DE2412256C3 - Einrichtung zur Stabilisierung von einseil-gefesselten Fluggeräten - Google Patents
Einrichtung zur Stabilisierung von einseil-gefesselten FluggerätenInfo
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Description
c)
Die Erfindung betrifft Einrichtungen zur Stabilisierung von einseil-gefesselten Fluggeräten mit einer
Antriebsanlage in Verbindung mit durch Schub Auftrieb erzeugenden Mitteln (wie Drehflügel, Gebläse,
HubFtrahltriebwcrke od. dgl.) und einem Angriff des Fesselseiles unterhalb des Fluggerateschwerpunktes,
wobei die Stabilisierung eine in die Antriebsanlage und bzw. oder die Schub erzeugenden Mittel eingreifende
Steuerung enthält.
Bei derartigen Fluggeräten ergeben sich eine Reihe von Problemen, deren Ursache darin besteht, daß eine
unabhängige Stabilisierung und Regelung der rotatorischen
und translatorischen Freiheitsgrade des Fluggerätes infolge der starken Verkuppelung durch das
Fesselseil nur schwer belierfschbaf ist. Ein Fluggerät
der genannten Art ist monoton instabil in Lage und Translation bei Fesselung unterhalb des Fluggeräteschwerpunktes.
Es ist durch die deutsche Offenlegungsschrift 1431250 bekannt, gefesselte Fluggeräte zur Aufnahme
von Sensoren wie Kameras, Richtantennen od. dgl. zu verwenden, wobei bisher zwischen dem
Fluggerät und dem Sensor eine Bewegungskoppelung vorgenommen und die Stabilisierung des Fluggerätes
selbst durch die gewählte Ausführung des Fluggerätes hinsichtlich Seilfesselung und Pendelwirkung bewerkstelligt
wird. Es treten dabei je nach Windrichtung und Windstärke Abtriftbewegungen, bezogen auf den
Bodenfesselpunkt, auf. Ferner wird bei den bekannten Geräten durch hohen Leistungsüberschuß versucht,
diese Abtriften in Grenzen zu halten, um zu verhindern, daß das Gerät in eine kritische Fluglage gerät,
υ die zum Absturz führen kann. Der Seilzug am Fluggerät
darf einen bestimmten Wert nicht überschreiten, da mit zunehmender Seilzugkraft die rotatorische Eigenfrequenz
um die Nick- und Rollachse ansteigt und eine Steuerung des Fluggerätes, beispielsweise bei
Verwendung von Rotoren, mit Hilfe der zyklischen Verstellung der Rotorblattwinkel nicht mehr möglich
ist.
Aufgabe der Erfindung ist es, eine Stabilisierungseinrichtung zu schaffen, mit der die genannten Nach-
teile bekannter Einrichtungen vermieden werden. Die Abtrift des Fluggerätes soll bei gleichmäßig automatischer
Regulierung des minimalen Leistungsbedarfs flugsichere Grenzen einhalten. Darüber hinaus soll
das Fluggerät als Träger für Sensoren eine lotrechte und kursmäßige Lage automatisch einhalten.
Die gestellte Aufgabe ist erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß die Stabilisierung
a) zur Beeinflussung der Steuerung für die RoIl- und Nickachse eine Lageregelung und eine
J5 Translationsdämpfung;
b) zur Beeinflussung der Giersteuerung eine Winkelgeschwindigkeitsregelung
und
c) zur Beeinflussung der Leistungsregelung bzw. der Auftrieb erzeugenden Miud eine in Abhängigkeit
vom Seilzug im unmittelbaren Bereich
des Fluggerätes und in Abhängigkeit von der Leistungsregelung der Antriebsanlage arbeitende
Seilzugregelung
besitzt.
besitzt.
Mit einer erfindungsgemäß ausgebildeten Stabilisierungseinrichtung
ist es möglich, die Abtrift des Fluggerätes bei erheblicher Einsparung von Kraftstoff
in flugsicheren Grenzen zu halten. Das Fluggerät kann ferner ι. B. als Träger für Sensoren eine vorgegebene
in lotrechte und kursmäßige Lage automatisch einhalten. Der Seilzug bzw. die Seilzugkraft in Verbindung mit
di,m Rotorschub bilden dabei ein Kräftepaar zur Steuerung des Fluggerätes um die Roll- und Nickachse
sowie in bezug auf die Längs- und Querriclitungen.
