

UBERLASTSCHUTZVORRICHTUNG FÜR DEN ROTOR EINES HUBSCHRAUBERS.

Priorität: USA 187.341
Patentanmeldung vom 7. Oktober 1971

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Überlastschutzvorrichtung für die Blätter eines Rotors eines Flugzeuges bei dem der Auftrieb von einemhorizontalen Rotor erzeugt wird, wie etwa einem Hubschrauber, bei dem die Überlast als Folge einer Überanstellung der Rotorblätter auftritt.

Flugzeuge mit senkrechtem Auftrieb, wie etwa Hubschrauber, haben meist einen Hauptrotor mit mehreren Rotorblättern, deren Anstellwinkel zum Manövrieren des Flugzeuges steuerbar ist. Bei einer ersten Steuerfunktion, gemeinsame Steigungssteuerung genannt, wird allen Blättern gleichzeitig im wesentlichen der gleiche Anstellwinkel vermittelt, mit dem Ziel das Flugzeug senkrecht nach obai (oder wenigstens in einer Richtung senkrecht zur Hauptebene des Rotoisystems) zu heben. Bei einer zweiten Steuerfunktion, der sogenannten periodischen Steigungssteuerung, wird der Anstellwinkel der Blätter durch ihre Winkellage bezüglich, der Richtungsorientation des Flugzeuges bestimmt. Die Längssteigung bewirkt, dass die Blätter einen grösseren Anstellwinkel bei Steuerbord oder Backbord haben, als in der Vorwärts- oder Rückwärtsrichtung, und

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die Quersteigung bewirkt, dass die Blatter einen grösseren Anstellwinkel in der vorderen oder hinteren Stellung haben, als bei Backbord oder Steuerbord. Längssteigung bewirkt ein Kippen des Plugzeuges, welches allgemein als Rollen bezeichnet wird. Um in der Vorwärtsrichtung zu fliegen, ist ein gewisser Grad an La'ngssteigung erforderlich, sodass der Hauptrotor in einem gewissen Sinne das Flugzeug in die Vorwa'rtsrichtung zieht.

Es ist bekannt, dass die Rotorblätter leicht, biegsam und stark sein müssen. Deshalb ist die Stärke selbstverständlich ein Kompromiss mit der Flexibilität und dem geringen Gewicht. Somit bestehen vom Entwurf her Begrenzungen der Last der Rotorblätter, welche toleriert werden kann, insbesondere in einer nachgiebigen Umgebung, ohne dass ein Bruch oder anderer Schaden an den Blättern auftritt. Die Belastung der Blätter tritt als Folge der von den Blättern hervorgerufenen, der Schwerkraft entgegenwirkenden Kräfte auf,welche erforderlich sind, um das Flugzeug in der Luft zu halten. Somit erhöht die Absicht das Flugzeug nach oben zu beschleunigen die Belastung aller Blätter wesentlich. In ähnlicher Weise, wenn das Flugzeug mit nach unten gerichteter Nase fliegt, hat es die Tendenz nach unten zu fliegen und somit ist die Belastung der Blätter kleiner wie beim Flug mit nach oben gerichteter Nase, bei dem das Flugzeug eine steigende Fluglage annimmt, und somit gegen die Schwerkraft beschleunigt wird, wodurch eine grössere Last an den Rotorblättern entsteht.

Es ist wesentlich, dass beim Manövrieren des Flugzeuges der Pilot einen möglichst grossen Steuereinfluss auf die Bewegungen besitzt. Betrachten wir als Beispiel den Wunsch einen Zusammenstoss mit einem benachbarten Flugzeug zu verhindern. Wenn der Pilot über das kreuzende Flugzeug fliegen möchte, zieht er stark am Hebel für die kollektive Steigungssteuerung um das Flugzeug mit einer hohen Steiggeschwindigkeit nach oben fliegen zu lassen. Dies kann aber andererseits eine Oberbelastung der Rotorblätter hervorrufen, sodass ein Bruch oder ein anderer Ausfall des Flugzeuges auftreten kann.

