DE2450158A1 - Anordnung zur vergroesserung des kuenstlichen steuergefuehls fuer ein flugzeugsteuerelement - Google Patents
Anordnung zur vergroesserung des kuenstlichen steuergefuehls fuer ein flugzeugsteuerelementInfo
- Publication number
- DE2450158A1 DE2450158A1 DE19742450158 DE2450158A DE2450158A1 DE 2450158 A1 DE2450158 A1 DE 2450158A1 DE 19742450158 DE19742450158 DE 19742450158 DE 2450158 A DE2450158 A DE 2450158A DE 2450158 A1 DE2450158 A1 DE 2450158A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- pressure
- control element
- control
- arrangement
- arrangement according
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Ceased
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
- B64C13/24—Transmitting means
- B64C13/38—Transmitting means with power amplification
- B64C13/40—Transmitting means with power amplification using fluid pressure
- B64C13/46—Transmitting means with power amplification using fluid pressure with artificial feel
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Fluid-Pressure Circuits (AREA)
- Mechanical Control Devices (AREA)
Description
United Aircraft Corp. , East Hartford, Conn. O61O8, V. ST. A.
Anordnung zur Vergrößerung des künstlichen Steuergefühls für
ein Flugzeugsteuerelement
Die Erfindung bezieht sich auf Steuereinrichtungen für Flugzeuge, und insbesondere auf eine Betätigungsanordnung zur Vergrößerung
des künstlichen Steuergefühls für schneLle Hubschrauber. Die Erfindung
betrifft, genauer gesagt, eine Anordnung, die auf den Piloten
eines Hubschraubers sensorisch einwirkt, damit er in der Lage ist, die durch den Steuerknüppel hervorgerufenen Manöver des Hubschraubers
mit der Reaktion des Hubschraubers zu korrelieren.
Die Handhabungpeigenschaften eines Flugzeuges werden danach
beurteilt, mit welcher Leichtigkeit und Genauigkeit ein gewünschter
5 09836/0255
Flugweg des Flugzeuges erreicht werden kann. Zum genauen Manövrieren muß ein Pilot in der Lage sein, seine Einwirkungen
auf das Flugzeug mit der Reaktion des Flugzeuges zu korrelieren. Der Pilot mißt den auf seinen Körper ausgeübten Lastfaktor (d. h.
die g-Reaktion). Wenn Steuerknvippeleingaben nicht mit dem
resultierenden Lastfaktor sowohl nach Phase als auch Größe korreliert werden können, ist
ein genaues Manövrieren schwierig und die Handhabungseigenschaften
werden schlechter. Bei der gegenwärtigen Generation von schnellen Hubschraubern verhindern zwei Probleme das Erzielen
gewünschter Handhabungseigenschaften: erstens sind keine Steuerknüppelkräfte
vorhanden, die leicht zu der Reaktion des Flugzeuges in Beziehung gesetzt werden können, und zweitens nimmt die aerodynamische
Reaktion auf gleichartige Eingangssignale schnell mit der Fluggeschwindigkeit zu.
Gegenwärtig verwendete servoverstärkte Steuersysteme ergeben
keine befriedigende Korrelation zwischen Eingabe und Reaktion, da auf der Eingabeseite der Servoeinrichtung keine Rotorkopfkräfte
abgefühlt werden. Dem Piloten bleibt nur übrig, eine Verschiebung
de? Steuerknüppel= mit dem Lastfaktor zu vergleichen. Menschen entwickeln aber beim Abfühlen kLeiner Handbewegungen keine besondere
Geschicklichkeit, so daß die Korrelation zwischen der Steuerknappe
!eingabe und der Flugzeugreaktion bestenfalls minimaL ist.
Bei den heutigen automatischen Flugsteuersystemen werden'Vorrichtungen
verwendet, die an die Steuerknüppel-Trimmservoeinrichtungen
angeschlossen sind, welche auf die Hand des Piloten Initialkräfte und Federkräfte ausüben. Die Piloten kuppeln jedoch häufig diese Vorrichtungen
ab und fliegen während Manövern mit überhaupt keinen Steaerknüppelkräften.
Diese Alternative birgt das Risiko in sich, daß durch
den Piloten Schwingungen aufgrund von Übersteuern des Flugzeuges
509836/025
ORIGINAL INSPECTED
ORIGINAL INSPECTED
hervorgerufen werden, nachdem die Initialkraft überwunden worden ist.
