DE2343780C2 - Automatisches Flugsteuer- und -regelsystem für Bewegungen um die Hochachse oder Nickachse - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein automatisches Flugsteuer- und -regelsystem für Bewegungen um die

Hochachse oder Nickachse, mit einer stabilisierten Richtungsbezugseinrichtung und einem Synchro-Steuertransformator, dessen Rotorteil durch die Richtur.gsbezugseinrichtung eingestellt wird und dessen Statorteil an dem Luftfahrzeug befestigt ist

Automatische Flugsteuer- und -regelsysteme wurden über viele Jahre hinweg verwendet und erstrecken sich in ihrer Kompliziertheit von einfachen direkten Pendelsteuerungen eines Luftfahrzeugruders bis zu hochentwickelten Änderungsgeschwindigkeitsmeßfühlern, wie z. B. Wendekreiseln, Winkelbeschleunigungsmessern und ähnlichen Geräten, die den Stellantrieb des Luftfahrzeugruders über elektrische Netzwerke betätigen.

Zuverlässige, kompakte Winkeländerungsgeschwindigkeitsmeßfühler mit langer Lebensdauer sind sehr aufwendige elektromechanische Präzisionsinstrumente, die lediglich bei großen mehrstrahligen militärischen und kommerziellen Transportflugzeugen verwendet werden. Die Verwendung in Luftfahrzeuge der allgemeinen Luftfahrt verbietet sich aus Gründen der Kosten für die Anschaffung und Wartung.

Es ist jedoch ein Flugsteuer- und -regelsystem der eingangs genannten Art bekannt (GB-PS 6 90 670) bei dem eine ohnehin vorhandene Richtungsbezugseinrichtung verwendet wird, um ein Gier-Änderungsgeschwindigkeitssignal durch eine Differenzierung des Richtungsbezugssignals abzuleiten. Hierbei werden jedoch weitere wartungsaufwendige und komplizierte elektromechanische Einrichtungen wie Resolver verwendet und die Gier-Änderungsgeschwindigkeit wird nicht direkt von den Dreidraht-Daten abgeleitet, die von einem üblichen Synchro-Geber geliefert werden, der an der Richtungsbezugseinrichtung angeordnet ist

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein einfach aufgebautes automatisches Flugsteuer- und -regelsystem der eingangs genannten Art zu schaffen, das weitgehend ohne die Verwendung elektromechanischer Bauteile auskommt und damit sehr zuverlässig ist

Diese Aufgabe wird durch die im kennzeichnenden Teil des Anspruchs 1 angegebene Erfindung gelöst.

Vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen.

Das erfindungsgemäße System kann vollständig in Festkörperbauweise ausgeführt werden und ist damit sehr zuverlässig, wobei die Herstellungskosten sehr gering sind. Das erfindungsgemäße System verwendet als Richtungsbezugseinrichtung ohnehin vorhandene Einrichtungen, wie z. B. einen Wendezeiger oder einen Kurskreisel, und sämtliche anderen Bauteile des Systems sind vollständig elektronisch aufgebaut.

Üblicherweise umfaßt ein bei derartigen Richtungsbezugseinrichtungen verwendeter Synchro-Steuertransformator eine wechselstromerregte Rotorwicklung, die mit 400 Hz erregt wird, sowie drei um 120° in der Phase versetzte Statorwicklungen, die üblicherweise als die X-, Y- und Z-Schenkel bezeichnet werden, wobei die Rotorwicklung in jeder der Statorwicklungen eine 400 Hz-Spannung induziert, die entsprechend der Winkelstellung der Rotorwicklung relativ zum Stator moduliert ist Beispielsweise ändert sich für eine vollständige Drehung des Rotors gegenüber dem Stator die Modulationshüllkurve des Ausganges jeder der Statorwicklungen sinusförmig mit einer Phasenverschiebung von 120° zwischen diesen Statorwicklungen, wobei die Amplitude der Hüllkurve proportional zur Rotorerregungsspannung ist. Weil jede Schenkelausgangsspannung eine Sinusschwingung ist und weil eine Sinusschwingung im wesentlichen innerhalb von ± 30° ihres 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 360° dreht Wenn weiterhin eine der Wicklungen, beispielsweise die Z-Wicklung auf Erde bezogen ist, so werden die drei sinusförmigen Spannungshüllkurven wie folgt abgeleitet: XZ, YZ, sowie XY durch Summierung von XZ und KZ Die vorstehenden Eigenschaften werden in

ίο dem bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung ausgenutzt, um die Dreidraht-Ausgangsdaten der Richtungsbezugseinrichtung in Zweidraht-Ausgangsdaten umzuwandeln, und diese Zweidraht-Daten werden in ein sich kontinuierlich linear änderndes Signal umgewandelt, wenn sich der Rotor über 360° dreht Eine einfache Demodulation jeder Schenkelausgangsspannung durch Schalten an den 60°-Intervallen ergibt jedoch eine Sägezahnschwingung mit starken Diskontinuitäten an den Intervallen, wodurch diese Schwingung für die Ableitung einer Änderungsgeschwindigkeit ungeeignet ist Daher werden diese Diskontinuitäten durch Invertieren abwechselnder Sägezahnabschnitte beseitigt, wodurch sich eine Dreieckschwingung ergibt, die zwar noch Diskontinuitäten aufweist, die jedoch wesentlich gegenüber der Sägezahnschwingung verringert sind.