Das Zusammenwirken beider Kräfte, nämlich der Seilzugkraft und der Schubkraft des Rotors bewirkt
ein annähernd konstantes dynamisches Verhalten des Fluggerätes bezüglich der Roll- und Nickbewegung,
sowie der Längs- und Querbewegung. Dies ist wiederum die Voraussetzung für den Wirkungsablauf im
Lägeregelkreis und der Translationsdämpfung.
In weiterer Ausgestaltung der Erfindung bestellt bei einer Ausführung der Einrichtung nach dem
Hauptanspruch für ein Drehflügelfluggerät ferner ein
Merkmal darin, daß die Lageregelung und die Translatiorisdäfripfung
auf die zyklische Rotorblattsteue^ rung einwirkt, daß die Winkelgeschwindigkeitsregelung
das Gierleitwerk beeinflußt Und daß die
Seilzugeregelung in Abhängigkeit vom Seilzug im unmittelbaren Bereich des Fluggerätes und in Abhängigkeit
von der Rotordrehzahl zur Beeinflussung der kollektiven Rotorblattsteuerung und bzw. oder der
Leistungsregelung der Antriebsanlage wirksam ist. Auch bei einem Fluggerät, bei dem der Auftrieb mittels
Rotoren erzeugt wird und bei dem die Rotorblätter kollektiv und zyklisch in bezug auf ihren Anstellwinkel
verstellbar sind, in Verbindung mit der Beeinflussung der Motorleistung unter Berücksichtigung
der Seilfesselung, ergibt die erfindungsgemäße Ausbildung eine einwandfreie Stabilisierung in Lage
und Translation sowie um die Gierachse.
Weiterhin besteht in weiterer Ausgestaltung der Erfindung eine vorteilhafte Ausbildung darin, daß
durch elektrische Signalvorgabe von der Bodenstation manuell oder automatisch in den Seilzugregelkreis
eingreifbar ist. Mit Hilfe dieser Maßnahme kann die Triebwerkleistung getrimmt und ein zu hoher Anstieg
der Seilzugkraft bzw. eine Überschreitung des Bereiches der zulässigen Seilzugkran mit den geschilderten
nachteiligen Wirkungen vermieden werden.
In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel der Stabilisierungseinrichtung gemäß der Erfindung dargestellt.
Fig. 1 zeigt in schematischer Darstellung das gefesselte, unbemannte Fluggerät im Flugzustand gemeinsam
mit der Bodenstation;
Fig. 2 zeigt in Form eines Blockschaltbildes die Struktur der boden- und bordseitigen Steuer- und Regelanlage;
Fig. 3 zeigt in einem Blockschaltbild den Aufbau der bordseitigen Steuer- und Regeleinrichtung;
Fig. 4 zeigt eine Ausführung der Lageregelung und Translationsdämpfung gemäß Fig. 3.
In Fig. I ist schematisch das Fluggerät im Schwebeflugzustand in Verbindung mit der Bodenstation,
die hier durch ein Fahrzeug gebildet ist, dargestellt.
Das als Bodenstation dienende Fahrzeug 1 nimmt den Lenkstaiid 20 und den Leitstand 21 sowie die Beriebsüberwachung
und die Energieversorgung auf (siehe Fig. 2). Bei dem gezeigten Ausführungsbeispiel
ist das unbemannte Fluggerät 2 als Hubschrauber mit einem Rotorkopf 4, an dem Rotorblätter 5
angeordnet sind, ausgebildet, wobei die Steuerung des Fluggerätes 2 in bekannter Weise mittels zyklischer
und kollektiver Rotorblattverstellung bzw. durch Änderung der Leistung der Antriebsanlage bewirkt wird.
Bei der gezeigten Ausführung ist mit 6 das unterhalb des Fluggerateschwerpunktes S am Fluggerät 2
im Fesselpunkt Ff befestigte Fesselseil bezeichnet.