Die sich verändernde Empfindlichkeit des Hubschraubers bei unterschiedlichen Fluggeschwindigkeiten erfordert, daß der Pilot
die Größe seiner Eingaben einstellt, um dieselbe Reaktion zu erzeugen. Gegenwärtig benutzen die Piloten bei Nichtvorhandensein
von Steuerknüppelkraft-Hilfsinformationen die durch Strömungsabriß
am Blatt hervorgerufenen Vibrationen als Hilfsinformationen,
um ihre Eingaben sich verändernden aerodynamischen Bedingungen anzupassen. Wenn Vibrationen durch eine technische Verbesserung
beseitigt werden, kann eine fehlkalkulierte Eingabe bei hohen Geschwindigkeiten
das Flugzeug ernstlich überbeanspruchen, bevor der Pilot bemerkt, daß dieser Fall eingetreten ist.
Für die Empfindlichkeit des Hubschraubers gegenüber Steuerknüppelbewegungen
bei hoher Geschwindigkeit ist eine Lösung gefunden worden,
bei welcher dem Piloten auch ein direktes sensorisches "fliegerisches Gefühl" für die Reaktion des Hubschraubers vermittelt
wird, die letzterer auf die von dem Piloten über den Steuerknüppel für periodische Blattwinkelverstellung bewirkten Eingaben
hin zeigt.
Die Steuergefühlvergrösserung für servoverstärkte Steuersysteme
wird in Starrflügelflugzeugen seit dem zweiten Weltkrieg verwendet.
Im allgemeinen wird eines von zwei Verfahren verwendet. Das erste Verfahren besteht darin, daß an der Nicksteuervorrichtung ein
Fliehgewicht angebracht wird, welches auf jede normale Beschleunigung reagiert. Das zweite Verfahren besteht darin, daß die Federkonstante
der Trimmfeder für den Steuerknüppel mit zunehmender fluggeschwindigkeit vergrössert wird. Beide Verfahren sind für
Hochleistungshubschrauber ungeeignet. Das Fliehgewichtsystem
509836/0255 ,
-A-
liefert einen Kraftgradienten (kp pro Lastfaktor), der sich ni,cht
mit der Fluggeschwindigkeit ändert. Ein Starrflügelflugzeug
genießt jedoch nicht die Vorteile eines Hebels für direkten Hub, d. h. des Knüppels für gleichsinnige Blattwinkelverstellung.Hubschrauber
brauchen zum Steigen nicht die Rumpflage zu verändern. Somit können in einem Hubschrauber ohne Eingabe über den Steuerknüppel
für periodische Blattwinkelverstellung Lastfaktoren hervorgerufen
werden. Dieser Vorteil verhütet bei der periodischen Blattwinkel verstellung den Gebrauch von Fliehgewichten, die nicht
unterscheiden können zwischen Lastfaktoren, die durch periodische
Eingaben hervorgerufen wurden, und Lastfaktoren, die durch gleichsinnige
Eingaben hervorgerufen wurden.
Die Verwendung von Fliehgewichten führt deshalb zu einer unerwünschten Koppelung zwischen gleichsinniger und periodischer
Blattwinkelsteuerung. Diese Auswirkung ist besonders störend bei schnellem Flug, bei welchem die Lastfaktorreaktion auf gleichsinnige
Eingaben zunimmt, und während der grossen Fluglageänderungen, wenn ein Übergang in den oder aus dem Schwebeflugzustand erfolgt.
Außerdem üben Fliehgewichte unerwünschte Kräfte während Manövern aus, bei welchen eine Schräglage von mehr als 9O auftritt.
Gegenwärtig werden bei den meisten servoverstärkten Hubschraubern Trimmfedern zum Nachstellen des Steuerknüppels für periodische
Blattwinkelverstellung im nicht von Hand gesteuerten Flug verwendet.