Die Wirkung dieser wesentlich verringerten Diskontinuitäten in dem abgeleiteten Änderungsgeschwindigkeitssignal wird durch einen Nachlauf des Signals beseitigt, wobei zum Zeitpunkt der Umkehrung die vor-

handene Änderungsgeschwindigkeit für ein kurzes Intervall von beispielsweise 50—100 Millisekunden festgehalten wird, wodurch sich die Schaltungen zur Ableitung der Änderungsgeschwindigkeitssignale stabilisieren können, nach dem die Diskontinuität durchlaufen wurde.

Gemäß einer bevorzugten Ausgestaltung der Erfindung ist weiterhin eine Hysterese in die Schaltereinrichtungen derart eingefügt, daß bei der Diskontinuität oder bei der Umkehrung der Steuerkurs sich in der entgegengesetzten Richtung ändern muß, beispielsweise um ungefähr 10°, bevor ein neuer Nulldurchgang auftritt.

Die Erfindung wird im folgenden anhand eines in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispiels eines Gierdämpfersystems noch näher erläutert
In der Zeichnung zeigen

Fig. la und Ib zusammen eine schematische Darstellung des bevorzugten Ausführungsbeispiels,
*Ψ i g. 2 elektrische Signalschwingungsformen zur Erläuterung der Betriebsweise des bevorzugten Ausführungsbeispiels.

Wie aus den Zeichnungen und insbesondere aus F i g. la zu erkennen ist, umfaßt das System ein übliches Richtungskreiselgerät 10, wobei ein vertikaler oder äußerer Kardanring 11 dieses Kreiselgerätes einen üblichen Synchro-Steuertransformator 12 im 1:1-Verhältnis einstellt. Der Transformator 12 umfaßt einen Einphasen-Rotor 13 und einen Dreiphasen-Stator 14 mit jeweiligen Wicklungen X, Y und Z Die Ausgangscharakteristika der Statorwicklungen, die so miteinander verbunden sind, wie es in F i g. 1 gezeigt ist, sind in den Schwingungsformen a nach F i g. 2 dargestellt, und zwar für den Fall, bei dem sich der Rotor 13 über eine vollständige 360°-Umdrehung dreht. Die drei Sätze von Sinusschwingungen stellen die Modulationshüllkurven der an den Rotor 13 angelegten 400 Hz-Erregungsspannung dar. Die gestrichelte Kurve V_xz stellt den Ausgang längs der Wicklungen XZ und Erde dar, die strich-

punktierte Kurve Vyz stellt den Ausgang längs der Wicklungen YZ und Erde dar und die ausgezogene Kurve Vxy stellt die Summe der Spannungen längs der Wicklungen XZund VZdar. Somit stehen die normalen Dreidraht-Synchro-Transformatordaten an lediglich den beiden Wicklungen X und V zur Verfügung 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 F i g. 1 b durchgeführt wird.

Eine Betrachtung der mit a in F i g. 2 bezeichneten Schwingungsformen zeigt, daß ausreichende ± 30°-Sektoren (im wesentlichen lineare Teile einer Sinusschwingung) der drei Schenkel-zu-Schenkel-Spannungen zur Verfügung stehen, um die vollständige 360°-Drehung des Synchros und damit des Luftfahrzeuges (unter der Annahme eines 1:1-Verhältnisses zwischen der Kreiselbewegung und der Synchrobewegung) zu überdecken. Somit steht durch geeignete Demodulation, Schaltung und Umkehrung eine kontinuierliche dreieckförmige 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 ist für eine niedrige Wendegeschwindigkeit des Luftfahrzeuges die Neigung der Kurve flach, während für hohe Wendegeschwindigkeiten die Neigung steil ist Das heißt mit anderen Worten, daß die Neigung der linearen Teile der Dreieckschwingung proportional zur Wendegeschwindigkeit des Luftfahrzeuges ist

Eine weitere Betrachtung der Schwingungsformen a nach F i g. 2 zeigt, daß das erforderliche Schalten zur Erzeugung der dreieckförmigen Schwingung genau dadurch durchgeführt werden kann, daß Spannungen von beträchtlicher Größe festgestellt werden, 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 Vxy dargestellten Spannung zur durch die Schwingungsform Vyz dargestellten Spannung bei einem Steuerkurs von 30° umzuschalten. Dieser Punkt ist durch einen Vergleich der endlichen Spannungen feststellbar, die durch die Schwingungsformen Vxz und Vyz dargestellt sind, d. h. wenn - Vxz = - 2 Vyz ist Weiterhin ist festzustellen, daß die Schwingungsformen a nach F i g. 2 als demodulierte Modulationshüllkurven des 400 Hz-Trägers des Transformators 12 dargestellt sind. Somit ist es erforderlich, die Signale zu demodulieren, um die dargestellten Schwingungsformen zu erzielen und um die richtigen Phasenbezüge für die Demodulatoren zu liefern.

