DE2343780A1

DE2343780A1 - Querachsen-steuervorrichtung fuer automatische flugsteuersysteme

Info

Publication number: DE2343780A1
Application number: DE19732343780
Authority: DE
Inventors: Ronald Eugene Thomas
Original assignee: Sperry Rand Corp
Current assignee: Sperry Corp
Priority date: 1972-08-30
Filing date: 1973-08-30
Publication date: 1974-03-21
Also published as: CA1003078A; GB1434076A; DE2343780C2; IT996119B; JPS4964200A; FR2198653A5; US3848172A

Description

Patentanwälte^ γ> ^ /

DipL Ing. C. Wallach ' ' ^V

DIpI. Ing. G. Koch |HUAO:-!Q£Rg»QW^ _Q. _{Äugusfc 1975} Dr. T. Haibach

8 München 2 14 3#9 - h/tte

Kaufingerstr. B₁ Tel. 24 02 75

Sperry Rand Corporation New York / USA

Querachsen-Steuervorrichtung für automatische Flugsteuersysteme

Die Erfindung bezieht sich auf Querachsen-Steuervorrichtungen für automatische Flugsteuersysteme und insbesondere, jedoch nicht ausschließlich auf derartige Systeme, die eine automatische Vergrößerung der Oierstabilität ergeben« und die In vielen Fällen als Oierdämpfungssysteme zur Stabilisierung der Kurzzeit-Gierbewegung eines Luftfahrzeuges auf Grund von Windböen oder Turbulenzen bezeichnet werden· Das erfindungsgemäße Gierdumpfersystem ist vorzugsweise von der Art mit abgeleiteter Änderungsgeschwindigkeit im Gegensatz zur Art mit direkter Änderungsgeschwindigkeit, d.ho bei der das GierSnderungsgeschwindigkeitsignal von einem Steuerkurs-Abweichungssignal abgeleitet wird, das beispielsweise von einem Richtungskreisel festgestellt wird« anstatt daß es direkt von einem Änderungsgeschwindigkeitsmeßftihler gemessen wird« wie z.B. einem Wendekreisel oder einem integrierenden Winkelbeschleunigungsmesser·

Automatische Gierdämpfersysteme für Luftfahrzeuge wurden über viele Jahre hinweg verwendet und erstrecken sich in ihrer Kompliziertheit von einfachen direkten Pendelsteuerungen eines Luftfahrzeugruders bis zu hochentwickelten Änderungsgeschwin-

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digkeitsmeßfühlern, wie z.B· Wendekreisel Winkelbeschleunigungsinesser und ähnliches, die den Servomotor des Luftfahrzeugruders über elektrische Formungsnetzwerke betätigen.

Zuverlässige kompakte Winkel-ÄnäGrungsssschwindigkei tsmeßf ühler mit langer Lebensdauer sind sehr aufwendige elektromechanisch^ Präzisionsinstrumente und obwohl sie bei großen mehrstrahligen militärischen und kommerziellen Transportflugzeugen geeignet« erstrebenswert und gerechtfertigt sind« würde Ihre Verwendung bei Luftfahrzeugen der allgemeinen Luftfahrt die Kosten derartiger Luftfahrzeuge für die Halter und Benutzer derartiger Luftfahrzeuge stark erhöhen* Die meisten Autopiloten für Luftfahrzeuge der allgemeinen Luftfahrt schließen Jedoch einen Richtungs- oder Steuerkursbezug, wie z.B. einen Richtungskreisel ein« so daß ein Gierdämpfungssignal, d.h. ein Qler-Xnderungs· geschwindigkeitssignal durch eine Differenzierung des Richtungskreisel-Signals abgeleitet werden kann. Ein Beispiel für diese allgemeine Technik ist in der US-Patentschrift 2 415 819 und den britischen Patentschriften 626 287 und 690 670 der gleichen Anmelderin gezeigt« wobei ein beträchtlich einfacheres Beispiel in der US-Patentschrift 3 338 103 gezeigt ist. Es 1st jedoch festzustellen« daß bei diesen bekannten Systemen komplizierte Nachfolgetechniken oder spezielle Richtungskreisel-Abgriffe erforderlich sind und daß in keinem dieser Systeme das Gler-Xnderungsgeschwindigkeitssignal direkt von den Dreidraht-Daten abgeleitet wird« die von einem üblichen Synchro-Geber geliefert werden« der an dem Richtungskreisel angeordnet 1st· Das mit abgeleiteter Änderungsgeschwindigkeit und Steuerkurssynchronisierung arbeitende Konzept des bevorzugten Ausfünrungsbeispiels der vorliegenden Erfindung 1st vollständig In Festkörperbauwelse ausgeführt und sehr zuverlässig und liefert beträchtliche Kostenvorteile gegenüber getrennten Änderungsgeschwindigkeitsmeßfühlern« wie z.B. Äiderungsgeschwindigkeitskreiseln und integrierenden Winkelbeschleunigungsmessern, und zwar insbe-

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sondere in bezug auf die Herstellung, den Einbau und die Wartung. Beispielsweise 1st kein getrenntes Befestigungsgestell für einen Xnderungsgeschwindigkeitsineßfühler erforderlich und es ist keine zusätzliche Verdrahtung im Luftfahrzeug erforderlich, wenn der am Armaturenbrett des Luftfahrzeuges befestigte Wendezeiger als Gierdämpfungs-Änlerungsgeschwindigkeitsmeßfühler verwendet werden muß.

Erfindungsgemäß wird eine Querachsen-Steuervorrichtung für ein automatisches Flugsteuersystem geschaffen, das stabile Riehtungsbezugseinrichtungen, Einrichtungen unter Einschluß eines Synchro-S teuer transformator s mit einem durch die Bezugseinrichtungen eingestellten Rotorteil und einem an dem Luftfahrzeug befestigten Statorteil, einer Schalteinrichtung und Demodulationseinrlchtungen, die durch de relativen Stellungen der Rotor- und Statorteile gesteuert werden, urn eine dreieckförmige Gleiohspannungsslgnalspannung zu liefern, die im wesentlichen lineare Anstiegs- und Abfallflanken, die linearen Änderungen des Luftfahrzeug-Steuerkurses zwischen vorgegebenen Steuerkursen entsprechen, und Diskontinuitätspunkte an den vorgegebenen Luftfahrzeugsteuerkursen oiiKeist, auf die Signalgleichspannung ansprechende Einrichtungen zur Ableitung eines Änderungsgeschwindigkeitsslgnals, das proportional zu Änderungsgeschwindigkeit ist, und auf die Schalteinrichtungen ansprechende Einrichtungen zur Nachführung und zum Festhalten des Wertes des Änderungsgeschwindigkeitasignals an den Diskon;inuitätspunkten für einvorgegebenes Zeitintervall umfaßtj> wodurch irgendwelche Xnderungsgeschwindigkeitssignalübergäj^ge an den Diskontinuitätspunkten beseitigt werden«

Die vorstehend beschriebenen technischen und wirtschaftlichen Nachteile bekannter Gierdämpfer-Meß::*ühlersysteme werden durch das bevorzugte Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung beseitigt. Weil die meisten Autopiloten von Luftfahrzeugen ein