Die Veränderung des Federgradienten (kp pro cm Biegung) der Trimmfeder entsprechend den Fluggeschwindigkeitsänderungen kann
die Änderungen der Blattsteuerungsempfindlichkeit kompensieren. Eingaben über den Knüppel für gleichsinnige Blattwinkelverstellung
sind jedoch nicht in dem Steuerknüppel für periodische Blattwinke lverste
llung fühlbar, und die von dem Piloten gefühlten Federkräfte
509836/0255
korrelieren nicht mit dem resultierenden Lastfaktor während " Manövern. Beispielsweise, bei dem Rollbewegungsumsteuermanöver,
bei welchem das Flugzeug aus einem Rechtskurvenflug gleichmäßig in einen Linkskurvenflug bewegt wird, muß der
Steuerknüppel für periodische Blattwinkelverstellung vorübergehend
vor seinen Trimmpunkt gebracht werden, um zu verhindern, daß das Flugzeug Höhe gewinnt, wenn es die Rollbewegung durch
die Horizontallage ausführt. Bei einer an den Steuerknüppel angeschlossenen
steifen Feder muß von dem Piloten eine übermäßige Dnackkraft ausgeübt werden, obwohl kein negativer Lastfaktor
hervorgerufen wird. Ähnliche Fälle von schlechter Eingabe·
/Reaktion-Korrelation bei Verwendung von Q-Federn machen diese
Lösung ungeeignet.
Die Erfindung überwindet die Probleme, die bei den bekannten Anordnungen zur Vergrösserung des künstlichen Steuergefühls
auftreten, und schafft eine vereinfachte neue Anordnung dieser Art zum Verbessern des Hochgeschwindigkeitsbetriebs von Hubschraubern.
In jedwedem Steuersystem besteht eine Abhängigkeit von Eingangssignalen, die als Grundlage für den Betrieb dienen. Ein Ausfall
oder eine Unterbrechung eines Signals muß berücksichtigt werden. Anordnungen zum Feststellen von Signalausfällen und zum automatischen
Abschalten der Anordnung sind bekannt. Zwei derartige Anordnungen sind in den US-PS1 en 3 391 611 und 3 4Ol 6OO beschrieben.
Außerdem ist ein Hubschraubersteuersystem, bei welchem die Erfindung verwendet werden kann, in der US-PS 3 719 336 beschrieben,
auf welche bezüglich zusätzlicher Einzelheiten über das Steuersystem Bezug genommen wird.
Die Erfindung schafft eine Anordnung, die für den Steuerknüppel für
509836/025 5
periodische BlattwinkeIverstellung eines Hubschraubers das künstliche
Steuergefühl bei sämtlichen Fluggeschwindigkeiten vergrössert, indem die Rumpfnickgeschwindigkeit und die Fluggeschwindigkeit
abgefühlt und dadurch ein Eingangssignal an die Anordnung zur Vergrösserung
des künstlichen Steueigefühls abgegeben wird, welche
eine Kraft erzeugt, die der durch den Piloten vorgenommenen Auslenkung des Steuerknüppels für periodische Blattwinkelverstellung
entgegengerichtet ist. Durch zweckmäßiges Vereinigen der Signale schafft die Steuergefühlvergrösserungsanordnung ein konstantes
Verhältnis der Steuerknüppelkraft zu dem mittleren Lastfaktor in der Nickachse. Lastfaktoren, die durch gleichsinnige Eingangssignale hervorgerufen werden, werden nicht auf die Kräfte des
Steuerknüppels für periodische Blattwinke I ver stellung übertragen.
Eine gleichartige Steueranordnung kann in der Rollachse vorgesehen sein, um ein konstantes Verhältnis der Steuerknüppelkraft zu der
Flugzeugrollgeschwindigkeit zu schaffen.
Außerdem schafft die Erfindung eine Verdoppelung der Anordnung zur Vergrösserung des künstlichen Steuergefühls^ind Fehlerdetektoren,
welche Unterschiede in Teilen der verdoppelten Anordnungen abfühlen, werden betätigt, damit beim Auftreten von Unterschieden
die Anordnung zur Vergrösserung des künstlichen Steuergefühls abgeschaltet
wird.
Eine bevorzugte Ausführungsform der Erfindung wird nun unter Bezugnahme auf die Zeichnung beschrieben, in deren einziger
Figur ein teilweise als Blockschaltbild dargestelltes Schema die Hauptmerkmale der Erfindung zeigt.
Die hier beschriebene Anordnung zur Vergrösserung des künstlichen Steuergefütis kann auf jedwedes S teuere leine nt angewendet werden,
509836/0255
welches in Abhängigkeit von seiner Bewegung eine Änderung der
Lage oder Höhe eines Fahrzeuges bewirkt. Die Beschreibung
einer bevorzugten Ausführungsform wird jedoch auf den Steuerknüppel
für periodische Blattwinkelverstellung eines Hubschraubers und insbesondere auf Lageveränderungen in dem Nick- oder
Blattsteigungskanal des Hubschraubers beschränkt, die durch die Bewegung des Steuerknüppels für periodische Blattwinkelverstellung
verursacht werden.