Im allgemeinen liefern die in Fig. la dargestellten Schaltungen das dreieckförmige Schwingungssignal, das durch die Schwingungsform b nach F i g. 2 dargestellt ist Dieses Signal ist der Ausgang eines Demodulators 20 (F i g. la), das an einer Leitung 21 erscheint und dessen Anstiegs- und Abfallflanken proportional zur Wendegeschwindigkeit oder zur Giergeschwindigkeit des Luftfahrzeuges sind. Dieses Signal wird einer Änderungsgeschwindigkeits-Erzeügungsschaltung ' und einem Filter, 22 (Fig. Ib) einen Inverter 23, einer Nachlauf- und Halteschaltung 24, einer Aüsbleridschaltung 25 und dann einer Ausgangsleitung 26 an ein Gier-5 oder Seitenruder-Servosystem 28 zugeführt. Die ausführliche Betriebsweise der vorstehenden Schaltungen wird weiter unten erläutert

Es ist erwünscht, ein Signal zu 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

!5 es erforderlich, den Steuerkursfehler zu synchronisieren, damit kein entgegengesetztes Signal dem Querneigungskanal zugeführt wird. Das Vorstehende wird dadurch erreicht, daß die dreieckförmige Schwingung an der Leitung 21 einem verriegelbaren Steuerkurssynchronisierer 27 nach Fig. 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 30, 31 (Fig. la), die die Schaltpunkte bestimmen, die auf den relativen Amplituden der Vxz- und Vycz-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-Bildungs-

schaltung und des Filters 22 sowie des Steuerkurssyn-

chronisierers 27 liefert, wenn die Dreieckschwingungs-Übergänge auftreten.

In der folgenden Beschreibung der Schaltungen zur Erzeugung der Dreieckschwingung sowie ihrer Betriebsweise sei zur Erleichterung des Verständnisses des Ausführungsbeispiels angenommen, daß das Luftfahrzeug eine Kurve mit konstanter Wendegeschwindigkeit über etwas mehr als 180° ausgehend von etwas vor dem Steuerkurs von Null, beispielsweise 350° ausführt, wobei sich die Betriebsweise von 180° bis 360° selbst wiederholt Es sei weiterhin angenommen, daß der Vorzeichendetektor 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. h. ohne Bezug auf tatsächliche absolute Kompaß- oder Kursinformationen.

Es sei angenommen, daß das System eingeschaltet wird, wenn sich der Synchro-Transformator 12 an einer Winkelstellung befindet, die beispielsweise 350° entspricht An dieser Stelle ist es erwünscht, eine demodu-

lierte Spannung zu liefern, die dem Wert von Vxy zwischen 330° und 30° entspricht Der richtige Demodulator-Bezug hängt von dem Zustand der Detektoren 30 bis 34 ab. Es sei zunächst der Zustand des Ausgangs des Sektordetektors 34 betrachtet Es ist festzustellen, daß die 400 Hz-Spannungen Vxz und Vyz gleichphasig sind und daß daher die Logik der Phasendetektoren 32, 33 (im »normalen« Zustand) bewirkt, daß die Spannung (SY) an einer Leitung 36 (Fi g. 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 Arhplitudendetektor 30 betrachtet. Eine durch die Zweige 39,40 gebildete Parallelschaltung spricht auf die Amplitude von Vfoan und eine Schaltung 41 ist derart ausgebildet, daß die Spannung in der Schaltung 41 auf die Amplitude von Vyz anspricht. Weiterhin ist die Impedanz jedes parallelen Zweiges 39, 40 doppelt so groß wie die der Schaltung 41. Weil ein Feldeffekttransistor 42 von dem Sektordetektor 34 ge- ίο steuert wird und das Signal an der Leitung 38 hoch ist, unterbricht der Transistor 42 den Zweig 39. Somit ist, wenn die negative Halbperioden-Spannung von Vyz (über eine Diode 43) zumindest halb so groß wie die positive Halbperiode von Kiez (über eine Diode 44) ist, die resultierende Spannung am Eingang eines Operationsverstärkers 45 gleich Null. Bei dem angenommenen Ausgangspunkt von 350° ist der Eingang des Verstärkers 45 negativ, so daß der Ausgang des Verstärkers 45 hoch ist Der Amplitudendetektor 31 vergleicht außerdem die V*z- und Vyz-Spannungen. In diesem Detektor ist die Eingangsimpedanz des Vyz-Zweiges 50 doppelt so groß wie die Impedanz des Kxz-Zweiges 51. Wenn somit die negative Halbperiodenspannung von Vxz zumindest halb so groß wie die positive Halbperiodenspannung von Vyz ist, so ist der Eingang an einen Verstärker 52 negativ und bei dem angenommenen Ausgangspunkt ist der Ausgang des Verstärkers 52 daher hoch. Es ist zu erkennen, daß 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 Fhasendetektor 32 spricht auf die Phase der Kyz-Spannung an, während der Detektor 33 auf die Phase der Kxz-Spannung anspricht Unter den angenommenen Ausgangsbedingungen sind diese beiden Spannungen gleichphasig zueinander, jedoch außer Phase mit der Synchro-Erregungsspannung. Somit wird in dem Phasendetektor 32 ein Transistor 55 durch die negativen und positiven Halbperioden 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 Vyz; 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 Vre-Demodulatorfeldeffekttransistor 57 des Demodulators 20, wobei der Transistor 57 unter den angenommenen Ausgangsbedingungen außer Phase mit Vyz angesteuert wird.