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stabiles Richtungsbeaagselement wie ZoB» einen Hiehtungskreisei für die Steuerkursstauerung einschließen, ergibt das bevorzugte Ausführungsbeispiel eine vollständig elektronische Vorrichtung zur Ableitung eines Gier-Ändeningsgeschwindigkeits-Dämpfungssignals (und eines Steuerkursfehlersignals) von einem üblichen Dreidraht-Synchro-Steuergeber (CT), der durch einen derartigen Richtungsbezug eingestellt wird_A wobei dieses Signal durch hohe Empfindlichkeit, Stabilität und insbesondere Linearität gekennzeichnet ist_o

Üblicherweise umfaßt ein Dreidraht-Synchro-Steuergeber eine wechselstromerregte Rotorwioklung* die üblicherweise mit 400Hz erregt wird und drei use 120° in der Phase vex'setz-t-ε ötatorwicklungen (die üblicherweise als die X-* Y- "u-id Z-Sehenkel bezeichnet werden), wobei die Rc borw:! cklung in jeder der Statorwicklungen eine 400 Hz-Spannung induziert, die entsprechend der Winkelstellung der Rohrwicklung relativ zun, Stator moduliert ist« Beispielsweise ändert sich für eine vollständige Drehung des Rotors gegenüber dem Stator dia Moduiationshüllkurve des Ausganges jeder der Statorwicklucgen sinusförmig mit einer Phasenverschiebung von. 12O^c zwisofcsn diesen Statcrwicklungen, wöbe:, die .Amplitude dur Hüllkurve proportional zur Rotor-ErregungBSpanjiung isto We.13. ,jeder Sehenkalausgaiig eine Sinusschwingung 1st und weil eine Sinusschwingung im we-= sentlichen innerhalb von £ 30° ihree Nulldurchganges linear ist, ist es verständlich, daß ein kontinuierliches sich linear änderndes Signal durch selektive Demodulation und Schalttechniken gewonnen werden kann, wenn sich der Rotor über einen Bereich von 3βΟ° dreht« Wenn weiterhin eine der Wicklungen, beispielsweise die Z-Wlcklung auf Erde bezogen ist, so werden die drei sinusförmigen Spannungshüllkurven wie folgt abgeleitet; XZ, YZ und durch Summierung von XZ und YZ steht XY zur Verfügung. Diese vorstehenden Charakteristika werden in dem bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung eingefügt, um die Dreidraht-

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Steuergeber-Ausgangsdaten In Zweidraht-Ausgangsdaten umzuwandeln und diese Zweidraht-Daten werden in ein sich kontinuierlich linear änderndes Signal umgewandelt, wenn sich der Rotor über 360⁰ dreht· Durch einfache Demodulation jeder Schenkelspannung und durch Schalten an 6o°~Tntervallen ergibt sich Jedoch eine S&gesahnschwlngung mit starken Diskontinuitäten an den Intervallen, wodurch sie für die Ableitung der Änderungsgeschwindigkeit ungeeignet ist. Diese Diskontinuitäten können in dem bevorzugten Ausfuhrungsbeispiel durch Invertieren abwechselnder Sägezahnabsohnitte beseitigt werden, wodurch sich eine dreleckförmige Schwingung ergibt, die zwar noch Diskontinuitäten aufweist« wenn auch in keiner Welse so stark wie die der Sägezahnschwingung·

Im bevorzugten Ausführungsbeispiel wird die Wirkung dieser geringeren Diskontinuitäten In dem abgeleiteten Änderungsgeschwindigkeitsslgnal durch einen Nachlauf des Signals beseitigt« wobei zum Zeitpunkt der Unkehrung die vorhandene Änderungsgeschwindigkeit für ein kurzes Intervall von beispielsweise 50 bis 100 Millisekunden festgehalten wird« wodurch sich die Xnderungsgeschwindigkeits-Ablcitungsschaltung stabilisieren können, nachdem die Diskontinuität durchlaufen wurde.

Ein weiteres bevorzugtes Merkmal der Erfindung besteht darin« daS eine konstruktive Hysterese in die Schalter schaltungen eingefügt wird, d.h. bei der Diskontinuität oder bei der Umkehrung, wodurch der Steuerkurs sich in der entgegengesetzten Richtung ändern muß, beispielsweise um ungefähr 10°, bevor ein neuer Nulldurchgang auftritt.

Ein weiteres Merkmal des bevorzugten Ausf'Jiirungsbeispiels besteht in der Art, auf die eine dreiockförmige Zweidrahtschwingüng aus einem Dreidraht-Synchro-Stiiii-ir^eoer«Ausgang erzeugt wird«

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Die Erfindung wird :I.hi Γο1ι;3α.!?.ΐι an ηύ eines Ln dar Zeichnung dargestellten Ausfühi'UttgsbelijpIelci jlnes Gie:dämpfersystems noch näher erläutertο

In der Zeichnung zeigen:

Flgg. la und Ib zusammen eine schenatische Darstellung des bevorzugten Ausführungsbeispiels,

Flg. 2 elektrische Signalschwingungsformen zur Erläuterung

der Betriebsweise des bevorzugten Ausführungsbeispiels.

Wie aus den Zeichnungen und Insbesondere aus Fig. la zu erkennen 1st« umfaßt das System ein übliches Richtungskreiselgerät 10, das von der Art sein kann, wie sie in einem der oben erwähnten älteren Patente beschrieben 1st, wc bei ein vertikaler oder äußerer Kardanring 11 dieses Kreiselgerätes einen üblichen Synchro-Steuertransformator IS im 1:1-Verhältnis einstellt. Der Transformator 12 umfaßt einen Einphasen-Rotor 13 und einen Dreiphasen-Stator 14 mit Jeweiliger Wicklungen X, Y und Z. Die Ausgangscharakteristika der Statorwicklungen, die so miteinander verbunden sind, wie es in Fig« 1 gezeigt ist, sind in den Schwingungsformen a nach Fig. 2 dargestellt, und zwar für den Fall, bei dem sich der Rotor IJ über e ine vollständige 360°-Utadrehung dreht. Die drei Sät2e von Sinusschwingungen stellen die Modulationshüllkurven der an den Rotor 13 angelegten 400 Hz-Erregungsspannung dar« Die gestrichelte Kurve ^VXZ ^{sfcellt den} Ausgang längs der Wicklungen XZ und Erde dar, die strichpunktierte Kurve Vy₂ stellt den Ausgang längs der Wicklungen YZ und Erde dar und die ausgezogene Kurve V^ stellt die Summe der Spannungen lärgs der Wicklungen XZ und YZ dar. Somit stehen die normalen rreidraht-Synchro-Transformatordaten an lediglich den beiden Wicklungen X und Y zur Ver-

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fügung und die Art und Weise« auf die die vollständige Dreidraht-Information abgeleitet und in lineare Daten umgewandelt wird« die für die Ableitung der Änderungsgeschwindigkeit geeignet sind« wird in Verbindung mit den Schaltungen nach Fig. la beschrieben« wobei die tatsächliche Ableitung des Änderungsgeschwindigkeitssignals (und des Steuerkurssynchronisationssignals) in der Schaltung nach Fig. Ib durchgeführt wird.