Die Anordnung zur Vergrösserung des künstlichen Steuergefühls
übt auf den Steuerknüppel für periodische Blattwinkelverstellung Kräfte aus, die auf den Lastfaktor bezogen sind, welcher durch
Nickeingangs signale hervorgerufen wird. Das Verhältnis der ausgeübten
Kräfte zu dem hervorgerufenen Lastfaktor wird konstantgehalten,
wenn sich die Fluggeschwindigkeit ändert. Dem Piloten stehen somit die gewünschten Handhabungsmerkmale zur Verfugung,
die sich nicht mit der Fluggeschwindigkeit ändern. Das bedeutet,
wenn der Pilot eine Zugkraft von 6, 8O kp auf den Steuerknüppel ausübt,erzielt er unabhängig von seiner Fluggeschwindigkeit einen
1-g-Lastfaktor. Während die zum Hervorrufen eines 1-g-Lastfaktors
erforderliche Steuerknüppelauslenkung mit zunehmender
Fluggeschwindigkeit abnimmt, ändert sich die erforderliche Steuerknüppelkraft
nicht. Bei einer Geschwindigkeit von 37Ο km/h erreicht der Pilot eine bestimmte Flugzeugreaktion mit derselben
Eingangs kr aft, die bei einer Geschwindigkeit von 185 km/h verwendet
wird»
Die Anordnung zur Vergrößerung des künstlichen Steuergefühls ist in der Zeichnung dargestellt. Der Steuerknüppel 10 für periodische
Blattwinkelverstellung ist durch ein Verbindungsglied 12 •über eine Servoeinrichtung 14 mit der Rotorblattwinkelverstellvorrichtung
eines Hubschraubers verbunden. Eine Anordnung zur Vergrößerung; des künstlichen Steuergefühls übt eine Belastung
auf den Steuerknüppel 10 über Arme 16 und eine Stange 18 aus, die mit dem Verbindungsglied 12.und mit dem Steuerknüppel für periodische
Blattwinkelverstellung verbunden ist, was im folgenden noch näher
509836/0255
?450158
erläutert ist. Die Arme 16 bilden die Übertragungseinrichtung zum Übertragen der Belastungsbewegung von innerhalb des
Gehäuses der Anordnung zur Vergrösserung des künstlichen
Steuergefühls auf das äussere Steuerknüppelgestänge für periodische
BLattwinke !verstellung.
Die Anordnung zur Vergrösserung des künstlichen Steuer gefühls
verwendet doppelte Anordnungen, die auf Hubschraubereingangssignale ansprechen, damit verdoppelte elektrische Eingangs signale
erzeugt werden. Meßfühler liefern Flugwegmeßwerte, mittels
welchen Berechnungen durchgeführt werden. Als ein Ergebnis der Eingangssignale aus den Meßfühlern und der mit diesen durchgeführten
Berechnungen werden getrennte elektrische Signale einem Aktivdrucksteuerorgan 2O und einem Modelldrucksteuerorgan 22
zugeführt. Das Aktivdrucksteuerorgan 2O liefert einen zu dem
elektrischen Eingangssignal proportionalen Differenzdruck. Dieser Druck erzeugt schließlich eine zu dem elektrischen Signal
proportionale Ausgangskraft, die auf den Steuerknüppel IO ausgeübt
wird, was im folgenden noch näher erläutert ist. Das Modelldrucksteuerorgan 22 hat den gleichen Aufbau wie das Aktivdrucksteuerorgan
2O und liefert einen Bezugsdifferenzdruck, mit welchem
das Ausgangssignal des Aktivdrucksteuerorgans 2O verglichen wird.