Es ist vorgeschlagen worden, dieses Problem teilweise durch die

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Anwendung eines "G-Meter"-Anzeigers zu kompensieren, -welcher die Beschleunigung des Flugzeuges in der senkrechten Richtung misst. Durch Beobachten des Senkrechtbeschleunigungsanzeigers am G-Meter würde der Pilot die Steuerungseinstellung verändern, um so Schwerkraftbeschleunigungen über denjenigen, welche als sicher bezüglich der Entwurfsgrenzen der Rotorblätter erstellt worden sind, zu vermeiden. In einer verbesserten Ausführungsform dieses·Konzeptes, ist vorgeschlagen worden die mechanische Beanspruchung in einer der Steuerstangen der Rotorblattsteigungssteuerung zu überwachen, diese Belastung ist eine Funktion der Belastung des Rotorblattes um so eine Anzeige an der Steuerkonsole in der Flugzeugkanzel bereitzustellen. Diese Anzeige muss während des Manövrierens,optisch überwacht werden, um sicherzustellen, dass er keine Kommandos gibt wodurch periodische oder kollektive Steigungssteuerungen bewirkt werden, welche eine Überbelastung der Rotorblätter hervorrufen würden. Jedoch erfordert die Rotorlastanzeige noch, dass der Pilot die Rotorlast visuell überwacht und kontinuierliche A'nderungen der Stellung der periodischen und kollektiven Steigungssteuerungen vornimmt, wodurch seine Aufmerksamkeit von der Gefahr, welche er zu verhindern versucht, abgelenkt wird.

Die Stabilität eines Hubschraubers ist in letzter Zeit in mancherlei Hinsicht mittels automatischen Steuersystemen, welche öfters als Stabilitätsschleifen oder innere Steuerschleifen bezeichnet werden, verbessert worden. So sind z.B. zum Verhindern übermässigen Kippens von Flugzeugen Eingangssignale, welche von Kipp- und Rollkreiseln und Kippgeschwindigkeits- und Rollgeschwindigkeitskreiseln erzeugt worden sind, als negative Rückkopplungssignale benutzt worden, um z.B. das Ansprechen des Flugzeuges zu begrenzen oder abzuschwächen, oder um auf andere VJeise die Stabilitätseigenschaft des ,Flugzeuges zu verändern. Jedoch bestehen im Fall des weiter oben beschriebenen Problems einzigartige Schwierigkeiten, welche es bis jetzt nicht ermöglichten,eine automatische Steuerung anzuwenden. So hängt z.B. die Belastung der Rotorblätter vom jeweiligen Anstellwinkel der einzelnen Rotorblätter ab, welcher cius der Summe der Eingangs signale der kollektiven Steigungsstouerung abgeleitet wird. Sollte vom Piloten ein übermässi-

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ges Blattanstellwinkeleingangssignal für eine dieser Steuerungen vorgegeben werden, so ist es unmöglich zu bestimmen, ob die Oberlast von der kollektiven Steigungssteuerung oderTOn der periodischen Steigungssteuerung herrührt. Die Wirkung auf den resultierenden Blattanstellwinkel von der periodischen Steigungssteuerung (nach oben oder nach unten) ist eine zyklische Veränderung um einen mittleren Wert, welcher von der kollektiven Steigungssteuerungsvorrichtung herrührt. Um aber maximale Manövrierfähigkeit zum Verhindern von Gefahrensituation zu erlauben, ist es wünschenswert die maximal möglichen Eingangssignale auf die Belastung der Rotorblätter zu benutzen. Andererseits, falls man dies täte, dann würden, wenn einmal die Grenzen erreicht wären, selbst Veränderungen in der Steuerfunktion, welche der Steigungssteuerung des Rotors zugeführt werden, die Last am Rotor nicht sofort ändern,und so würde die maximale Last durch ein Oberschwingen der Last übertroffen werden. Andererseits, bei anderen Steuerfunktionen, ist die Änderungsgeschwindigkeit der Funktion oft ein Zeichen für eine bevorstehende kritische Lage oder eine andere Begrenzung der Funktion, sodass eine negative Dämpfungsbeziehung benutzt werden kann, um dieses Problem zu vermeiden. Aber in diesem Fall hat die A'nderungsgeschwindigkeit der Last nichts gemeinsam mit dem absoluten Viert der Last. Andererseits, wenn man dies einfach durch Herabsetzen der maximalen Last beim Entwurf berücksichtigte, sodass das Oberscniessen innerhalb erlaubter Grenzen fallen würde, dann würde dieses System, wenn einmal ein stabiler Betrieb erreicht wird, noch davon abgehalten werden seine wirkliche maximale Entwurf sbelastung zu erreichen, wodurch eine unnötige Begrenzung der Manövrierfähigkeit des Flugzeuges über längere Zeitperioden vorge-