ίπ gleicher Weise steuert der Phasendetektor 33 in Abhängigkeit von der 400 Hz- V^z-Spannung den Ausgang eines UND-Gatters 58 über die »normale« Betriebsartenlogik gleichphasig mit Vxz, weil der andere Eingang des UND-Gatters 58 durch den Ausgang des Operationsverstärkers 52 hoch gehalten wird. Der Ausgang des Gatters 58 liefert somit den 400 -Hz-Phasenbezug für den Vyz-Demodulationsfeideffekttransistor 59 des Demodulators 20, wobei der Transistor 59 unter den angenommenen Ausgangsbedingungen gleichphasig mit Vyz angesteuert wird.

Nunmehr ist, weil der Demodulatorfeldeffekttransistor 57 Vxz außer Phase mit Vyz demoduliert und der Feldeffekttransistor 59 Vyz gleichphasig mit Vxzdemoduliert, unter den angenommenen Bedingungen die Gleichspannung an einer Leitung 60 proportional zur Amplitude von Vxz, weist jedoch ein negatives Vorzeichen auf, während die Gleichspannung an einer Leitung 61 in der Größe proportional zu Vyz ist, jedoch ein positives Vorzeichen aufweist. Dieses beiden Gleichspannungen werden am Eingang eines Operationsverstärkers 62 summiert, um eine Gesamtgleichspannung zu liefern, die beim angenommenen Ausgangszustand proportional zu Vxy ist. Wenn der Steuerkurs ausgehend von 330° auf Null vergrößert wird, ist es aus dem Vorstehenden verständlich, daß 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 Hinterflanke der Dreieckschwingung an der Ausgangsleitung 21 gebildet Es ist verständlich, daß der Verstärker 62 zusätzlich zur Verstärkung eine Demodulator-Filterfunktion erfüllt. Eine zusätzliche Verstärkung und Filterung ergibt sich durch einen Operationsverstärker 63. Irgendwelche Änderungen der Betriebsspannung werden durch einen Betriebsspannungskompensator 64 in üblicher Weise kompensiert

Es sei nunmehr angenommen, daß das Luftfahrzeug weiterhin seinen Steuerkurs ändert Bei 30° erfolgt ein weiteres Umschalten, um die Vorderflanke des nächsten Teils der Dreieckbchwingung an der Leitung 21 zu bilden, wie es im folgenden erläutert wird.

Wenn für einen Moment die Rückführungsverbindung um den Verstärker 45 des Amplitudendetektors 30 (dessen Zweck weiter unten erläutert wird) vernachlässigt wird, so ist zu erkennen, daß die relativen Amplituden der positiven und negativen Halbperioden des 400 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-Fiop-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, daß 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 Demouulaiortransistor 53 außer Phase mit Vxz schaltet, wodurch an der Leitung 61 eine Eingangsgleichspannung geliefert wird, die proportional zum tatsächlichen Wert von Vyz bei 30° Steuerkurs ist Wenn sich der Steuerkurs nicht geändert hat (auf 30° verbleibt), so hat sich der Ausgang des Demodulators 20 nicht geändert Wenn der Steuerkurs jedoch von 30° auf 60° anwächst, ändert sich die Neigung der Schwingungsform von einer negativen zu einer positiven Neigung, wie dies in F i g. 2 gezeigt ist Bei einem Steuerkurs von 60° kommen Vxz und Vyz in bezug aufeinander außer Phase, so daß die Phasen der Signale SX und Sy außer Phase kommen und den Zustand des Sektordetektors 34 ändern (d h. sie schalten seinen Ausgangstransistor ein und ergeben eine Erdung für die Feldeffekttransistoren 42 und 53). Der Transistor 42 ist nunmehr für den nächsten Schaltpunkt vorbereitet, wäh-

rend der Transistor 53 den Ausgang des Verstärkers 52 festhält, um sicherzustellen, daß das UND-Gatter 58 eingeschaltet bleibt (weil Wzund Vxzwährend dieses Sektors ihre kritischen Werte annehmen) und der Transistor 59 leitend gehalten wird, so daß er weiterhin VYz mit dem richtigen Vorzeichen demoduliert, wenn sich der Steuerkurs auf 90° ändert. Somit wird die lineare Vorderflanke (positive Neigung) der nächsten Dreieckschwingung 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 des Zweiges 39 parallel mit der gleichen Impedanz des Zweiges 50 geschaltet ist, wodurch, wenn die Amplituden von Vxz und VYz gleich werden, der Ausgang des Verstärkers 45 seinen Zustand ändert, d. h. er nimmt einen hohen Wert an. Das UND-Gatter 56 ist durchgeschaltet, 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 58 gesperrt wird und den Demodulatortransistor 59 nichtleitend hält. Wenn die normale nichtinvertierte Leitung hoch ist, ist das normale Gatter des Phasendetektors 32 eingeschaltet und das invertierte Gatter abgeschaltet, wodurch das UND-Gatter 56 und der Demodulatortransistor 57 außer Phase mit VYz ein- und ausgeschaltet werden und die positiven Halbperioden von Vxz demodulieren. Der Gleichspannungseingang des Verstärkers 62 sinkt daher ab, wenn sich der Steuerkurs auf 120° ändert. Bei 120° werden SATund SYgleichphasig und der Sektordetektor 34 nimmt einen hohen Wert an, so daß die Amplitudendetektoren 30 und 31 für den nächsten Schaltpunkt vorbereitet werden. Wenn Vxz positiv wird, wird der Gleichspannungsausgang des Transistors 47 negativ bis zu einem Steuerkurs von 150°. Der Ausgang der Verstärker 62 und 63 liefert somit die nächste lineare Hinterflanke der Dreieckschwingung. Weil die übrigen Perioden der Dreieckschwingung, d.h. von 150° bis 330° im wesentlichen durch eine Wiederholung des vorstehend beschriebenen Vorgangs erzeugt werden, wird die ausführliche Beschreibung hierfür nicht wiederholt
Auf diese Weise ergibt das beschriebene Ausführungsbeispiel eine Reihe von sich linear ändernden Gleichspannungen, die proportional zu den Änderungen des Steuerkurses des Luftfahrzeuges sind, und es wird nunmehr die Verwendung dieser Spannungen zur Ableitung von Signalen, die proportional zur Wendegeschwindigkeit des Luftfahrzeuges und des Steuerkursfehlers sind, beschrieben, wobei in der Hauptsache auf die F i g. Ib und 2c, d und e Bezug genommen wird.