Auf dem als Bodenstation dienenden Fahrzeug 1 ist eine Fesselseilwinde 7 angeordnet, auf deren Seiltrommel
das Fesselseil 6 auf- bzw. abwickelbar ist. Die Stelle, an der sich das Fesselseil 6 von der Seiltrommel
abwickelt bzw. an der das Fesselseil 6 mit der Seiltrommel beim Aufwickeln Berührung erhalt, ist als
Bodenfesselpunkt Fn bezeichnet. Ferner trägt das
Fahrzeug 1 ein Startgestell 9 für die Aufnahme des Fluggerätes 1, A^ ist der Ablagekegel, der die horizontale
Abweichung des Fluggerätes 2 aus der über dem Bödenfesselpunkt Fn stehenden Vertikalen V
andeutet. In unmittelbarer Nähe des Flüggerätes 2 ist zwischen Fluggerät und Fesselseil 6 bzw, in das Fes-Selseil
6 eine auf Zug ansprechende Seilzugmeßeinrichtung 12 eingesetzt, die mit einer später noch näher
beschriebenen Regeleinrichtung für den Seilzug zusammenwirkt.
Gemäß Fig. 2 ist der Bodenstalion 1 der Lenkstand 20 und der Leitstand 21 zugeordnei. Der Lenkstand
nimmt dabei die Lenkanzeigen 22 sowie die Steuerorgane 28 auf. Als Lenkanzeigen sind hierbei
die Lageanzeigen 23, die Ablageanzeigen 24, die Azimutanzeige 25 sowie die Seilzuganzeige 26 und die
Rotordrehzahlanzeige 27 vorgesehen. Als Steuerorgane sind das Übergrundsteuerorgan 29, das Giersteuerorgan
30 und das Leistungsregelorgan 31 angeordnet. Der Leitstand 21 enthält die Azimutanzeige
32 sowie die Azimutsteuerung 33.
Leit- und Lenkstand 21 bzw. 20 sind über eine Lenkelektronik 34 und eine Datenendstelle 36 an das
Fesselseil 6 angeschlossen. Das Fesselseil 6, das außer
ι5 der Zugkraftübertragung und der Kraftstoffzuführung
auch zur Übertragung von Steuersignalen, Betriebsüberwachungssignalen u. dgl. dient, ist über die Datenendstelle
37 am Fluggerät 2 an die bordseitige Steuer- und Regeleinrichtung angeschlossen. Diese
-° Einrichtung setzt sich aus den Flugr jelsensoren 40,
der Flugrcgciclckironik 35 und den S'.el'nntrieben 41
der Steuereinrichtung zusammen.
In Fig. 3 ist die bordseitige Stabilisierungseinrichtung des unbemannten, gefesselten Fluggerätes 2 dargestellt.
Die Stabilisierungseinrichtung besteht dabei im einzelnen aus der Lageregelung 60 für die RoIl-
und Nickachse, einer Winkelgeschwindigkeitsregelung 80 für die Gierachse, einer Translationsdämpfung
61 für die Längs- und Querachse sowie einer in Abhängigkeit vom Seilzug im unmittelbaren Bereich
des Fluggerätes arbeitende Seilzugregelung 90. Die Roll- bzw. Nicklagenregelung 60 weist einen
Lotkreisel 62 und zwei Wendekreisel 63 bzw. 64 auf. Ferner arbeitet die Translationsdämpfung 61 mit zwei
Beschleunigungsmessern 67 und 68. Die gemessenen Werte bzw. die daraus gebildeten Signale werden auf
die Regler 70 bzw. 71 für die Roll- bzw. Nickachse und über einen Vergleicher 72 bzw. 75sow:e die Stellansteuerungen
73 bzw. 76 auf die Stellmotore 74 bzw.
77 gegeben. Von den Stellmotoren aus erfolgt eine mec'.anische Übertragung der Verstellbewegung auf
das Gestänge 78, an dessen Ausgang die zyklische Rotorblattverstellung 79 angeschlossen ist.
Die Winkelgeschwindigkeitsregelung 80 für die Gierachse enthält einen Wendekreis Si, dessen aus
dem Meßwert gebildetes Signal über den Vergleicher 82 an den Regler 83 für die Gierachse und anschließend
an den Vergleicher 84 gegeben werden. Der Vergleicher 84 ist an die Stellansteuerung 85 angeschlossen
und dessen Ausgangssignal beeinflußt den Stellmotor 86. Vom Stellmotor 86 wird mechanisch
das Gestänge 87 verstellt und die daran angeschlossene <~siprleitwerksteuerdüse 88 betätigt.