geben würden.

Ein anderes Problem ist die Kopplung zwischen periodischer Steigungssteuerung und kollektiver Steigungssteuerung. Betrachten wir z.B. ein Hubschrauber, welcher in geringer Höhe über den Boden schwebt. Wenn eine Gefahrenlage dann forderte, dass eine grosse senkrechte Beschleunigung benutzt werden sollte, um sehr schnell an Höhe zu gewinnen, würde der Pilot normalerweise maximale kollektive Steigung vorgeben. Andererseits, wenn sich das Flugzeug in

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einem begrenzten Raum befindet, etwa zwischen hohen Bäumen, könnte eine gefährliche Lage auftreten, wenn ein Begrenzungssignal, welches die periodische und die kollektive Steigungssteuerung korrigiert, benutzt würde, weil die Korrektur auf ein Eingangssignal "Nase nach unten" an die longitudinale periodische Steigungssteuerung liefern körnte, welche das Flugzeug, dazu brächte, nach unten zufliegen, wobei vielleicht ein Baum oder ein anderes Hinderniss berührt würde. Somit sind solche Steuerfunktionen, welche in einem solchen Flugzeug bezüglich relativ unabhängiger oder lose gekoppelter Parameter benutzt werden, nicht auf das Überlastungsproblem der Rotorblätter anwendbar.·

Die Aufgabe der Erfindung ist es eine Vorrichtung zur automatischen Verhinderung der Überbelastung der Rotorblättereines Flugzeuges, in welchem der Auftrieb durch eine horizontale Luftschraube erzeugt wird, bereitzustellen.

Nach der Erfindung werden Kommandos, welche den Anstellwinkel der Rotorblätter eines Flugzeuges, bei dem der Auftrieb von einem Rotor erzeugt wird, in Abhängigkeit von der Belastung der Rotorblätter begrenzt. Desweitern wird die A'nder ungs ges chwind xgke it der Belastun.g der Rotorblätter dazu benutzt, den Anstellwinkel bei einem ersten Wert für die Last der Blätter zu begrenzen und die Belastung der Blätter selbst wird dazu benutzt, den Anstellwinkel ' bei einem höheren Wert der Belastung der Blätter zu begrenzen. Ausserdem wird die Begrenzung der periodischen Steigungssteuerung zum Verhindern einer übermässigen Last an den Rotorblättern in Abhängigkeit von der Geschwindigkeit und der Kippgeschwindigkeit des Flugzeuges gesteuert, um die Begrenzung auf die periodische Steigungssteuerung von der Begrenzung auf die longitudinale periodische Steigungssteuerung, insbesondere bei niedriger Geschwindigkeit zu trennen.

Die Erfindung erlaubt es einem Piloten jedes gewünschte Eingangssignal an die longitudinale periodische Steigungssteuerung oder die kollektive Steigungssteuerung zu geben, ohne dass die Folgen einer Überbelastung der Rotorblätter auftreten. Die Vorrichtung erlaubt ausserdem dem Piloten auf Situationen zu reagieren, ohne

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dass eine Begrenzung der Handhabung der von ihm bedienten Steuerungen vorliegt. Die Erfindung liefert eine automatische Begrenzung der Belastung an den Rotorblätter η ohne eine übermässige Begrenzung des maximalen Ansprechens, welches möglich ist, ohne Oberschiessen der Belastung in einen gefährliehen Bereich.