Wie es weiter oben erläutert wurde, sind die Schwingungsformen nach den F i g. 2a und 2b auf Steuerkurs-Grade und nicht auf die Zeit bezogen. Diese Schwingungsformen können jedoch auch die Spannungen aufgetragen bei irgendeiner endlichen Wendegeschwindigkeit sein, die beispielsweise eine 5° /Sea-Wendegeschwindigkeit sein kann. Es sei außerdem daran erinnert, daß die Neigung der Vorder- und Hinterflanken der Dreieckschwingung sich proportional zur Wendegeschwindigkeit ändert, wobei für eine 2°/See.-Wendegeschwindigkeit die Neigung weniger steil sein würde als sie in Fig.2b dargestellt ist, während für eine Wendegeschwindigkeit von 10°/See. die Neigung wesentlich steiler sein würde.
Die an der Leitung 21 von der Schaltung nach F i g. la erzeugte Dreieckschwingung wird den das Wendegeschwindigkeitssignal erzeugenden Schaltungen 22 bis 26 nach F i g. Ib und dem Steuerkurssynchronisierer 27 und den den Steuerkursfehler erzeugenden Schaltungen hiervon zugeführt. Das Signal an der Leitung 21 wird über ein Widerstands-Kondensatornetzwerk 70 an den Eingang eines Operationsverstärkers 71 geführt, der auf Grund seiner Rückführungsschaltungen an seinem Ausgang 72 ein gefiltertes Signal liefert, das proportional zur Wendegeschwindigkeit oder Änderungsgeschwindigkeit des Signals an der Leitung 21 ist und einen vorgegebenen Frequenz-Bandpaß beispielsweise in der Größenordnung von 15 Radiant pro Sekunde aufweist. Dieses Signal ist durch die Schwingungsform c nach F i g. 2 dargestellt, und es ist zu erkennen, daß jedes Mal dann, wenn sich die Neigung der Dreieckschwingung von einem positiven Verlauf zu einem negativen Verlauf umkehrt, die Änderungsgeschwindigkeit hiervon abrupt das Vorzeichen 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 Schwingungsform c nach F i g. 2 dargestellte Signal für die Gierdämpfungsfunktion brauchbar zu machen, werden diese abrupten Diskontinuitäten mit Hilfe des Filters und des Inverters 23 beseitigt. Es sei daran erinnert, daß jedes Mal dann, wenn ein Schalten des Demodulators 20 erfolgt, die Flip-Flop-Schaltung 66 vom normalen Zustand in den invertierten Zustand gekippt wurde usw., und zwar durch die Vorzeichensehaltung 35. Die normalen und invertierten Ausgänge der Flip-Flop-Schaltung 66 werden daher dazu verwendet, abwechselnd normale und invertierte Feldeffekttransistoren 73 und 74 des Inverters 23 zu steuern. Wenn somit der normale Feldeffekttransistor 73 leitend gemacht ist, ist der invertierte Feldeffekttransistor 74 nicht leitend und die positive Änderungsgeschwindigkeitsänderung des durch die Schwingungsform c nach F i g. 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, die negative Änderungsgeschwindigkeitsänderung der Schwingform c an den positiven Eingang des Versiärkers 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 c/nach F i g. 2 dargestellt ist (die eine 360°-Kurve bei einer bestimmten Wendegeschwindigkeit mit leichten Störungen zeigt). Dieses Signal wird dann durch die Nachführungs- und Halteschaltung 24 geleitet, deren Zweck weiter unten beschrieben wird und dann der Ausblendschaltung 25 zugeführt, die eine Widerstands-ZKondensatorschaltung 77 und einen Operationsverstärker 78 umfaßt, um ein Ausgangssignal an der Leitung 26 zu liefern, das durch die Schwingungsform e nach F i g. 2 dargestellt ist und das proportional zur Wendegeschwindigkeit des Luftfahrzeuges ist Die hauptsächliche Funktion der Ausblendschaltung 25 besteht darin, das Wen-

degeschwindigkeitssignal bei konstanten Wendegeschwindigkeiten des Luftfahrzeuges zu dämpfen, d.p h. wenn die Änderungen des Steuerkurses des Luftfahrzeuges von dem Piloten oder von dem Autopiloten gesteuert werden.