Eine Betrachtung der mit a in Fig. 2 bezeichneten Schwingungsformen zeigt« daß ausreichende ~ 30⁰-3ektoreii (im wesentlichen lineare Teile einer Sinusschwingung) der drei Sehenkel-zu-Schenkel-Spannungen zur Verfügung stehen« um die vollständige 36o°-Drehung des Synchros und damit des Luftfahrzeuges (unter der Annahme eines l:l-Verhältnisses zwischen der Kreiselbewegung und der Synchrobewegung) zu überdecken. Somit steht durch geeignete Demodulation« Schaltung und Umkehrung eine kontinuierliche dreieokförmige Schwingung mit linearen Anstiegs- und Abfallflanken zur Verfügung. Es sei bemerkt, daß in den dargestellten Schwingungsformen die Einheiten entlang der Abszisse gerade sind» die unabhängig von der Zeit sind. Wenn der Zeitfaktor betrachtet wird« so ist es zu erkennen« daß sich die Neigung der linearen Teile der Schwingungsformen in der Steilheit mit der Zeit ändern. Somit 1st für eine niedrige Wendegeschwindigkeit des Luftfahrzeuges die Neigung der Kurve flach« während für hohe Wendegeschwindigkeiten die Neigung steil ist. Das heißt mit anderen Worten, dafl die Neigung der linearen Teile der Dreieckschwingung proportional zur Wendegeschwindigkeit des Luftfahrzeuges ist,

Eine weitere Betrachtung der Schwingungsformen a nach Fig. 2 zeigt« daß das erforderliche Schalten ?.ur Erzeugung der dreieckförmigen SahwInnung genau dadurch durchgeführt werden kann« daß Spannungeil vc-λ beträchtlicher Grö'ßo festgestellt werden,

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anstelle durch beispielsweise einen Nulldetektor. Dies ist insbesondere dann wichtig, wenn niedrige Wendegeschwindigkeiten des Luftfahrzeuges festgestellt werden sollen. Beispielsweise ist es erwünscht« von der durch die Spannung V^ dargestellten Spannung zur durch die Sohwingungsform Vy₂ dargestellten Spannung bei einem Steuerkurs von 30° umzuschalten. Dieser Punkt ist durch einen Vergleich der endlichen Spannungen feststellbar, die durch die Schwingungsformen Vg₂ und ν_γζ dargestellt sind, d.h. wenn -Vy₂ ^β ""^γζ *^st· Weiterhin ist festzustellen, daß die Schwingungsformen a nach Fig. 2 als demodulierte Modulationshüllkurven des 400 Hz-Trägers des Transformators 12 dargestellt sind. Somit ist es erforderlich, die Signale su deraodulieren, um die dargestellten Schwingungsformen zu erzielen und um die richtigen Phasenbezüge für die Demodulatoren zu liefern.

Im allgemeinen liefern die in Pig. la dargestellten Schaltungen das dreieckförmige Schwingungssignal, das durch die Schwingungsform b nach Pig.2 dargestellt 1st. Dieses Signal 1st der Ausgang eines Demodulators 20 (Pig. la), das an einer Leitung 21 erscheint und dessen Anstiegs- und Abfallflanken proportional zur Wendegeschwindigkeit oder zur Giergeschwindigkeit des

Dieses Signal «*
Luftfahrzeuges sina.fwlra einer Juiderungsgeschwindigkeits-Er-

zeugungsschaltung und einem Filter 22 (Fig. Ib) einen Inverter , einer Nachlauf- und Halteschaltung 24, einer Ausblendschaltung 25 und άεηη einer Ausgangsleitung 26 an ein Gier- oder Seitenruder-Servosystem 28<geführt. Das Servosystem für die Luft fahrzeug-Steuerfläche kann von derselben Art sein, wie es aus der deutschen Patentschrift ........ (deutsche Pat,Ann.23 35 855.6)

bekannt ist. Die ausführliche Betriebsweise der vorstehenden Schaltungan wird weiter unten erläutert.

Wie es weiter -sin in der vorstehend genannten deutschen Patentschrift beschrieben 1st, ist es erwünscht, ein Signal zu

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liefern, das proportional zu Abweichungen des Steuerkurses des Luftfahrzeuges von einem festgelegten Steuerkurs ist und dieses Steuerkurs-Fehlersignal dem Autopilot-Querneigungskanal zuzuführen, um das Luftfahrzeug auf dem festgelegten Steuerkurs zu halten. Wenn es jedoch erwünscht ist, den Steuerkurs des Luftfahrzeuges zu ändern, so ist es erforderlich, den Steuerkursfehler zu synchronisieren, damit kein entgegengesetztes Signal dem Quernelgungskanal zugeführt wird. Das vorstehende wird dadurch erreicht, daß die dreieckförmige Schwingung an der Leitung 21 einem verriegelbaren Steuerkurssynchronisierer 27 nach Pig. Ib zugeführt wird. Die ausführliche Betriebsweise dieser Schaltung wird weiter unten erläutert»

Die Steuerschaltungen für den Demodulator 20, der die dreieckförmige Schwingung an der Leitung 21 ergibt, umfassen allgemein Amplitudendetektoren 2JO, 31 (Fig. la), die die Schaltpunkte bestimmen, die auf den relativen Amplituden der Vy«** ^d ^Yz" Spannungen beruhen, die Phasendetektoren 32, 33» die die Bezugsphasen für die Demodulatoren 20 bestimmen, einen Sektordetektor 34, der eine grobe Phaseninformation zur Voreinstellung der Amplitudendetektoren 30, 31 liefert und einen Vorzeichenänderungsdetektor 35* der eine normale und invertierte Information für die Phasendetektoren 32, 33 und außerdem zur Invertierung der Ausgänge der Änderungsgeschwindigkeits-Bildungsschaltung und des Filters 22 sowie des Steuerkurssynchronisierers 2? liefert, wenn die Dreieckschwlngungs-Ubergänge auftreten.

In der folgenden Beschreibung der Schaltungen zur Erzeugung der Dreieckschwingun^ sowie ihrer Betriebsweise sei zur Erleichterung des Verständnisses des Ausführungsbeispiels angenommen, dai3 das Luftfahrzeug eine Kurve mit konstanter Wendegeschwindigkeit über etv-as mehr als l8c° ausgehend von etwas vor dem Steuerkurs von KuIl, beispielsweise 350° ausführt, wobei sich

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die Betriebsweise von l80° bis 36O⁰ selbst wiederholt. Es sei weiterhin angenommen, daß der Vorzeichandetektor 75 die zugehörige Flip-Flop-Schaltung von einem Zustand zum anderen bei jedem Übergang kippt. An diesem Punkt ist es verständlich, daß der Anfangszustand der Flip«Flop-Schaltung unwesentlich ist, weil es lediglich erforderlich ist, Wendegeschwindigkeits und Kursfehlersignale zu liefern^ d»hi ohne Bezug auf tatsächliche absolute Kompaß- oder Kursinformationen»