Die Erfindung fügt ausserdem eine Isolation zwischen der Begrenzung an der kollektiven Steigungssteuerung und der Begrenzung an der longitudinalen periodischen Steigungssteuerung ein, indem die Wirkung einer Überlast auf die Begrenzung der longitudinalen periodischen Steigungssteuerung als Funktion der Kippgeschwindigkeit des Flugzeuges und dessen Fluggeschwindigkeit verändert wird; bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten oder bei kleinen Kippgeschwindigkeiten, wird eine Ober-belastung nur eine kleine Wirkung auf die longitudinale periodische Steigungssteuerung haben, während die volle Wirkung in der kollektiven Steigungssteuerung auftritt. Bei hohen Geschwindigkeiten oderbei hohen Kippgeschwindigkeiten ist die Wirkung der Begrenzung auf die longitudinale periodische Steigungssteuerung grosser. ,.,_ί>:·

Die Vorrichtung der Erfindung kann leicht mit bekannten Bauelementen und verfügbaren Techniken aufgebaut und leicht in ein bestehendes Flugzeugsteuersystem eingebaut werden.

Die Erfindung wird nun an Hand der beiliegenden einzigen Zeichnung näher beschrieben, in welcher eine bevorzugte Ausführungsform derselben als vereinfachtes schematisches Blockdiagramm dargestellt ist.

Bei einer bevorzugten AusfUhrungsform der Erfindung, welche jetzt beschrieben wird, wird angenommen, dass das Flugzeug mittels Steuereinrichtung gesteuert wird, welche mechanische Betätigungsvorrichtungen umfassen, welche auf die mechanische Bewegung der Handsteuerung oder Hebel und der mechanischen Veränderungen derseben als Folge eines elektronischen Steuersystems ansprechen. Bei einem Flugzeug dieser Art wird der Anstellwinkel der Rotorblätter mittels einer kollektiven Steigungssteuerschleife einer longitudinalen periodischen Steigungssteuerschleife und einer lateralen periodischen Steigungssteuerschleife gesteuert. Der Kurs des

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Flugzeuges wird mittels einer Steuerung für ein rotierendes Ruder gesteuert. Die Erfindung betrifft jedoch nur die kollektive Steigungssteuerung und die longitudinale periodische Steigungssteuerung und die Beschreibung wird deshalb auch auf diese begrenzt. Dabei ist zu beachten, dass der Anstellwinkel des Rotors nicht mit dem Anstellwinkel des Flugzeuges (Nase nach oben oder Nase nach unte) verwechselt wird.

In der Zeichnung ist ein Flugzeug 1 dargestellt, welches eine Geschwindigkeitsanzeigevorrichtung 2, einen Kippgeschwindigkeitskreisel 4 und einen Kippkreisel 6 hat; all dies sind bekannte Vorrichtungen. Eine kollektive Steigungssteuerung 8 liefert ein mechanisches Eingangssignal an eine Summiereinheit, deren Ausgang den Anstellwinkel aller Rotorblätter12 gleichzeitig steuert. Eine periodische Steigungssteuerung 14 liefert ein Eingangssignal an eine Summier einheit 16, deren Ausgangssignal den Anstellwinkel der Blätter 12 periodisch in der Längsachse steuert, wodurch das Flugzeug eine Fluglage einnimmt,bei welcher die Nase entweder nach oben, nach unten oder in horizontaler Richtung zeigt. Ein weiteres mechanisches Eingangssignal zur Summiereinheit 16 stammt von einer elektromechanischen Betätigungsvorrichtung 18 an die ein elektrisches Eingangssignal geliefert wird, welches eine mechanische Bewegung am Eingang der Summiereinheit 16 erzeugt. Die elektromechanische Betätigungseinrichtung 18 wird von einem Summiernetzwerk 2o angetrieben, welchegdie in Übereinstimmung mit der Erfindung abgeleiteten Signale mit den Signalen kombiniert, welche normalerweise in einer inneren Stabilitätssteuerschleife benutzt werden. Solche Signale können von einem Paar Verstärker 22, 24 jeweils in Abhängigkeit von den Ausgangssignalen des Kipp~ kreiseis 6 und des Kippgeschwindigkeitskreisels 4 erzeugt werden. Diese Eingangssignale bewirken in bekannter Weise eine Stabilisierung der Kippbewegung des Flugzeuges. Ein weiteres Eingangssignal zum Summiernetzwerk 2o wird von einem, elektronischen Multiplikationskreis 26 erzeugt, welcher ein Ausgangssignal liefert, das eine Funktion des Produktes aus zwei getrennten Eingangssignalen ist. Eines der Eingangssignale zum Multiplikationskreis stammt von einem Verstärkerkreis 28, dem ein grobes Grenzsignal