Die Steuerorgane 2O und 22 werden über Leitungen 24 bzw. 26 mit
Flüssigkeitsdruck versorgt. Ein elektromagnetisch betätigter Einschaltschieber
28, welcher auf Befehl des Piloten die Anordnung einschaltet, steuert die Druckzufuhr zu den Leitungen. Dieser Einschaltschieber
28 ist ein Schieber mit zwei Stellungen, der in der gezeigten Stellung Druck aus einer Zufuhrleitung 3O in die Anordnung
einläßt und in seiner anderen Stellung, in welcher ein Verschlußteil 32 in der Zeichnung abwärts verschoben ist, die Zufuhrleitung
verschließt und den Druck in der Steuergefühl vergrösserungs-
509836/0255
anordnung in eine Rückleitung 34 abläßt. Ein Abschaltschieber 36 ist in der Leitung 24 zwischen dem Einschaltschieber 28 und den
Drucksteuerorganen 2O und 22 angeordnet und schaltet die Druckversorgung
im Falle einer Störung in einem der beiden elektrischen Eingabe sys te me oder in den Drucksteuerorganen ab. Das Verschlußteil
38 in dem Abschaltschieber 36 wird durch eine Feder in einer
Richtung in eine Stellang gedruckt, in welcher es die Strömung durch
die Leitungen 24 und 26 unterbricht, und durch Flüssigkeitsdruck wird es in der entgegengesetzten Richtung in eine Stellang gedrängt,
in welcher es die Strömung gestattet.
Das Modelldrucksteuerorgan 22 steuert die Drücke, mit we Lehen
entgegengesetzte Enden eines Druckvergleichers 4O beaufschlagt
werden. Das Steuerorgan 22 besteht aus einem Drehmomentgeber 42, welcher das elektrische Eingangssignal empfängt und eine
Klappe 44 in der Leitung 26 zwischen DrosseisteLlen 46 und 48
betätigt. Das Verschieben eines Verschlußteils 5O resultiert aus der Betätigung der Klappe 44 durch den Drehmomentgeber 42,
durch die die Relativdrücke in Kammern 52 und 54 an den entgegengesetzten
Enden des Verschlußteils 5O verändert werden. Wenn sich das Verschlußteil 5O nach rechts verschiebt, wird Druck aus
der Leitung 26 an dem Bund 56 auf dem Verschlußteü vorbei und
durch eine Leitung 58 hindurch zu einer Kammer 6O an dem linken Ende des Druckvergleichers 4O geleitet. Gleichzeitig wird
Druck aus einer Kammer 62 an dem rechten Ende des Druckvergleichers
4O über eine Leitung 64 an einem Bund 66 vorbei zurückgeleitet.
Mit der Relativänderung der Drücke in den Kammern 6O
und 62 werden über Verbindungsleitungen 68 und 7O entgegengesetzte
Enden des Verschlußteils 5O zwecks Nullabgleich desselben beaufschlagt.
Wenn sich das VerschLußteiL 5O in Abhängigkeit von der Betätigung der KLappe 44 nach Links verschiebt, nimmt der Druck
50983 6/0255
in der Kammer 62 zu und der Druck in der Kammer 6O nimmt
ab, bis das Verschlußtteil 5O in Nullstellung ist.
In ähnlicher Weise hat das Aktivdrucksteuerorgan 2O einen Drehmomentgeber,
eine Klappe und eine Verschlußteilanordnung, die
den Druckvergleicher 4O und einen Einrück—Ausrück-Schieber
proportional zu dem in das Aktivdrucks te ueroggan 2O eingegebenen
elektrischen Eingangssignal mit Differenzdrücken versorgt. Eine
Leitung 74 verbindet das Steuerorgan 2O mit einer Zwischenkammer 76 an der linken Seite des Druckvergleichers AO, während eine
Leitung 78 das Steuerorgan 2O mit einer Zwischenkammer 8O an
der rechten Seite des Druckvergleichers 4O verbindet. Die Schlitzanordnung
des Verschlußteils 114 ist zu der des Verschlußteils in dem ModeLldrucksteuerorgan 22 entgegengesetzt, so daß eine
Verschiebung des Verschlußteils 114 nach rechts Druck in eine Druckvergleicherkammer 8O einläßt und den Druck in der Kammer
76 verringert, während eine Verschiebung des Verschlußteils 114 nach links Druck in die Kammer 76 einläßt und den Druck in der
Kammer 8O verringert.
Der Druckvergleicher 4O enthält ein Verschlußteil 82, welches in
seinem Mittelteil mit einer Nut 84 versehen und durch Federn 86 und 88 in den Zwischenkammern 76 bzw. 8O entgegengesetzt belastet
ist. Die Federn 86 und 88 sind bestrebt, das Verschlußteil 82 in einer Gleichgewichtslage zu halten, in welcher die Enden
von Abzweigleitungen 9O und 92 verschlossen sind. Die Kammer 6O enthält einen Kolben 94 mit einer Stange 96, welche die linke
Stirnseite des Verschlußteils 82 berührt, während die Kammer einen Kolben 98 mit einer Stange lOO enthält, welche die rechte
Stirnseite des Verschlußteils 82 berührt. Die beiden Kolben 94, 98 und das Verschlußteil 82 haben den gleichen Durchmesser.