Es sei angenommen, daß das System eingeschaltet wird wenn sich der Synchro -Trans format or 12 an einer Winkelstellung befindet, die beispielsweise 350° entspricht. An dieser Stelle ist es erwünscht, eine demodulierte Spannung zu liefern, die dem Wert von V^y zwischen 330° und 30° entspricht« Der richtige Demodu-

lator-Bezug häng;·- von dem Zustand der Detektoren 30 bis 3^ ab· Es sei zunächst der Zustand des Ausgangs des Sektordetektors 34 betrachtet. Es ist festzustellen« daß die 4OO Hz-Spannungen Txz ^{und V}YZ Sleichphasig sind und daß daher die Logik der Phasendetektoren 32, 33 (im "normalen" Zustand) beidrkt, daß die Spannung (SY) an einer Leitung 36 (Fig. la) außer Phase mit der Spannung (SX) an einer Leitung 37 ist, so daß der Ausgang an einer Leitung 38 des, Sektordetektors 34 "hoch" ist. Es sei nun der Amplitudsndetektor 30 betrachtet» Eine durch die Zweige 39» ^O gebildete Parallelschaltung spricht auf die Amplitude von ν_χ,_? an und eine Schaltung 41 list derart ausgebildet, daß die Spannung in der Schaltung 41 auf die Amplitude von Vy₂ anspricht« Weiterhin ist die Impedanz Jedes parallelen Zweiges 39, 40 doppelt so groß wie die der Schaltung 41, Weil ein Feldeffekttransistor 42 ΛΓοη dem Sektordetektor 3^ gesteuert wird und das Signal an der Leitung 38 hoch ist, unterbricht der Transistor 42 den Zweig 39_c Somit ist, wenn die negative Halbper: ocen-Spannung von Vy,-. (über eine Diode 43) zumindest halb so £;roi3 wie die positive Halbperlode von ν_χζ (über eine Diode 44) ist, die resultierende Spannung am Ein-

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gang eines Operationsverstärkers 45 gleich Null. Bel dem angenommenen Ausgangspunkt von 350° 1st der Eingang des Verstärkers 45 negativ« so daß der Ausgang des Verstärkers 45 hoch ist. Der Amplitudendetektor 31 vergleicht außerdem die "Vj₂- und Vy_Z-Spannungen. In diesem Detektor 1st die Eingangsimpedanz des Vyg-Zwelges 50 doppelt so groß wie die Impedanz des Vyg-Zweiges 51. Wenn somit die negative Halbperiodenspannung von V₁₂ ssumindest halb so groß wie die positive Halbperiodenspannung von Vy_. ist, so 1st der Eingang an einen Verstärker 52 negativ und bei dem angenommenen Ausgangspunkt ist der Ausgang des Verstärkers 52 daher hoch. Es 1st zu erkennen, dafi ein Feldeffekttransistor 53 an diesem Punkt die Zuführung des Ausganges des Detektors 30 an den Detektor 31 sperrt.

Es seien nunmehr die Phasendetektoren 32 und 33 betrachtet« Der Phasendetektor 32 spricht auf die Phase der Vy_Z-Spannung an, während der Detektor 33 auf die Fhase der Y_xz-Spannung anspricht. Unter den angenommenen Ausgangsbedingungen sind diese beiden Spannungen gleichphasig zueinander, jedoch außer Phase mit der Synchro-Erregungsspannung. Semit wird in dem Phasendetektor 32 ein Transistor 55 durch die negativen und positiven Halbperloden des 400 Hz-Trägers ein- und ausgeschaltet und die Inversion, die durch die logischen Schaltungen 54 (im "normalen" Zustand) erfolgt, bewirkt, daß der Ausgang eines logischen UND-Gatters 56 hoch und niedrig wird, d.h. außer Phase mit Vy₂* weil der andere Eingang an das UND-Gatter 56 durch den Ausgang des Verstärkers 45 hoch gehalten wird. Der Ausgang des Gatters 56 liefert somit den 400 Hz-Phasenbezug für einen ^„-Demodulator feldeffekttransi stör 57 des Demodulators 20, wobei der Transistor 57 unter den angenommenen. Ausgan^:sbedingungen. außer Phase mit V_v,, angesteuert wird.

In gleicher \!ett<e steuert der Phasendetektor 33 in Abhängigkeit von der 4C0 Kz«-V_yf7-Spannung den Aus gong eines UND-Gatters 58

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Über die "normale" Betriebsartenlogik gleichphasig mit ν_χζ, weil der andere Eingang des UND-Gatters 56 durch den Ausgang des Operationsverstärkers 52 hoch gehalten wird. Der Ausgang des Gatters 58 liefert somit den 400 Hz-Phasenbezug für den Vy^-Demodulationsfeldeffekttransistor 59 des Demodulators 20, wobei der Transistor 59 unter den angenommenen Ausgangsbedingungen gleichphasig rait V^₂ angesteuert wird.

Nunmehr ist,.weil der Demodulatorfeldeffekttransistor 57 ν_χζ außer Phase mit Vy₂ demoduliert und der Feldeffekttransistor 59 Vy₂ gleichphasig mit ν_χζ demoduliert, unter den angenommenen Bedingungen die Oleichspannung an einer Leitung 60 proportional zur Amplitude von Vy₂, wedat Jedoch ein negatives Vorzeichen auf während die Gleichspannung an einer Leitung 61 in der Größe proportional zu Vy₂ ist, Jedoch ein positives Vorzeichen aufweist· Diese beiden Gleichspannungen werden am Eingang eines Operationsverstärkers 62 summiert um eine Gesamtgleichspannung zu liefern, die beim angenommenen Ausgangszustand proportional zu Vyy 1st« Wenn der Steuerkurs ausgehend von 330° auf Null • argrößert wird, ist es aus dem Vorstehenden verständlich, laß der positive Ausgang des Verstärkers 62 auf Null verringert wird und sich bei 0° umkehrt und negativ wird, wenn der Steuerkurs auf 30° geändert wird. Somit wird die lineare Hinter· flanke der Dreieckschwingung an der Ausgangsleitung 21 gebildet. Es i"t verständlich, daß der Verstärker 62 zusätzlich zur Verstärkung eine Demodulator-Pilterfunktion erfüllt. Eine zusätzliche Verstärkung und Filterung ergibt sich durch einen Operationsverstärker 63· Irgendwelche Änderungen der Betriebsspannung werden durch einen Betriebsspannungekompensator 64 in üblicher Weise kompensiert.

Es sei nunmehr angenommen, daß das Luftfahrzeug weiterhin seinen Steuerkurs ändert. Bei 30° erfolgt ein weiteres Ifoischal-

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ten, ian die Vorderflanke des nächsten Teils der Dreieckschwingung an der Leitung 21 zu bilden, wie es im folgenden erläutert wird.

Wenn für einen Moment die RUckführungsverbindung um den Verstärker 45 des Amplitudendetektors JO (dessen Zweck weiter unten erläutert wird) vernachlässigt wird, 30 ist zu erkennen« daß die relativen Amplituden der positiven und negativen Halbperloden des 40Q Hz-Trägers an einer Stelle oberhalb von 30° den Zustand des Ausgangs des Verstärkers 45 ändern, d.h. er wird negativ. Wenn dies erfolgt, wird der Ausgang des Phasendetektors 32 gesperrt und der Feldeffekttransistor 57 wird nichtleitend gemacht. Zur gleichen Zeit wird eine Spannungsspitze oder ein Impuls von einem Kondensator 65 des Vorzeichendetektors 35 erzeugt, der eine Flip-Flop-Schaltung 66 in den "invertierten" Zustand kippt. Die normale oder nichtinvertierte Leitung nimmt dadurch einen niedrigen Pegel an und sperrt die jeweiligen normalen Gatter der Phasendetektoren 32 und 33 während die invertierte Ausgangsleitung die jeweiligen invertierten Gatter des Phasendetektors freigibt, so daß sich keine Änderung am Ausgang des Sektordetektors 34 ergibt. Die Freigabe des invertierenden Gatters des Detektors 32 hat keine Wirkung auf seinen Ausgang weil dies bereits dadurch abgeschaltet wurde, daB der Verstärker 45 einen niedrigen Wert annahm. Die Freigabe des invertierten Gatters des Phasendetektors 33 beseitigt jedoch eine Phasenumkehrung, so daß der Ausgang des UND-Gatters 58 den Demodulatortransistor 59 außer Phase mit V^₂ schaltet, wodurch an der Leitung 61 eine Eingangsgleichspannung geliefert wird, die proportional zum tatsächlichen Wert von Vy₂ bei 30° Steuerkurs ist. Wenn silch der Steuerkurs nicht geändert hac (auf 30° verbleibt) so hat sich der Ausgang des Demodulators 20 nicht geändert. Werm der Steuerkurs jedoch von 30° auf 60° anwächst, ändert sich die Neigung der Schwingungsfovä von einer negativen zi e:.rer positiven Nei-