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von einem Summiernetzwerk 3o zugeführt wird, dessen Ausgangssignal eine Funktion der Summe der dem Netzwerk ober ein Paar Torschaltungen 32, 34 zugeführten Signale ist. Jede der Torschaltungen 32, 34 lässt in Abhängigkeit von einem an einem entsprechenden Eingang 40, 42 auftretenden positiven Eingangssignal ein Eingangssignal von einem zugeordneten Verstärker 36, 38 durch. Der Versta'rker 36 hat eine lineare Verstärkungskennlinie, aber der Verstärker 38 liefert eine Funktion der A'nderungsgeschwindigkeit der Last, das durch den LaPlace-Operator "S" angedeutet ist. Das Eingangssignal am Eingang 40stammt von einem Summiernetzwerk 44, welches immer dann einSignal erzeugt, wenn die Ladung am Rotorblatt über einem oberen Schwellwert der Last liegt, wie er von einem Oberen-Schwellwert-Generatorkreis 46 erzeugt wird. In ähnlicher Weise wird der Eingang 42 von einem positiven Signal eingeschaltet, das von einem Summiernetzwerk 48, in Abhängigkeit von der Last in den Rotorblättern erzeugt wird, wenn dieselbe über einem unteren Schwellwert liegt, welcher von einem Unteren -^Schwell ~ wert-Bteuerkreis 50 festgelegt wird.Um die Last an dem Rotorblatt zu bestimmen, sind Mittel zum Messen der Last an wenigstens einem der Rotorblätter vorgesehen, so wie etwa eine Spannungsmessonde 51, welche an einer Schubstange (nicht dargestellt) festgemacht ist, welche üblicherweise dazu benutzt wird, den Anstellwinkel des Rotorblattes zu verändern. Das Ausgangssignal der Spannungsmessonde 51 erscheint auf einer Signalleitung 52 sowohl als Eingangssignal für die Verstärker 36, 38, als auch für die Summiernetz-werke 44, 48 welche das Tasten der Verstärker 36, 38 steuern.

Der Ausgang des Surtuniernetzwerkes 30 ist zusätzlich zu seinem Anschluss an den Verstärker 28 auch an einpn Verstärker 54 angeschlossen, welcher eine elektromechanische Betätigungsvorrichtung 56 antreibt, um dadurch ein begrenzendes Eingangssignal an die Summiereinehit 10 zu liefert und die Wirkung der dieser Einheit zugeführten Bewegung der kollektiven Steigungssteuerung zu begrenzen, wenn die beim Entwurf des Rotorblattes festgelegte Last überschritten wird.

Nehmen wir an, dass das Flugzeug fliegt und dabei seine Rotorblätter um einen bestimmten Betrag geraeinsam angestellt sind, und ei-