509836/0255
Der Druckvergleicher 4O ist so aufgebaut, daß die Drücke in 'den
Kammern 6O und 76, die auf die linken Stirnseiten des Kolbens 94 bzw. des Verschlußteils82 einwirken, den Drücken in den Kammern
62 und 8O entgegenwirken, die auf die rechten Stirnseiten des Kolbens 98 bzw. des Verschlußteils 82 einwirken. Wenn in dem
elektrischen Eingabesystem entweder des Aktivdrucksteuerorgans 2O oder des Modelldrucksteuerorgans 22 oder in einem der Steuerorgane
selbst eine Störung auftritt, bewirkt ein durch den Druckvergleicher 4O abgefühltes Druckungleichgewicht eine Verschiebung
des Verschlußteils 82 und es wird entweder die Leitung 90 oder die Leitung 92 mit einer Rückleitung 110 für einen im folgenden noch
näher erläuterten Zweck verbunden.
Neben der Übertragung von Differenzdrücken aus dem Aktivdrucksteuerorgan
2O zu dem Druckvergleicher 4O werden dieselben Drücke auch dem Einrück/Ausr;ick-Schieber 72 zugeleitet. Dieser
Schieber hat ein* Bohrung 112, welche ein Verschlußteil 114 mit Bunden 116, 118, 12Ο, 122 und 124 enthält. Eine Feder 126 drückt
das Verschlußteil 114 in der Bohrung 112 nach rechts. Eine zwischen dem Bund 118 und dem Bund 12Ο angeordnete Kammer 128 ist über
eine Leitung 13Ο mit der Leitung 74 des Aktivdrucksteuerorgans verbunden. Eine zwischen dem Bund 122 und dem Bund 124 angeordnete
Kammer 132 ist über eine Leitung 134 mit der Leitung 78 des Aktivdrucksteuerorgans verbunden. Eine Kammer 136 an dem
rechten Ende des Verschlußteiles 114 ist über eine Leitung 138 mit
den Verzweigungs leitungen 9O und 92 in dem Druck vergleicher 4O
verbunden. Die Leitung 138 ist außerdem über eine Zweigleitung 140 mit einem Wie de ran lauf schieber 142 verbunden, damit die
Leitung 138 nach einem Abschalten der Anordnung wieder geladen werden kann. Über eine Zweigleitung 144 ist die Leitung 138 mit
dem Abschaltschieber 36 zur Druckbeaufschlagung des Kolbens 38 und über eine Drosselstelle 146 mit der Zufuhrleitung 24 verbunden.
V.
509836/0255
Die Kammer 128 in dem Einrück/Ausrück-Schieber 72 ist durch eine Leitung 148 mit einer Kammer 15O auf der Linken
Seite eines Druckkolbens 152 verbunden; die Kammer 132 in dem Einrück/Ausrück-Schieber 72 ist durch eine Leitung 154
mit einer Kammer 156 auf der rechten Seite eines Druckkolbens 158 verbunden. Eine von der rechten Seite des Druckkolbens
152 vorstehende Stange 16O berührt eine Rolle 162 an einem Ende eines Hebels 164, dessen anderes Ende durch ein
Verbindungsglied 166 mit einem der Arme 16 in dem Steuerknüppe Ige stange für periodische Blattwinke [verstellung verbunden
ist. Eine Stange 168 steht auf der linken Seite von dem Druckkolben 158 vor und berührt die Rolle 162 auf der Seite,
die der durch die Stange 16O berührten Seite gegenüberliegt. DerHebel 164 ist an einem verhältnismäßig feststehenden
Sperrglied 17O drehbar gelagert, welches einen vergrösserten
Teil 172 mit einer Ringnut 4,74 hat. Eine oder mehrere Kugeln
176 in der Nut 174, die unter dem Druck einer Feder 178 stehen, sind bestrebt, das Sperrglied 17O in einer festen Lage zu halten.