Es ist unter bestimmten Bedingungen, beispielsweise wenn der Querneigungswinkel des Luftfahrzeuges einen vorgegebenen Wert, beispielsweise 45° überschreitet, und wenn die Querneigungsgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges einen vorgegebenen Wert, beispielsweise 8"'See. überschreitet, erwünscht, das Wendegeschwindigkeitssignal vollständig von dem Seitenruder- oder Gierdämpfer-Servosystem 28 abzutrennen oder zu sperren. Einer der noch bedeutenderen Gründe für die Sperrung des Giergeschwindigkeitsbefehls an das Seitennider-Servosystem 28, wenn der Absolutwert des Querneigungswinkels des Luftfahrzeuges 45° überschreitet, ergibt sich aus der Tatsache, daß das Giergeschwindigkeitssignal von einem Richtungskreisel abgeleitet wird. Wie es bekannt ist, entstehen auf Grund der Tatsache, daß der Kardanring des Richtungskreisels parallel zur Z-Luftfahrzeugachse drehbar gelagert ist und das Rotorgehäuse des Kreisels auf einer horizontalen Achse schwenkbar gelagert ist, erhebliche Fehler an dem Abgriff für die vertikale Achse, wenn das Luftfahrzeug eine größere Querneigung als beispielsweise 45° einnimmt, und zwar auf Grund der Wirkung des Universalgelenks. Daher wird in F i g. 1 b ein Signal, das proportional zur absoluten Größe des Querneigungswinkels ist, an einer Leitung 80 zugeführt und einem Eingang eines Operationsverstärkers 81 zugeführt Es ist erwünscht, das Änderungsgeschwindigkeitssignal langsam abzuschalten, um irgendwelche plötzlichen Gier-Sprünge zu vermeiden. Dies wird durch eine »Langsam ein«-Technik erreicht Dabei wird das Seitenruderservo durch einen Servoverstärker von der Pulsbreitenart angesteuert, der eine dreieckförmige Bezugsschwingung für die Erzeugung der veränderlichen Impulsbreite benötigt Diese Dreieckschwingung, die in geeigneter Weise gedämpft und gegenüber Erde vorgespannt ist, wird über eine Leitung 82 an den anderen Eingang des Verstärkers 81 angelegt Die Dämpfung und die Vorspannung wird bezüglich des Querneigungswinkelsignals so ausgewählt, daß für einen Querneigungswinkel zwischen ungefähr 43° und 47° Signale mit veränderlicher Impulsbreite von dem Verstärker 81 einen PNP-Transistor 83 vom ausgeschalteten in einen eingeschalteten Zustand umschalten, und zwar mit einer anwachsenden Impulsbreite, wodurch das Änderungsgeschwindigkeitssignal an der Leitung 26 langsam gegen Erde gedämpft wird. Es ist verständlich, daß diese Querneigungswinkel-Abschsitung für relativ hohe Quemeigungswinkel dadurch beseitigt werden kann, daß der Ausgang des Richtungskreisels für den Querneigungswinkelfehler kompensiert wird Dies kann auf eine Vielzahl von verschiedenen Wegen durchgeführt werden. Vom Betrieb her ist eine Gierdämpfungs-Abschaltung bei sehr hohen Querneigungswinkeln immer als wünschenswert zu betrachten.

Es ist erwünscht, das Giergeschwindigkeitssignal an den Gier-Servo zu sperren, wenn die Querneigungsgeschwindigkeit beispielsweise 8° /See. überschreitet, um eine gleichförmige und sprungfreie Kurveneinleitung und -ausleitung 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 zugeführt Dieses Signal steht ebenfalls in einfacher Weise von dem Autopiloten 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 muß daher nicht wiederholt werden.

Das beschriebene Gierdämpfungssystem wird durch die Gier-Einschaltlogik 85 (Fig. Ib) ein- und ausgeschaltet.

Es sind Einrichtungen vorgesehen, die dem Wendegeschwindigkeitssignal über seinen linearen Teil nachlaufen und die bei jeder Diskontinuität (d. h. bei der Umkehrung der Vorzeichen der Dreieckschwingung) den letzten Wert des Signals für ein vorgegebenes Intervall festhalten, bis die Diskontinuität durchlaufen wurde und die den Geschwindigkeitswert bildenden und invertierenden Schaltungen ausschwingen oder sich auf dem nächsten linearen Teil stabilisieren. Dies wird durch die Nachführ- und Halteschaltung 24 nach Fig. Ib erreicht.

Es sei noch einmal kurz die F i g. 1 a betrachtet. Es ist zu erkennen, daß die Vorzeichenschaltung 35 durch die Amplitudendetektoren 30 und/oder 31 bei jeder Änderung des Vorzeichens der Dreieckschwingung an der Leitung 21 getriggert wird. Die Vorzeichenschaltung 35 schließt eine monostabile Schaltung 86 ein, die über eine Leitung 87 mit einem Feldeffekttransistor 88 so verbunden ist, daß bei jeder Diskontinuität der Transistor 88

nicht leitend gemacht wird, wodurch das Änderungsgeschwindigkeitssignal an der Leitung 76 für eine Periode unterbrochen wird, die durch die WiderstandsVKondensator-Zeitkonstante der monostabilen Schaltung 86 bestimmt ist Ein typischer Wert für die Dauer des Unterbrechungsimpulses von der monostabilen Schaltung 86 ist 50 bis 100 Millisekunden, was lang genug ist, damit sich die Änderungsgeschwindigkeitsschaltung 22 von der Diskontinuität erholen kann. Normalerweise wird das Änderungsgeschwindigkeitssignal an der Leitung 76 dem 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 an der Leitung 76 abgetrennt, der Kondensator 90 speist seine gespeicherte Ladung jedoch an den Verstärkereingang, um dessen Ausgang auf dem letzten Wert des Änderungsgeschwindigkeitssignals zu halten. Auf diese Weise erscheinen keine

so Änderungsgeschwindigkeitssprünge auf Grund der Diskontinuitäten in der Dreieckschwingung des Steuerkurses an dem Gierdärnpfer-Servoeingäng.