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ne Gefahrensituation auftritt, sodass der Pilot den Hebel der kollektiven Steigungssteuerung "verstellt, um dadurch eine grosse vertikale Beschleunigung auf das Flugzeug wirken zu lassen. Die Belastung der Blätter wird sehr schnell zunehmen, sodass die Spannungsmessonde 51 ein ansteigendes Signal erzeugt, weiches, wenn es grosser als das statisch erzeugte untere Schwellwertsignal des Verstärkers 50 ist, ein positives Ausgangssignal am Summiernetzwerk 48 erzeugt, sodass die Torschaltung 34 eingeschaltet . wird und vom Verstärker 31 ein Signal durchläset, welches eine Funktion der Änderungsgeschwindigkeit desSignals der Spannungsmessonde ist, also eine Funktion der Änderungsgeschwindigkeit der Belastung der Rotorblätter ist. Dieses Signal wird von der Torschaltung 34 zum Summiernetzwerk 30 weiter geleitet und wird sofort beide Verstärker 28, 54 treiben. Die Wirkung der Summiereinheit 10 bezüglich der kollektiven Steigung ist allein eine Funktion des Ausgangs des Verstärkers 54. Jedoch hängt die Wirkung, welche sie auf die Summier einheit 16 bezüglich der longitudinalen periodischen Steigung hat, von dem Ausgangssignäl des ■ Verstärkers 26 ab, das seinerseits vom Ausgangesignal eines Paares von Verstärkers 58, 60 abhängt. Der Verstärker 58 liefert ein Signal, welches eine Funktion der Änderungsgeschwindigkeit des Anstellwinkels des Flugzeuges ist, während der Verstärker 60 ein Signal liefert, das eine Funktion der Geschwindigkeit des Flugzeuges ist. Wenn das Flugzeug mit niedriger Geschwindigkeit und einem relativ konstanten Anstellwinkel fliegt, dann bewirken die Eingangs signale der Verstärker 58, 60 an die Multiplikationseinheit 26 an dieser ein Ausgangssignal, welches einem kleinen Bruchteil des vom Verstärker 28 daran gelieferten Signales ist. Andererseits aber, wenn das Flugzeug mit hoher Geschwindigkeit fliegt und eine bedeutende Änderungsgeschwindigkeit des Anstellwinkels vorliegt, dann wird ein grösserer Bruchteil des Ausgangssignals des Verstärkers 28 dem Summier netzwerk 20 durch die Multiplikatoreinheit 26 zugeführt. Sollte das Flugzeug mit hoher Geschwindigkeit und einer hohen Änderungsgeschwindigkeit des Anstellwinkels fliegen, dann kann dem Summiernetzwerk 20 ein Signal zugeführt werden, welches über dem Ausgangssignal des Verstärkers 28 liegt. Mit anderen Worten, das Ausgangssignal des Verstärkers

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26, als Funktion des Produktes aller drei Eingangssignale, kann von einem sehr kleinen Bruchteil des Ausgangssignales des Verstärkers 28 bis zu einem weit über dem Ausgangesignal des Verstärkers 28 liegenden Signal fuhren.

Sowie die Belastung der Rotorblätter in diesem Beispiel zunimmt, wird die Spannungsmessonde 51 eventuell ein Signal auf der Leitung 52 erzeugen, welches ober einem Signal liegt, das den oberen Schwellwert darstellt, welcher vom Schaltkreis 56 geliefert wird, sodass das Summiernetzwerk 44 auf der Leitung 40 ein positives Signal liefert, wodurch die Torschaltung 32 eingeschaltet wird, um das Ausgangssignal des Verstärkers 34 dem Summier netzwerk 30 zuzuführen. Dieses Signal ist eine Funktion der Last selbst. Somit wird in Übereinstimmung mit der Erfindung die A'nderungsgeschwindigkeit der Last dazu benutzt, den Anstellwinkel bei einem ersten unteren Schwellwert zu begrenzen und die Last selbst wird dazu benutzt den Anstellwinkel bei einem höheren Schwellwert der Last zu begrenzen. Der Obere-Schwellwert-Generatorkreis 46 und der Untere-Schwellwert-Generatorkreis 50 können relativ stabile Spannungsversorgungseinheiten umfassen, an die ein Potentiometer angeschlossen ist, das in geeigneter Weise eingestellt wird, um ein Signal zu erzeugen, welches mit den Signalen der Spannungsmesssonde 51 übereinstimmt, die den Schwellwerten der Last entsprechen, bei welchen die Begrenzerwirkung, wie weiter oben beschrieben worden ist, eintreten soll. Der Multiplikationskreis 26 kann irgendein bekannter Spannungsmultiplikationskreie sein. Die Torechaltungen 32, 34 können irgendwelche polaritStsempfindliche Sehaltkreise sein, wie etwa Relais mit Dioden in der Steuerleitung, oder andere einfache Vorrichtungen. Die Verstärkung der Verstärker (K) wird invidivuell gewählt um den Entwurfsforderungen zu genügen, welche aus einer bekannten Stabilita'tsanalyse des Flugzeuges und den gewünschten Belastungen bestimmt werden.