Wenn jedoch die Druckkolben 152 und 158 aus irgend einem Grund klemmen sollten und dadurch den Steuerknüppel IO verriegeln,
kann der Pilot das Klemmen durch Übergehen einer Begrenzung ausschalten, in dem er das Gestänge verschiebt und die Kugeln
176 aus der Nut 174 hinausdrängt. Der Hebel 164 würde dann um die Rolle 162 schwenken und der Pilot hätte eine vollständige
Kontrolle über den Steuerknüppel 1O, obwohl die Anordnung zur
Vergrösserung des künstlichen Steuergefühls nicht in Betrieb
wäre.
Das Verschlußteil 114 in dem Einrück/Ausrück-Schieber 72 hat einen inneren Durchlaß 18O1 welcher eine Verbindung zwischen
der zwischen dem Band 116 und dem Bund 118 gebildeten Nut
50-9836/0255
und der zwischen dem Bund 12O und dem Bund 122 gebildeten
Nut 184 herstellt. Der innere Durchlaß 18O enthält eine dämpfende Drosselstelle 186. In seiner Betriebsstellung, die gezeigt ist,
in welcher Druck in der Kammer 136 vorhanden ist, ist das Verschlußteil 114 nach Links verschoben und sorgt für eine Verbindung
zwischen den Leitungen 13O und 148, damit ein Aktivsteuerorgandruck in die Druckkolbenkammer 15O eingeleitet wird, und
für eine Verbindung zwischen den Leitungen 134 und 154, damit der andere AktLvsteuerorgandruck in die Druckkolbenkammer
eingeleitet wird. Die Leitung 148 ist durch eine Zweigleitung 188 mit der Kammer 182 verbunden, und der Druck in der Leitung
wird in den Verschlußteüdurchlaß 18O und in die Kammer 184
eingeleitet, wo er gedämpft wird. Die Leitung 154 ist durch eine Zweigleitung 19O mit der Bohrung 112 verbunden, wo sie durch
den Bund 122 blockiert ist. Wenn der auf das Verschlußteil 114 einwirkende Druck in der Kammer 136 verringert wird, verschiebt
die Feder 126 das Verschlußteil 114 nach rechts. In dieser SteLLung
des Verschlußteils 114, d. h. der Dämpfungsstellung des Steuergefühl
vergrösserungsbetriebes blockiert der Bund 118 die Verbindung zwischen dem Aktivdrucksteuerorgan 2O und der linken
Seite der Druckkolben durch Abtrennen der Leitung 148 von der Verbindung mit der Leitung 13O1 und blockiert der Bund 122 die Verbindung
zwischen dem Aktivdrucksteuerorgan 2O und der rechten Seite der Druckkolben durch Abtrennen der Leitung 154 von der
Verbindung mit der Leitung 134. Die Verbindung zwischen den Druckkolbenkammern 1-5O und 156 wird jedoch durch die Leitung
148, die Zweigleitung 188, den Verschlußteüdurchlaß 18O, die Drosselstelle 186, die Zweigleitung 19O und die Leitung 154 hergestellt.
Die Druckkolben können sich dann in begrenztem Ausmaß vor- und zurückbewegen und das Steuerknüppelgestänge ist nicht
starr festgelegt. Lastbegrenzungsventile 192 und 194 in den die Lei-
5 09836/0255
tungen 148 und 154 miteinander verbindenden Leitungen begrenzen den maximalen Differenzdruck an den Druckkolben, wobei das
Ventil 192 für einen Schutz in der einen Richtung und das Ventil 194 für einen Schutz in der entgegengesetzten Richtung sorgt.