Die Flugregelsensoren 62, 63, 64, 67, 68 und 81 sind im Fluggerät fest angeordnet und bil-len ein geschlossenes
System. Sie können anordnungsmäßig zu einem Meßpunkt (/. B. einer Krciselplattform) zusammengefaßt
spin.
Die Seil/ugrege'jng 90 enthält den Seilzuggebei 12
und einen Rotordrchzahlgeber 92. Die Signale der
Geber 12 und 92 werden auf den Regler 93 gegeben Und dessen Ausgang steuert über die Vergleiche? 94
bzw. 95 und die Stellansteuerungen 96 bzw. 97 die Stellmotore 98 bzw, 99. Die Stellmotore sind mecha-
-H nisch an das Steueigestänge lOO für die kollektive
Rotorblattverstellung 102 des Rotors 4 bzw. das Steuergestänge 101 für das Leistungsregelorgan 103
des Triebwerkes angeschlossen.
Die Wirkungsweise der Stabilisierungseinrichtung besteht darin, daß über die Seilzugregelung 90 aiii
oberen Seilfesselpunkt FF (Fig. 1) ein gleichmäßiger
Seilzug eingehalten wird. Um dies zu erreichen, erfaßt derScilzugeberl2am Anlenkpunkt FF des Fesselseils
am Fluggerät 2 die Größe des Seilzuges. Das Einstellen eines annähernd konstanten Seiizuges wird durch
die Seilzugregclung 90 einerseits bei schnellen Rotorschubänderungen
ζ. B. infolge von Windbclastungen oder Seilschwingungen durch die kollektive Rotorblattverstellung
102 und andererseits bei langsamen Rotorschubänderungen infolge von Rotordrehzahländerungen
über das Leistungsregelorgan 103 der Antriebsanlage bewirkt. Die Seilzugregelung 90 besteht
demnach aus einem schnellen und einem langsamen Wirkkrtis. Der schnelle Wirkkreis wird gebildet
durch den Seilzuggeber 12, den Regler 93 mit den ■KtrUolipHprn OR und 100 während der lanosame
Wirkkreis aus dem Rotordrehzahlgeber 92, dem Regler 93 sowie den Stellgliedern 99 und 101 besteht.
Mittels des langsamen Wirkkreises werden in Abhängigkeit von den gemessenen Werten des Seilzuggebers
12 über den Regler 93 und den von diesem angesteuerten Stellmotor 98 die Rotorblätter des Rotors 4 positiv
oder negativ in bezug auf ihre Blattwinkel kollektiv verstellt. Damit wird ein größerer oder geringerer
Auftrieb am Fluggerät 2 wirksam. Beim zweiten Wirkkreis erfolgt die Regelung über den kotordrehzahlgeber
92 und den Regler 93. der wie bereits beschrieben, über den Seilzuggeber 12 ansteuerbar ist.
Der Regler 93 wirkt über den Stellmotor 99 auf das Leistungsregelorgan 103 im Sinne einer Veränderung
der Leistung der Antriebsanlage ein. Die Regelung erfolgt dabei so, daß einem zu geringen Seilzug, durch
den die Rückstellwirkung über das Fesselseil 6 auf das Fluggerät 2 verlorengehen würde, mittels einer Erhöhung
der Leistung bzw. eine positiven, kollektiven Rotorblattverstellung entgegengewirkt wird. Umgekehrt
wird mittels der Seilzugregelung 90 ein Anstieg des Seilzuges über einen vorbestimmten Wert hinaus
entgegengewirkt, indem die Leistung der Antriebsanlage vermindert bzw. die Rotorblätter des Rotors 4
im Sinne einer negativen Anstellwinkelärderung kollektiv beeinflußt werden. Dadurch wird eine mit
wachsendem Seilzug ansteigende rotatorische Eigenfrequenz um die Nick- und Rollachse auf einen Wert
begrenzt, bei dem die Steuerung des Fluggeräts z. B. durch die zyklische Rotorblattverstellung über die Lageregelung
60 und die Translationsdämpfung 61 noch mit Sicherheit möglich ist.