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gung,wle dies in Fig. 2 gezeigt ist. Bei einem Steuerkurs ▼on 60° kommen ν_χζ und ν_γζ in bezug aufeinander außer Phase, so daS die Phasen der Signale SX und SY außer Phase kommen und den Zustand des Sektordetektors 34 ändern (d.h. sie schalten seinen Ausgangstransi stör ein und ergeben eine Erdung für die Feldeffekttransistoren 42 und 53) · Der Transistor 42 ist nunmehr für den nächsten Schaltpunkt vorbereitet, während der Transistor 53 den Ausgang des Verstärkers 52 festhält« um sicherzustellen, daß das UND-Gatter 58 eingeschaltet bleibt (weil V_YZ und ν_χζ während dieses Sektors ihre kritischen Werte ) und der Transistor 59 leitend gehalten wird, so daß

er weiterhin Vy₂ mit dem richtigen Vorzeichen demoduliert,

wenn sieh der Steuerkurs auf 90° ändert. Somit wird die lineare Vorderflanke (positive Neigung) der nächsten DreleckschwJngung an der Leitung 21 erzeugt, wenn sich der Steuerkurs von 30° auf 90° ändert.

Wenn die Kurve fortgesetzt wird, wird der 90°-Schaltpunkt erreicht. Dieser Punkt wird durch den Amplitudendetektor 30 festgestellt. Es sei daran erinnert, daß der Detektor 42 nunmehr leitend ist und die Impedanz des¹· Zweiges 39 parallel mit der gleichen Impedanz des Zweiges 50 geschaltet ist, wodurch, wenn die Amplituden von ν_χζ und Vy₂ gleich werden, der Ausgang des Verstärkers 45 seinen Zustand ändert, d.h. er ninant einen hohen Wert an. Das UND-Gatter 5>6 ist clurchgeschaltet, während der Vorzeichendetektor 35 die Flip-Flop-Schaltung 66 triggert, um sie in Ihren "normalen" Zustand zurückzukippen. Der Ausgang des Verstärkers 45 wird über den Transistor 53 an den Eingang des Verstärkers 42 zurückgeführt. Dies stellt sicher, daß der Eingang des Verstärkers 52 positiv wird und den Zustand seines Ausganges ändert, d.h. sein Ausgang wird niedrig, wodurch das UND-Gatter 5δ gesperrt wird und den Demodulatortransistor 59 nicatJLeitend hält. Wem die normale.

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nichtinvertierte Leitung hoch ist, ist das normale Gatter des Phasendetektors 32 eingeschaltet und das invertierte Gatter abgeschaltet, wodurch das UND-Gatter fS6 und der Demodulatortransistor 57 außer Phase mit Vy₂ ein- und ausgeschaltet werden und die positiven Halbperioden von Yy₂ dijmodulieren* Der Gleichspannungseingang des Verstärkers 6£ sinkt daher ab, wenn sich der Steu^rkurs auf 120° ändert= Bei 120° werden SX und SY gleichphasig \xnü der Sektordetektor J>h nimmt einen hohen Wert an, so daß die AapIitudeEdetektoren y.) und 3 - für den nächsten Schaltpunkt vorbereitet werden. Wenn V_Y„ posi.tiv wird, wird der Gleichspannungsausgang des Transistors 4? negativ bis zu einem Steuerkurs von 150°, Der Ausgang der Verstärker 62 und 63 liefert somit die nächste lineare Hint-erfl-Enke der Dreieekschwingung. W2II die übrigen Perioden cer Dreieckschwingung, d.h. von 15c⁰ bis 33O^D im wesentlichen durch eine Wiederholung des vorstehend beschriebenen Vorgänge erzeugi; werden, wird die ausführliche Beschreibung hierfür nicht wiederholt«

Auf diese Weiue ergibt das beschriebene Ausführungsbeispiel eine Reihe von sich linear ändernden Gleichspannungen, die proportional zu den Änderungen des Steuerkuraes des Luftfahrzeuges sind und es wird nunmehr die Ve«· endung dieser Spannungen zur Ableitung von Signalen, die proportional zur Wendegeschwindigke:.t des Luftfahrzeuges und des Steuerkursfehlers sind, beschrioben, wobei in der Hauptsache auf die Figuren Ib und 2c, d und e bezug genommen wird.

Wie es weiter oben erläutert wurde, sind die Schwingungsformen nach den Figg-· 2a und 2b auf Steuerkurs-Grade und nicht auf die Zeit bezogen. Diese SchwingungsforiFsn können Jedoch auch die Spannungen aufgetragen bei irgendeiner endlichen Wendegeschwindigkeit sein, die beispielsweise eine ^lj^c /See.-Wendegeschwindigkeit sein kann, Es sei außerdem darios erinnert, daß die Neigung der Vorder?- und Einterflciriksn der Dreieckschwingung sich proportional zur Wendegeschwindigkeit ändert, wobei für eine 2^o/Sec.-Wende;-:;escto^TLnaigkeit die Neigung weniger steil sein würde als sie in Fif.» 2b dargestellt ist, wfJsrend 2'ür eine Wendege-

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schwindigkeit von 10°/Sec, die Neigung wesentlich steiler sein würde*

Die an der Leitung 21 von der Schaltung nach Pigc la erzeugte Dreieckschwingung wird den das Wendegeschwindigkeitssignal erzeugenden Schaltungen 22 bis 26 nach Pig. Ib und dem Steuerkur ssynchronisierer 27 und den den Steuerkursfehler erzeugenden Schaltungen hiervon zugeführt» Das Signe.l an der Leitung 21 wird über ein VJiderstands-Kondensatornetzwerk 70 an den Eingang eines Operationsverstärkers 71 geführt, der auf Grund seiner Rückfitfirungssehaltungen an seinem Ausgang 72 ein gefiltertes Signal liefert, das proportional zur Wendegeschwindigkeit oder Änöerungsgeschwindigkeit des Signals an der Leitung 21 ist und einen vorgegebenen Frequenz-Bandpaß beispielsweise in der Größenordnung von 15 Radian pro Sekunde aufweist. Dieses Signal ist dvrch die Schwingungsform c nach Fig. 2 dargestellt und es ist zu erkennen, daß jedes Mal dann, wenn sich die Neigung der Dreieckschwingung von einem positive:! Verlauf zu einem negativen Verlauf umkehrt, die Änderungsgeschwindigkeit hiervon abrupt das Vorselchen umkehrt und sich dann proportional zur Neigung der Dreieckschwingung ändert. Es ist verständlich, daß wenn die tatsächliche Wendegeschwindigkeit höher sein würde, die Amplitude der Geschwindigkeitsänderung anwachsen würde und umgekehrt wenn die tatsächliche Wendegeschwindigkeit niedriger sein würde, als dargestellt.