In den meisten automatischen Flugsteuersystemen für Luftfahrzeuge unter Einschluß des Systems nach der oben erwähnten deutschen Patentschrift ist eine der Betriebsarten die Steuerkurshalte-(HDG HOLD)Betriebsweise. In dieser Betriebsart wird der Steuerkurs des Luftfahrzeuges über ein Steuerkursfehler-ZQuerneigungswinkel-Signal gesteuert, um den Steuerkurs des Luftfahrzeuges auf dem Wert zu halten, der bei der Auswahl dieser Betriebsart vorhanden war. Die Steuerkurs-Synchronisiererschaltung 27 nach Fi g. Ib liefert dieses Signal. Es sei angenommen, daß der Autopilot sich in einer anderen Betriebsart als der Steuerkurshaltungsbetriebsweise befindet Das Steuerkurssignal von dem Kreisel 10, das durch das Dreieckschwingungssigna! an der Leitung 21 von dem Dreidraht-ZZweidrahtkcnverter 20 dargestellt ist, wird dem Eingang eine;» Opera-

tionsverstärkers 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 in der Steuerkurshaltungs-Betriebsweise befindet wird der Transistor 98 auf Grund der Masseverbindung, die von dem Steuerkurshaltungs-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 Steuerkurshaltungs-Betriebsweise ist jedoch der Steuerkurshaltungs-Logiktransistor 99 abgeschaltet, wodurch der Rückführungsverstärker 97 von dem Steuerkurssignal an der Leitung 96 getrennt ist Der letzte Wert des Steuerkurssignals war jedoch an einem Rückführungskondensator 101 des Operationsverstärkers gespeichert und daher stellt der Ausgang des Verstärkers 97 den Bezugswert für den Verstärker 95 auf den Steuerkurs, der zur Zeit der Steuerkurshaltungs-Auswahi gegeben war, so daß das Signal an der Leitung 96 proportional zum Steuerkursfehler ist 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 Umkehrung des Luftfahrzeug-Steuerkurses in Richtung auf diesen Punkt zurück die Schalter nicht auslöst, bis der neu ausgebildete Schalt-Steuerkurs erreicht ist Dieses Merkmal ist an den Amplitudendetektorverstärkern 45 und

ίο 52 nach F i g. la vorgesehen. Der Ausgang jedes dieser Verstärker wird über ein Impedanznetzwerk an den Eingang zurückgeführt, wobei die Werte der Widerstände derart ausgewählt sind, daß, wenn der Verstärker »eingeschaltet« ist und beispielsweise einen vorgegebenen endlichen Schaltausgang liefert, die vorgegebene Spannungsrückführung an den Verstärkereingang den Verstärkereingang vorspannt und wirksam das Verhältnis der Vxz- und Vyz-Spannungen ändert, das erforderlich ist um den Verstärker zu triggern und um seinen Ausgang za schalten. Beispielsweise sei angenommen, daß bei einem Anwachsen des Steuerkurses über 330° die Verhältnisse der Größen von Vxz und Vy₂ derart sind, daß die Ausgänge der Verstärker 45 und 52 positiv sind und positive Spannungen an ihre Eingänge zurückführen. Die Wirku/g hiervon besteht in einer Vorspannung der Eingänge der Verstärker, so daß, wenn sich der Steuerkurs des Luftfahrzeuges umkehrt, der normale 330°-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 Schalten möglich. Dies ist möglich, weil der Autopilot den Steuerkurs innerhalb weniger Grade aufrechterhält und selbst bei einem normalen Schaltpunkt ist der Steuerkursfehler ausreichend linear, um eine richtige Steuerung zu erzielen. Somit steuert die Steuerkurshaltungs-Logik in aer Steuerkurshaltungsbetriebsweise die Feldeffekttransistoren 110 und 111 derart, daß sie den Eingang der Verstärker 45 und 52 so hoch vorspannen, daß die Verstärker nicht schalten können und daher unwirksam sind.

Hierzu 3 Blatt Zeichnungen

Claims (14)

Patentansprüche:

1. Automatisches Flugsteuer- und -regelsystem für Bewegungen um die Hochachse oder Nickachse, mit einer stabilisierten Richtungsbezugseinrichtung und einem Synchro-Steuertransformator, dessen Rotortei! durch die Richtungsbezugseinrichtung einstellbar ist und dessen Statorteil an dem Luftfahrzeug befestigt ist, dadurch gekennzeichnet, daß durch die Relativpositionen der Rotor- und Statorteile (13, 14) gesteuerte Schalt-, Demodulator- und Invertereinrichtungen (30,31,32,33; 20; 35) zur Lieferung einer Dauerstrich-Dreieckschwingungs-Signalgleichspannung mit im wesentlichen linearen Anstiegs- und Abfallflankensektoren entsprechend den Änderungen des Luftfahrzougsteuerkurses zwischen im wesentlichen ± 30° -Sektoren des Luftfahrzeug-Steuerkurses und mit Diskontinuitätspunkten an den Anstiegs- und Abfallflanken-Verbindungsstellen der Dreieckschwingung vorgesehen sind, daß auf die Dreieckschwingungs-Signalgleichspannung ansprechende Einrichtungen (70) zur Ableitung eines Änderungsgeschwindigkeitssignals vorgesehen sind, das proportional zur Steigung der Anstiegs- und Abfallflankensektoren und damit proportional zur Änderungsgeschwindigkeit des Luftfahrzeug-Steuerkurses ist, und daß auf die Schalteinrichtungen (30, 31, 32, 33) ansprechende Einrichtungen (24) zur Nachführung und zum Festhalten des Wertes des Änderungsgeschwindigkeitssignals an den Diskontinuitätspunkten für ein vorgegebenes Zeitintervall vorgesehen sind, so daß irgendwelche Änderungsgeschwindigkeitssignalübergänge an den Diskontinuitätspunkten beseitigt sind.