Die Seilzugkraft in Verbindung mit dem Rotorschub bildet ein Kräftepaar zur Steuerung des Fluggerätes
um Roll- und Nickachse sowie in Längs- und Querrichtung. Das Zusammenwirken beider Kräfte,
nämlich Seilzug und Rotorschub, bewirkt ein annähernd konstantes dynamisches Verhalten des Fluggerätes
2 bezüglich der Roll- und Nick-, sowie Längsund Querbewegung. Dies ist wiederum die Voraussetzung
für den Wirkablauf in der Lageregelung 60 und der Translationsdämpfung 61.
Sowohl die Regelung der Lage um die Roll- und Nickachse als auch die Dämpfung der Translationsbewegung
des Fluggerätes 2 ist notwendig für die Einhaltung eines stabilen Flugzustandes. Beide Bewegungen
sind bei derartigen gefesselten Fiuggeräter.
stark miteinander verkoppelt. Deshalb kann eine Stabilisierung nur in Verbindung mit einer Translationsdämpfung 61 erreicht werden. Unter der Vorrausset-
zung, die durch die Seilzugregelung 90 gegeben ist, erfolgt die Lageregelung 60 und die Translationsdämpfung 61 in folgender Weise:
Sowohl die Meßwerte des Lotkreisels 62 und der Wendekreisel 63 bzw. 64 für die Lageregelung als
auch die Meßwerte der Beschleunigungsgeber 67 bzw. 68 für die Translationsdämpfung werden gekoppelt
auf den Regler 70 für die Rollachse bzw. 71 für die
. Nickachse gegeben. Vom Regler 70 bzw. 71 ausgehend
wird ein verkoppeltes Stellsignal an die Stellmotore 74 b?w. 77 gelegt und über das Steuergestänge
78 eine entsprechende Verstellung der zyklischen Rotorblattverstellung 79 des Rotors 4 vorgenommen.
Die zyklische Rotorblattverstellung 79 des Rotor, » bewirkt, daß das Fluggerät 2 zunächst eine Lagebewegung
in Roll- und Nickachse ausführt und damit eine translatorische Längs- bzw. Querbewegung ein
leitet.
Die Wirkungsweise der Winkelgeschwindigkeit 80
ic ist so, daß die Winkelgeschwindigkeit um dit Gierachse
auf inen vorgegebenen Wert z. B. Winkelgeschwindigkeit gleich null gehalten wird. Dazu wird die
Winkelgeschwindigkeit um die Gierachse mit dem WeiiJckreisel 81 gemessen und auf den Regler 83 gegeben,
dessen Stellsignal über den Stellmotor 86 auf das Steaergestänge 87 für die Steuerung der Gierleitwt
iksteuTdüse 88 weitergeleitet wird. Die (jierleitwerksteuerdüse
88 erzeugt ein Steuermoment um die Gierachse, in dem durch einen Steuerkanal Triebwerkabgase
in geeigneter Weise zur Düse umgeleitet wird. Der Winkelgeschwindigkeitsn-ge.kreis 90 ist so
ausgelegt, daß im stationären Bereich die Winkelgeschwindigkeit um die Gierachse gleich null ist. Bei einem
gefesselten Drehflügelgerät ist die Bewegung um die Gierachse fast völlig entkoppelt · on der Bewegung
um die Nick- und Rollachse bzw. von der Längs- und Querbewegung. Da die Bewegung des Fluggerätes um
seine Gierachse nahezu ungedämpft ist, ist eine Stabilisierung der Giergeschwindigkeit notwendig, um einen
stabilen Flugzustand des Fluggerätes zu erreichen. In Fig. 4 ist eine besondere Ausführung der Lageregelung
und Translationsdämpfung in Roll- und Nickachse dargestellt, die insbesondere kennzeichnen
soll, wie die Translationsdämpfung mit der Lageregelung signalmäßig verkoppelt ist. Der Einfachheit halber
ist hierbei nur die Lageregelung und Translationsdämpfung um die Rollachse beschrieben. Die
Lageregelung arbeitet wie üblich mit Proportional- und Integralaufschaltung des Lagesignals vom Lotkreisel
62 sowie Proportionalaufschaltung des Wendekreisels
63. Zur Translationsdämpfung wird das um den Anteil der Erdgravitation durch das Glied 105
kompensierte Signal des Beschleunigungsgebers 67 auf einen Integrator 104 geführt, der bereits die Integration
des Lagesignals für die Lageregelung vom Lotkreisel 62 vornimmt. 106,107,108 und 109 stellen
Anpassungs- bzw. Verstärkungsglieder dar, die dem Lotkreisel 62, dem Wendekreisel 63 bzw. dem Beschleunigungsgeber
67 nachgeschaltet sind. Über den Vergleicher 72 und die Stellansteuerung 73, den Stellmotor
74 sowie das Steuergestänge 78 wird die zyklische Rotorblattverstelhing 79 wie bereits bei Fig. 3
beschrieben, angesteuert.