Um das durch die Sohwingungsform c nach Fig« 2 dargestellte Signal für die Glerdämpfungsfunktion brauchbar zu machen, werden diese abrupten Diskontinuitäten mit Hilfe des Filters und des Inverters 22 beseitigt· Es sei da:c*an erinnert, daß jedes Mal dann, wenn ein Schalten des Demodulators 20 erfolgt, die Flip-Flop-Schaltung 66 vom normalen Zustand in den invertierten Zustand gskippt wurde usw_u, und zwar durah die Vorzeichenschaltung 35. Die normalen und invertierten Ausgänge der Flip-Flop-Schaltung 66 werden daher dazu verwendet, abwechselnd

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normale und invertierte Feldeffekttransistoren 73 bzw. 74 des Inverters 23 zu steuern_o Wenn somit der normale Feldeffekttransistor 73 leitend gemacht ist, ist der invertierte Feldeffekttransistor 74 nicht leitend und die positive Änderungsgeschwindigkeit sgnderung des durch d:te Sehw.irgungsform c nach Fig. 2 dargestellten Signals wird an den negativen Eingang eines Operations-Summierverstärkers 75 geleitet, während, wenn der invertierte Transistor 74 leitend gemacht wird und der normale Transistor 73 nicht leitend ist_p dl« negative Änderungsgeschwindigkeitsänderung der Schwingungsform c an den positiven Eingang des Verstärkars 75 geleitet wird,, Daher ist der verstärkte Ausgang des Verstärkers 75 an einer leitung 76 ein sich änderndes Gleichspannungssignal, dessen Amplitude proportional zur tatsächlichen Wendegeschwindigkeit des Luftfahrzeuges ist, wie es durch die Kurve d nach Fig» 2 dargestellt ist (die eine 3Ö0°-Kurve bei einer bestimmten Wendegeschwindigkeit mit leichten Störungen zeigt.) Dieses Signal wird dann durch die Nachführungs- und Halteschaltung 2:4 geleitet, deren Zweck weiter unten beschrieben wird und dann ier Ausblendschaltung 25 zugeführt, die eine Widerstands-yKondensatorschaltung 77 und einen Operationsverstärker J'ö umfaßt, um ein Ausgangssignal an der Leitung 26 zu liefern, das durch die Schwingungsform e nach Fig. 2 dargestellt ist und das proportional zur Wendegeschwindigkeit des Luftfahrzeuges ist. Die hauptsächliche Funktion der Ausblendschal sung 25 besteht darin, das Wendegeschwindigkeitssignal bei konstanten Wendegeschwindigkeiten des Luftfahrzeuges zu dämpfon, d_eh. wenn die Änderungen des Steuerkurses des Luftfahrzeuges von dem Piloten oder von dem Autopiloten gesteuert warden, wie es in der oben erwähnten deutschen Patentschrift a-uiführlieh erläutert ist.

Es ist unter bestimmten Bedingimgen/oeispiel.^eise wenn der Querneigungswinkel des Luftfahrzeuges einen /crgegebenen Wert,

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beispielsweise 45° überschreitet, und wenn die Querneigungsgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges einen vorgegebenen Wert, beispielsweise 8°/See. überschrei te t_;) erwünscht, das Wendegesehwindigkeitssignal vollständig von dem Seitenruder- oder Gierdämpfer-8ervoaystem 28 abzutrennen oder ;;u sperren. Einer der noch bedeutenderen Gründe für die fSperrung des Giergeschwindigkeibsbef shls an das Sei tenruder-Ser^T'osy stern 28 wenn der Absolutwart das Queraeigungswinkels des Luftfahrzeuges 45° überschreitet, ergibt sich aus der Tat siehe, daß das Giergesehwindigkeitssignal χon einem Riehtungsk;?c:lsel abgeleitet wird. Wie es bekannt ist, entstehen auf Gru'id der Tatsache, daß der Kardanring des Richtungskreisels parallel zur Z-Luftfahrzeugachse drehbar gelagert ist und das .'Motorgehäuse des Kreisels auf einer horizontalen Achse schwenkbar gelagert iäb, erhebliche Fehler an dem Abgriff für die vertikale Achse, wenn das Luftfahrzeug sine größere Querneigung als beispielsweise 45° einnimmt* und zwar auf Grund der Wirkung des Universalgelenks. Daher wird in Pig, Ib ein Signal, das proportional zur absoluten Größe das Querneigungswinktsls ist, an einer Leitung SO zugeführt und ainem Eingang eines Operationsverstärkers 81 zugeführt. Es ist erwünscht, das Änderungsger, ehwindigkeitssignal langsam abzuschalten, um irgendwelche plötzlichen Gier-Sprünge zu vermeiden* Dies wird durch eine 'langsam ein"-Technik erreicht» Wie es in der oben erwähnten deutschen Patentschrift beschrieben ist, wird das Seitenrude3?servo durch einen ServoverstMrker von der Pulsbreitenart angesteuert;, der eine dreieckförmige Bezugs schwingung für die iSrzeugunj; der veränderlichen Impulsbreite benötigt» Diese DreieckiKhwingung, die in geeigneter Weise gedämpft und gegenüber :3rde vorgespannt ist, wird über eine Leitung 62 an den anderen Eingang des Verstärkers 81 angelegt. Die Dämpfung und die Vorspannung wird bezüglich des Quer-neigungswlnkelsigimls so .ausgewählt, daß für einen Querneigungswinkel zwi&ehen ungefähr 4p° und 47° Signale mit veränderliche::? Impulsbreite von eiern Verstärker Sl einen

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PNP-Transistor 83 vom ausgeschalteten In einen eingeschalteten Zustand umschalten, und zwar mit einer anwachsenden Impulsbreite, wodurch das Änderungsgesehwindigkeitssignal an der Leitung 26 langsam gegen Erde gedämpft wird. Es ist verständlich* daß diese Querneigungswinkel-Abschaltung für relativ hohe Querneigungswinkel dadurch beseitigt werden kann, daß der Ausgang des Richtungskreisels für den Querneigungswinkelfehler kompensiert wird. Dies kann auf eine Vielzahl von verschiedenen Wegen durchgeführt werden, wie es beispielsweise in der US-Patentschrift 3 259 822 gezeigt ist. Vom Betrieb her ist eine Gierdämpfungs-Abschaltung bei sehr hohen Querneigungswinkel immer als wünschenswert zu betrachten.

Es ist erwünscht, des Giergeschwindigkeitssignal an den Gier-Servo zu sperren, wenn die Querneigungsgeschwindigkeit beispielsweise 8°/Sec. Überschreitet, um eine gleichförmige und sprungfreie Kurveneinleitung und -Busleitung zu erzielen und um unerwünschte Querneigungs-/Gier-Kopplungseffekte zu verringern, die vielen Luftfahrzeugkonstruktionen eigen sind. Zu diesem Zweck wird ein zur Querneigungsgeschwindigkeit proportionales Signal an einer Leitung 84 zugeführte Dieses Signal steht ebenfalls in einfacher Weise von dem Autopiloten nach der oben erwähnten deutschen Patentschrift zur Verfügung, von dem das hier beschriebene Ausführungsbeispiel des Gierdämpfers ein Teil ist. Das oben erwähnte "Langsam ein"- und "Langsam aus"-Merkmal wird in ähnlicher Weise erzielt, wie. es weiter oben beschrieben wurde und miU3 daher nicht wiederholt werden.