2. System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Richtungsbezugseinrichtung durch einen Kurskreisel (10) gebildev ist

3. System nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Rotorteil des Steuertransformators (12) eine Einphasenwicklung (13) einschließt, die durch eine Träger-Wechselspannung erregt wird, und daß der Statorteil (14) eine Anzahl von unter gleichen Winkelabständen angeordneten Ausgangswicklungen X, Y, Z zur Lieferung einer entsprechenden Anzahl von Ausgangswechselspannungen einschließt, die jeweils sinusförmig entsprechend der Winkelposition des Statorteils (14) moduliert sind, wobei jede Modulationskomponente eine vorgegebene Beziehung zum Luftfahrzeug-Steuerkurs aufweist

4. System nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Demodulationseinrichtungen erste Schalterelemente (57, 59), die auf die Ausgangswechselspannungen ansprechen, um die Ausgangswechselspannungen in Gleichspannungsausgangssignale umzuwandeln, und zweite Schalterelemente (56,58) aufweisen, die euf vorgegebene relative Größen und vorgegebene Phasen der modulierten Ausgangswechselspannungen ansprechen, um die ersten Schalterelemente (57,59) zu steuern.

5. System nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die vorgegebenen relativen Größen vorgegebene Verhältnisse aufweisen, die den Luftfahrzeug-Steuerkursen entsprechen.

6. System nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die vorgegebenen Verhältnisse Luftfahrzeug-Steuerkursen entsprechen, zwischen denen die sinusförmig modulierten Ausgangswechselspannungen im wesentlichen linear sind.

7. System nach Anspruch 5 oder 6, dadurch gekennzeichnet, daß die vorgegebenen Phasen den Phasen der Trägerwechselspannung entsprechen.

8. System nach einem der Ansprüche 3 bL^c 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtungen (70) zur Ableitung des Änderungsgeschwindigkeitssignals Einrichtungen (66) einschließen, die auf die Invertereinrichtungen (35) zur Invertierung abwechselnder Flankensektoren des Dreieckschwingungs-Gleichspannungssignals ansprechen.

9. System nach einem der Ansprüche 5 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtungen (30,31, 32, 33) zum Nachführen und Festhalten des Wertes des Änderungsgesohwindigkeitssignals durch die vorgegebenen Größenverhältnisse der Ausgangsv/echselspannungssignale eingeschaltet werdea

10. System nach einem der Ansprüche 5 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß Hystereseeinrichtungen (45, 52) vorgesehen sind, die auf die vorgegebenen Größenverhältnisse ansprechen, um diese Größenverhäitnisse zu ändern, sobald das vorgegebene Größenverhältnis einmal in einer Richtung der Steuerkursänderung erreicht ist

11. System nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Hystereseeinrichtungen (45, 52), die auf die vorgegebenen Größenverhältnisse ansprechen, und auf den Ausgang der Verstärkereinrichtungen (45, 52) ansprechende Einrichtungen zur Rückführung eines Signals an den Eingang der Verstärkereinrichtungen (45, 52) derart einschließen, daß der Eingang der Verstärkereinrichtungen (45,

52) vorgespannt ist

12. System nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß auf das Dreieckschwingungs-Gleichspannungssignal ansprechende Steuerkurssynchronisiereinrichtungen (27), Steuerkurshalte-Schalteinrichtungen (97, 101) zur Blockierung der Synchronisiereinrichtungen bei einem jeweils vorliegenden Steuerkurs und weitere Schaltereinrichtungen (95) vorgesehen sind, die auf die Steuerkurshalte-Schaltereinrichtungen ansprechen, um die Dreieckschwingungs-Schalteinrichtungen unwirksam zu machen, so daß ein Steuerkurs-Fehlersignal bei dem dann vorliegenden Steuerkurs geliefert wird.

13. System nach Anspruch 12, gekennzeichnet durch Einrichtungen (102,103), die auf die Invertereinrichtungen (35, 36) zur Invertierung des Vorzeichens des Steuerkurs-Fehlersignals für abwechselnde Flankensektoren des Dreieckschwingungs-Gleichspannungssignals ansprechen.

14. System nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch Sperreinrichtungen, die auf die Rollage des Luftfahrzeuges ansprechen, wenn die Rollage des Luftfahrzeuges einen vorgegebenen Wert überschreitet, so daß Änderungsgeschwindigkeits-Fehlersignale verhindert werden, die durch Kardanrahmen-Fehler des Kurskreisels hervorgerufen werden.