Entscheidend bei dieser Ausführung ist die gees niejnsarne Integration des Lagessignals vom Lotkreisel
62 und des kompensierten Signals vom Beschleunigungsgeber 62 mittels eines einzigen Integrators
104. Das hat den Vorteil, daß Schwankungen in der
Kompensation der Erdgravitation sich hierbei nicht in erheblichen Transialionsbcwegungcn des Fluggefätes
äußern. Es wird damit vermieden, daß gegenüber einer getrennten Integration z. B. bei Parallelschaltung
von Integratoren diese auseinandertriften, Oder bei Kaskadenschaltung von Integratoren infolge von
Komßcnsationsschwankungcn erhebliche Translationsbewcgungen
des Fluggerätes hervorgerufen werden.
Wie bereits ausgeführt und bei Fig. 2 beschrieben,
besteht die Möglichkeit, die Stabilisierung durch elektrische Signalcingabe vom Lenkstand 20 bzw. Leitstand
21 der Bodenstation 1 aus automatisch oder manuell zu beeinflussen. Die möglichen Eingriffe von
der Bodenstation in die StabilisicrungseinrichtUng veranlassen, daß das Fluggerät in seiner Position über
Grund gesteuert, im Azimut in seiner Richtung über 3ö(r C ausgerichtet, sowie in seiner Triebwerksieistung
getrimmt werden kann.
Wie Fig. 2 und 3 dazu erkennen lassen, ist mittels des Steuerorgans 31 im Lenkstand 20 der Bodenstation
1 über die Lenkelektronik 34 sowie das Fesselseil 6 Und über die StcUefleitüng 113 sowie den Verglcicher
95 in die Scilzugregclung 90 (Fig. 3) eingrcifbäf, Daß von der Bodenstation auf den Vcrgleichcr
95 gegebene Signal steuert über die Stellas steuerung 97 und den Stellmotor 99 sowie das Gestänge 101 das Leistungsregelorgan 103 des Tricb-
Werkes zur Trimmung der Triebwefkleistung an.
Desgleichen können mittels des Steucrorgans 29 im Lenkstand 20 der Bodenstation 1, die Lchkelcktronik
34 und das Fesselseil 6 die Soll-Werte für die Rollbzw.
Nicklage als elektrische Signale über die Steuer-
leitung 110 bzw. 111 an den Vergleiclier 70' bzw. 71'
der Lageregelung 60 (Fig, 3) gegeben werden. Vom Vergleicher 70'bzw. 71'wird entweder über den Regler
70 oder 71 und die Stellmotorc 74 öder 77 die
zyklische Rotorbtattverstellung 79 angesteuert.
|Γ' Für die Ausrichtung des Fluggerätes im Azimut ist
das Steuerorgan 33 des Leitstandes 21 vorgesehen. Durch Betätigung des Steuerorgans 33 werden ebenfalls
über die Lchkeiektföiiik 34 und das Fesseiseii 0
sowie über die Steuerleitung ll2 an den Vergleicher
84 der Winkelgeschwindigkeitsregelung 80 Steuersignalegegeben
und damit die Stellanstcuerung 85 bzw. der Stellmotor 86 angesteuert. Mittels des Gestänges
87 wird dann mechanisch die Gierleitwerksteuerdüse
88 verstellt.