Das beschriebene Gierdämpfungssystem wird durch die Gier-Einschaltlogik 85 (Fig. Ib) ein» und ausgeschaltet, wie es ausführlicher in der oben genannten deutschen Patentschrift beschrieben ist.

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Ss sind Einrichtungen vorgesehen* die dem Wsndegeschwindigkeltssignal über seinen linearen Teil nachlaufen und die bei Jeder Diskontinuität (d_ah₀ "sei der Umkehrung der Vorzeichen der Dreieokschwingung) den letzten Weg»t des Signals für ein vorgegebenes Intervall festhaltendes die Diskontinuität durchlaufen wurde und die den Geschwindigkeit swe:?t; bildenden und invertierenden SehalUingen anschwingen oder 3ich auf dem nächsten linearen Teil stabilisieren Dies wird durch die Nachführ- und Halteschaltung 24 nach Pig» Ib erreicht.

Es sei noch einmal kura die Fig. la betrachtetο 3s 1st zu erkennen, daß die Vorzeichenschaltung 35 durch die Amplitudendetektoren 30 und/oder 31 bei ,jeder Änderung des Vorzeichens der Dreiecksohwingung an der Leitung 21 get:?iggert wird. Die Vorzeichenschaltung 35 schließt eine monostabile Schaltung ein, die über eine Leitung Sj mit einem Feldeffekttransistor 88 so verbunden ist, daß bei jeder Diskontinuität der Transistor 88 nicht leitend gemacht wird, wodurch das .tnderungsgeschwindigkeitssignal an der Leitung 76 für eine Periode unterbrochen wird, die durch die WIderstands-/4Condensato:>Zeitkonstante der monostabilen Schaltung 86 bestimmt ist* Ein typischer Wert für die Dauer des Unterbrechungsimpulses von der monostabJLen Schaltung 86 ist 50 bis 100 Millisekunden, ^Tf&3 lang genug ist, damit sich die Änderimgsgeschwindigkeitssch.al tung 22 von der Diskontinuität erholen kann. Normalerweise iird das Änderungsgeschwindigktsitssignal an dei* Leitung 76 deia Eingang eines Operationsverstärkers 89 zugeführt und während dieses normalen Betriebes wird ein Rückführungskondensator 90 auf den Wert des Änderungsgeschwindigkeitssignals aufgeladen, Wenn der Transistor 88 geschaltet wird, wird der Eingang des Verstärkers 89 von dem Signal aa der Leitung 76 abgetreimt^ der Kondensator 90 speist seine gespeicherte Ladung jedoch an dan Verstärkereingang, um dessen Ausgang auf dem letzten Wer; des Änderungsgeschwindigk.?itssignals au halten_a Auf dlsi?«5 Weise erscheinen

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keine ftriderungsgesehwindigkeitssprünge auf Grund der Diskontinuitäten in der Dreieckschwingung des Steuerkurses an dem Gierdämpfer-Servoeingango

In den meisten automatischen Plugsteuersystamen für Luftfahrzeuge unter Einschluß des Systems nach der oben erwähnten deutschen Patentschrift ist eine der Betriebsarten die Steuerkurshalte- (HDQ HOLD)Betriebsweise. In dieser Betriebsart wird der Steuerkurs des Luftfahrzeuges über ein Steuerkursfehler-/ Querneigungswinkel-Signal gesteuert um den Steuerkurs des Luftfahrzeuges auf dem Wertai halten, der bei der Auswahl dieser Betriebsart vorhanden war. Die Steuerkurs-Synchronisiererschaltung 27 nach Fig_e Ib liefert dieses Signal. Es sei angenommen, daß der Autopilot sich in einer anderen Betriebsart als der Steuerkurshaitungsbetriebsweise befindet. Das Steuerkurssignal von dem Kreisel 10« das durch das Dreieokschwingungssignal an der Leitung 21 von dem Dreidraht-/Zweidrahtkonverter 20 dargestellt 1st, wird dem Eingang eines Operationsverstärkers 95 zugeführt (der außerdem eine gewisse Störfilterung ergibt), der an seiner Ausgangsleitung 96 eine Gleichspannung liefert, die proportional zum Steuerkurs des Luftfahrzeuges ist und die Dreieck-Schwingungsform nach Fig. 2b aufweist· Dieses Signal wird dem Eingang eines Operationsverstärkers 97 zugeführt, der in einer Rückführungsschleife um den Verstärker 95 angeordnet ist. Weil sich der Autopilot nicht Inder Steuerkurshaltungs-Betriebsweise befindet, wird der Transistor 98 auf Grund der Masseverbindung, die von dem Steuarkurshaltungs-Logiktransistor 99 geliefert wird, leitend gemacht. Dieser Rückführungsverstärker 97 dient daher dazu, den Eingang eines Operationsverstärkers 100 auf Null zu halten und es wird kein Steuerkurssignal dem Autopilot-Querneigungskanal zugeführt.

-In der Steue;-"kurshaltungs-Betriebswe:Lse ist jedoch der Steuerkurshaltungs-Loglktransistor 99 abgeschaltet, wodurch der RUck-

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führungsverstärker 97 von dem Steuerkurssignal an der Leitung 96 getrennt ist« Der letzte Wert des Steuerkurssignals war Jedoch an einem Rüdcführungskcndensator 101 das Operationsverstärkers gespeichert und daher stellt der Ausgang des Verstärkers 97 den Bszugswert für den Verstärker 95 auf den Steuerkurs, der zur Zeit der Steuerkurshaltungs-Auswahl gegeben war, so daß das Signal an der Leitung 96 proportional zum Steuerkursfehler 1st. Es ist zu erkennen, daß es erforderlich ist, dieses Signal zu invertieren, wie es weiter oben in Verbindung mit dem Änderungsgeschwindigkeitssignal beschrieben wurde« Zu diesem Zweck werden die "normalen" und "invertierten" Signale von der Flip-Flop-Schaltung 66 wiederum dazu verwendet, um Feldeffekttransistoren 102 bzw. 103 zu steuern, damit das Steuerkursfehlersignal am Ausgang 104 des Verstärkers 100 das richtige Vorzeichen für den Steuerkurssektor aufweist, in dem das Luftfahrzeug fliegt.