Bei der dargestellten Ausführungsform der Erfindung wird angenommen, dass die longitudinale Steigungssteuervorrichtung eine innere Steuerschleife besitzt, während die kollektive Steigungssteuerung keine solche Stabilitätssteuerschleife ist. Jedoch ist es leicht verständlich, dass die kollektive Steigungssteuerung auch

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eine innere oder Stabilitätssteuerschleife oder eine andere elektronische, automatische Steuerschleife, wie etwa eine automatische Höhensteuerschleife, umfassen kann. In ähnlicher Weise könnte das Eingangssignal der periodischen Anstellwinkelsteuerung direkt der Summiereinheit 16 zugeführt werden, so wie dies mit dem Eingangssignal zur Summiereinheit 10 geschieht. Auch könnten zusätzliche
Eingangssteuersignale einer oder beiden Steuerschleifen gemeinsam oder getrennt in irgendeiner gegebenen Ausfuhrungsform der Erfindung zugeführt werden.

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Claims

PATENTANS PRÜCHE

Steuereinrichtung für die Begrenzung der Belastung der ^rotorblätter eines Flugzeuges, bei dem der Auftrieb durch einen Rotor erzeugt wird, mit einer kollektiven Steigungssteuerung und einer longitudinalen periodischen Steigungssteuerung, gekennzeichnet durch eine ein der Belastung wenigstens eines Blattes (12) des Rotors des Flugzeuges proportionalen Signals erzeugende Vorrichtung (15), eine erste auf das Belastungssignal ansprechende Vorrichtung (36, 40, 44) die ein erstes, der Anderungsgeschwindigkeit der Last am Rotorblatt proportionales Signal erzeugt, wenn das Belastungssignal eine über einem unteren Schwellwert liegende Amplitude aufweist, eine zweite, auf das Be last ungs signal ansprechende Vorrichtung (38, 42, 48) die ein zweites, dem Belastungssignal proportionales Signal erzeugt, wenn das Beiastungssignal eine über einem oberen Grenzwert liegende Amplitude aufweist; eine auf die erste und zweite Vorrichtung ansprechende Summierungseinheit (30, 20) zum Erzeugen eines Begrenzungssignals aus der Summe der beiden Signale und eine auf die Suramiereinheit (30, 20) ansprechende Steuereinheit (10, 16) zum Verändern der Funktion der kollektiven Steigungssteuerung (8) und der longitudinalen periodischen Steigungssteuerung (14), derart, dass die Belastung der Blätter (12) proportional zum Begrenzungssignal· reduziert wird.
2. Vorrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch eine ein der Geschwindigkeit des Flugzeuges proportionales Signal erzeugende Vorrichtung (2), eine ein der A'nderungsgeschwindigkeit des Anstellwinkels des Flugzeuges proportionales Signal erzeugende Vorrichtung (4), eine auf die Summiereinheit (30), die Geschwindigkeitsmessvorrichtung (2), und die Kippgeschwindigkeitsmessvorrichtung (4) ansprechende Multiplikationseinheit (26) zum Erzeugen eines Begrenzungssignals für die longitudinale periodische Steigungssteuemng als Produkt des Geschwindigkeitssignals, des Kippgeschwindigkeitssignals und des Begrenzungssignals; und da-· durch, dass die steuermittel (10, 16) auf die Summiereinheit (30) und auf die Multiplikationseinheit (26) zur Veränderung der Funktion der kollektiven Steigungssteuerung (8) in Abhängigkeit vom Begrenzungssignal und zum Verändern der Funktion der longitudina-

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len periodischen Steigungssteuej;ung (14) in Abhängigkeit vom Begrenzungssignal für die longitudinäle periodische. Steigungssteuerung in einer Weise ansprechen, dass die Belastung der Rotorblätter proportional zu diesen Begrenzungssignalen verringert wird.

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