Hierzu 4 Blatt Zeichnungen
Claims (3)
1. Einrichtung zur Stabilisierung von einseil-gefesselten
Fluggeräten mit einer Antriebsanlage in Verbindung mit durch Schub Auftrieb erzeugenden
Mitteln (wie Drehflügel, Gebläse, Hubstrahltriebwerke) und einem Angriff des Fesselseiles
unterhalb des Fluggeräteschwerpunktes, wobei die Stabilisierung eine in die Antriebsanlage und
bzw. oder die Schub erzeugenden Mittel eingreifende Steuerung enthält, gekennzeichnet
durch die Kombination folgender, zum Teil an sich bekannter Merkmale, wonach
a) zur Beeinflussung der Leistungsregelung (103) bzw. der Auftrieb erzeugenden Mittel
(102) eine in Abhängigkeit vom Seilzug (12) im unmittelbaren Bereich des Fluggerätes (2)
und in Abhängigkeit von der Leistungsregelung 192) der Antriebsanlage arbeitende
Seilzugregelung (90),
zur Beeinflussung der Steuerung (79) für die Roll- und Nickachse eine Lageregelung (60)
und eine Translationsdämpfung (61) und
zur Beeinflussung der Giersteuerung (88) eine Winkelgeschwindigiteitsregelung (80) vorhanden ist.
zur Beeinflussung der Giersteuerung (88) eine Winkelgeschwindigiteitsregelung (80) vorhanden ist.
2. Ausführungsform einer Stabilisierungseinrichtung nach Anspruch 1 bei einem Drehflügelfluggerät,
dadurch gekennzeichnet, daß die Lageregelung (60; und die Translationsdämpfung (61)
auf die zyklische RoUrblatl <euerung (79) einwirkt,
daß die Winkelgeschwindigkeitsregelung (80) das Gierleitwerk (88) beei ilußt und daß die
Seilzugregelung (80) in Abhängigkeit vom Seilzug (12) im unmittelbaren Bereich des Fluggerätes (2)
und in Abhängigkeit von der Rotordrehzahl (92) zur Beeinflussung der kollektiven Rotorblattsteuerung
(102) und bzw. der Leistungsregelung (103) der Antriebsanlage wirksam ist.
3. Stabilisierungseinrichtung nach Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß durch
elektrische Signalvorgabe von der Bodenstation (1) manuell oder automatisch in den Seilzugregelkreis
(90) eingreifbar ist.
b)
Priority Applications (5)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE2412256A DE2412256C3 (de) | 1974-03-14 | 1974-03-14 | Einrichtung zur Stabilisierung von einseil-gefesselten Fluggeräten |
| GB561075A GB1461035A (en) | 1974-03-14 | 1975-02-10 | Apparatus for stabilisation of an aircraft moored by a cable |
| FR7506500A FR2264318B1 (de) | 1974-03-14 | 1975-02-25 | |
| IT48598/75A IT1060062B (it) | 1974-03-14 | 1975-03-13 | Congegno per la stabilizzazione di apparecchi volanti frenati da una fune |
| US05/683,966 US4095759A (en) | 1974-03-14 | 1976-05-06 | Device for stabilization of captive aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE2412256A DE2412256C3 (de) | 1974-03-14 | 1974-03-14 | Einrichtung zur Stabilisierung von einseil-gefesselten Fluggeräten |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| DE2412256A1 DE2412256A1 (de) | 1975-09-18 |
| DE2412256B2 DE2412256B2 (de) | 1978-10-05 |
| DE2412256C3 true DE2412256C3 (de) | 1979-06-07 |
Family
ID=5910062
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| DE2412256A Expired DE2412256C3 (de) | 1974-03-14 | 1974-03-14 | Einrichtung zur Stabilisierung von einseil-gefesselten Fluggeräten |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| DE (1) | DE2412256C3 (de) |
| FR (1) | FR2264318B1 (de) |
| GB (1) | GB1461035A (de) |
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Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109835498A (zh) * | 2017-11-24 | 2019-06-04 | 天津职业技术师范大学 | 基于有线动力供给及数据传输的无人机系统及其实现方法 |
| CN109911239B (zh) * | 2019-04-09 | 2023-10-31 | 珠海市双捷科技有限公司 | 系留无人机用放线长度控制装置、绞盘装置及无人机系统 |
-
1974
- 1974-03-14 DE DE2412256A patent/DE2412256C3/de not_active Expired
-
1975
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- 1975-02-25 FR FR7506500A patent/FR2264318B1/fr not_active Expired
- 1975-03-13 IT IT48598/75A patent/IT1060062B/it active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| GB1461035A (en) | 1977-01-13 |
| FR2264318B1 (de) | 1980-07-18 |
| DE2412256B2 (de) | 1978-10-05 |
| FR2264318A1 (de) | 1975-10-10 |
| DE2412256A1 (de) | 1975-09-18 |
| IT1060062B (it) | 1982-07-10 |
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