Es sind außerdem Einrichtungen vorgesehen, um übergangsfreie Steuerkursgeschwindigkeits- und Steuerkursfehler-Signale sicherzustellen, wenn der Steuerkurs des Luftfahrzeuges zufällig mit einem der Diskontinuitätspunkte des Dreieckschwingungssignals zusammenfällt· Zu diesem Zweck wurde eine beabsichtigte Hysterese an diesen Punkten vorgesehen, so daß, wenn das Schalten an einem Punkt oder Steuerkurswert erfolgt war, dieser Schaltpunkt rückwärts oder vorwärts verschoben wird, je nachdem, und zwar um eine vorgegebene Anzahl von Graden, so daß eine Hnkshrung des Luftfahrzeug-Steuerkurses in Richtung auf diesen JPuakt lurück die Schalter nicht auslöst, bis der neu ausgebildete Sshalfc-Steuerkurs erreicht ist« Dieses Merkmal ist an den detektorverswärkern 45 und 52 em<3& Fig. la gang jedes diaeep Verstärker wird iXb$r ©in an den Eiagang asurüökgefUfert, wobei die Werte der ausgewühlt sißd, daß wean der Verstärker "eiagesshalfcefc"

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ist und beispielsweise einen vcr^i^r^rwn endiiohea Sohaltausgang liefert, die vorgegebene Spe^aungsrUckiMJhrijng an den Verstärkereingang den Verstärkereingang vorspannt und wirksam das Verhältnis der ν_χ2- und ^„-Spannungen ändert, das erforderlich ist, tun den Verstärker zu triggern und um seinen Ausgang zu schalten. Beispielsweise sei angenommen* daß bei einem Anwachsen des Steuerkurses über 530° die Verhältnisse der Größen von ν_χζ und Vy₂ derart sind, daß die Ausgänge der Verstärker 45 und 52 positiv sind und positive Spannungen an ihre Eingänge zurückführen. Die Wirkung hiervon besteht in einer Vorspannung der Eingänge der Verstärker , so daß-, wenn sich der Steuerkurs des Luftfahrzeuges umkehrt, der normale 33O°-Schaltpunkt nunmehr bei 320° liegt» Der gleiche Vorgang tritt ein, wenn der Steuerkurs über einen Schaltpunkt verkleinert wird und dann über diesen Schaltpunkt hinaus vergrößert wird.

In der Steuerkurshaltungsbetriebsweise des Autopiloten ist kein Sehalten möglich. Dies ist möglich, weil der Autopilot den Steuerkurs innerhalb weniger Orade aufrechterhält und selbst bei einem normalen Schaltpunkt ist der Steuerkursfehler ausreichend linear um eine richtige Steuerung au ei'sielen. Somit steuert die Steuerkurshaltungs-Loglk in der Steuerkurs« haltungsbetriebswelse die Feldeffekttransistors«, IAO und 111 derart, daß sie den Eingang der Verstärker 45 und 52 so hoch vorspannen, daß die Verstärker nleht schalter, kennen und daher unwirksam sind.

Fh ί si itarisprüche

H U :f K! I A. I

Claims

Patentansprüche

1. Querachsen-Steuervorrichtung für sin automatisches Plug-Steuersystem, gekennzeichnet durch stabile Richtungebesugseinrichtungen (10) Einrichtungen unter Einschluß eines Synchro-Steuertransformaters (12) mit einem durch die Bezugseinrichtung (10) eingestellten Rotorteil (13) und einem an den Luftfahrzeug befestigten Statorteil (Ik), einer Schalteinrichtung (30, 31, 32, 33) und Deraodulatoreinrlchtungen (20), die durch die relativen Stellungen der Rotor- und Statortslle (13*1*0 gesteuert werden, um eine dreieckförtnige Qlei chspannungssignalspannung zu liefern, die im wesentlichen lineare Anstiegsund Abfallflanken, die linearen Änderungen des Luftfahrzeug-Steuerkursee zwischen vorgegebenen Steuerkursen entspreohen, und Diskontinuitätspunkte an den vorgegebenen Luftfahrzeug-Steuerkursen umfaßt, auf die Signalgleichspannung ansprechende Einrichtungan (70) zur Ableitung eines Änderungsgeschwindiglceitssignals, das proportional zur Änderungsgesohwindigkeit ist, und auf die Schalteinrichtungen (30, 31* 252, 33) ansprechende Einrichtungen (24) zur Nachführung und sum Festhalten des Viertes des KnderongsgeschwindigkeitssIgnais an den Dislcontinuitätspunkten für ein vorgegebenes Zeitintervall, wodurch irgendwelche Xnderungsgesohviindigkeitssignalüber^änge an den Diskontinuitäspunkten beseitigt werden,

2. Steuervorrichtung nach Anspruch I₉ dadurch gekennzeichnet, daS die Richtu.TxjsDeisugsf-ilrjrlch'cu^sen ejnen

ael (10; umfassen«

3. Steuervorrichtung nach Anspruch 1 oocr 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Rotorteil des Steuertransformators sine Einphasen^icklung (12) einschließt, die durch eine Träger-Wechselspannung erregt wird, und daß der Statorteil (14) eine Anzahl von unter gleichen Mnkaln angeordneten Ausgangswicklungen (X, Y, Z) zur Lieferung einer entsprechenden Ai&zahl von Wechselspannungs-Ausgangssignalen einschließt, die jeweils sinusförmig entsprechend der Winkelstellung des Statorieils (14) mit den Jeweiligen Ausgangswicklungen moduliert slnd^ wobei jede Modulationskomponente eine vorgegebene Beziehung zum SteuerkurD des Luftfahrzeuges aufweist»

4. Steuervorrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Demodulationseinrichtungen erste Schalter^lemente (57* 59)» die auf öle Wechselspannungsausgangssignala ansprechen, um die Wechselrspannungsausgangsslgnale in Olelchspannungsausgengssignale umzuwandeln und zweite Schaltsrelemente (56j 56) aufweisen, die auf vorgegebene relative Größen und vorgegebene Phasen der modulierten Wechselspannungsaiisgangsslgnale ansprechen, um die ersten Schalterelenente (57* 59) zu steuern.

5» Steuervorrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, da3 die vorgegebenen relativen Größen vorgegebene Verhältnisse aufweisen., die vorgegebenen Steuerkursen des Luftfahrzeuges entsprechen»

6. Steuervorrichtung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet-, deM die vcrgegetenen GröSenverhältnisse Luftfahrzeug-Steuerkursen entsprechen, zwischen denen die sinusförmig modulierten Ausgangssignale im wesentlichen linear sind.

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* Steuervorrichtung nach Anspruch 5 oder 6, dadurch g ekennzei chnet* daß die vorgegebenen Phasen den Phasen der C*ägerwechselspannung entsprechen:,

8. Steuervorrichtung nach einem der Anspruchs 5 bis 7* g e k e η η ι e L c h η 3 t durch auf die vorgegebenen Größenverhältnisse ansprechende Einrichtungen (56) zum Invertieren abwechselnde:? Flanken des dreleckförmigen Schwingungssignals·

9· Steuervorrichtung naoh einem der Anspruchs 5 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtungen (30, 3¹* 32, 53) sum Nachführen und Festhalten des Wertes des XnderungEgeschwindigkeitssignals durch dia vorgegebenen Größenverhältnisse der Wechselspannungsau^gangssignale eingeschaltet werden₀

10. Steuervorrichtung nach einem der Anspruchs 5 bis 9* gekennzeichnet durch liystereseeinrichtungen (45* 52), die auf die vorgegebenen Größenrerhältnisse ansprechen, um die GröSenverhältnisse zu äniern, wenn das vorgegebene Größenverhältnis einmal in eiaer Richtung der Steuerkursänderung erreicht ist.

11« Steuervorrichtung naoh Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, da3 die Hystereseeinrieiitungen Verstärkereinrichtungen (45, 52)* die auf die vorgegebenen Größenverhältnj sse aitisprechen, und aufden Ausgaig der Verstärkereinrichtungen (45, 52) ansprechende Einrichtungen zur Rückführung eines Signals an den Eingang der /erstärkereinrichtungen (45^ 52) umfassen, um den Einging der Verstärkereinrichtt ogeii (45, 52) vorzuspannen.

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