Wenn der Pilot die Anordnung zur Vergrösserung des künstlichen Steuergefühls entweder am Anfang oder nach einer anscheinenden
Störung der Anordnung betätigen möchte, wird der Einschaltschieber 28 betätigt, damit das Verschlußteil 32 angehoben und
eine Verbindung zwischen der Versorgungsleitung 3O und der
Leitung 24 hergestellt wird. Da das Verschlußteil 38 in dem Abschaltschieber 36 durch Federdruck verschoben ist, ist der
Druck in der Leitung 24 blockiert und gelangt nicht zu den Drucksteuerorganen 2O und 22. Der Wiederanlaufs chieber 142 wird
in demselben Zeitpunkt, in welchem der Einschaltschieber 28 betätigt wird, kurzzeitig betätigt und das Verschlußteil 196 in
dem Wiederanlaufs chieber 142 wird verschoben, damit eine Verbindung zwischen den Zweigleitungen 198 und 14O hergestellt und
damit Druck in die Leitung 138 eingeleitet wird. Dieser Druck verschiebt das Verschlußteil 38 in dem Abschaltschieber 36, damit
Druck in die Drucksteuerorgane 2O und 22 eingelassen wird, und er verschiebt außerdem das Verschlußteil 114 in dem E inrück /Aus feück-Schieber
72, damit eine Verbindung zwischen dem Aktivdrucksteueiorgan
2O und den Druckkolbenkammern 15O imd 156 hergestellt
wird. Wenn die Anordnung auf diese Weise geladen worden ist, geben die Drucks te uer.organe 2O, 22 Differenzdrucksignale
in den Druckvergleicher 4O ein. Solange diese Druckausgangssignale
abgeglichen sind, stehen die Druckkolben 152 und 158 unter einer Differenzdruckbeaufschlagung gemäß dem in das Aktivdrucksteuerorgan
2O eingegebenen Eingangssignal und der Steuerknüppel IO wird seinerseits einer belasteten Auslenkung ausgesetzt
sein.
509 8 36/0255
Falle die elektrische Eingabe in beide Drucksteuer-
orgäne nicht übereinstimmt oder eine Störung eines der Drucksteuerorgane
vorliegt, wird der Druckabgleich an dem Druckvergleicher 4O aufgehoben und das Verschlußteil 82 wird entweder
nach rechts oder nach links verschoben und dadurch eine der Zweigleitungen 9O oder 92 mit der Rückleitung HO verbunden.
Dieser Vorgang führt zu einer Abnahme des Druckes in der Leitung 138 und der Kammer 136, was infolge der Drosselstelle 146
dazu führt, daß der Abschaltschieber 36 die Druckzufuhr zu den
Drucksteuerorganen 2O und 22 absperrt und daß das Verschlußteil 114 in dem Einrück/Ausrück-Schieber 72 das Differenzdrucksignal
aus dem Drucksteuerorgan 2O absperrt. Die Kolben 152 und 158 arbeiten dann im Dämpf ungs be trieb.
Zum erneuten Starten der Anordnung, nachdem ein Ungleichgewicht an dem Druckvergleicher 4O den normalen Betrieb der Anordnung
zu Vergrösserung des künstlichen Steuergefühls unterbrochen hat, betätigt der Pilot den Wiederanlaufs ch ie be r 142 in der beschriebenen
Weise, damit die Leitung 138 wieder unter Druck gesetzt und das Verschlußteil 38 des Abschaltventils 36 und das Verschlußteil 114
des Einrück/Ausrück-Schiebers in ihre Betriebsstellungen verschoben werden. Wenn die Störung anhält, kann an dem Druckvergleicher
4O selbstverständlich kein Gleichgewicht aufrechterhalten werden
und die Leitung 138 wird keinen Druck erhalten.
Im Rahmen der Erfindung bietet sich dem Fachmann über das beschriebene
bevorzugte Ausführungsbeispiel hinaus eine Vielzahl von Vereinfachungs-
und Verbesserungsmöglichkeiten sowohl hinsichtlich des Aufbaues als auch der Einzelheiten der erfindungsgemäßen Anordnung.
509836/0255
Claims (7)
1. J Anordnung zur Vergrösserung des künstlichen Steuergefühls
Ür ein Flugzeugsteuerelement, gekennzeichnet durch ein erstes
Drucksteuerorgan (2O), durch ein zweites Drucksteuerorgan (22),
durch Einrichtungen zum Zuführen von Flugzeuglastfaktoren angebenden duplizierten elektrischen Signalen zu den Drucksteuerorganen,
durch eine mit dem Steuerelement (1O) verbundene
Deckeinrichtung (152, 158), über welche eine die Flugzeugbelastung
angebende Kraft der Auslenkung des Steuerelements
entgegenwirken kann, durch Einrichtungen (72, 148, 154), die das erste Drucksteuerorgan (2O) und die Druckeinrichtung (152,
158) miteinander verbinden, damit eine Kraft erzeugt wird, die zu dem in das erste Drucksteuerorgan (2O) eingegebenen elektrischen
Eingangssignal proportional ist, durch ein Einrück/Ausrück-Steuerorgan (72) in den Verbindungseinrichtungen zwischen dem
ersten Drucksteuerorgan und der Druckeinrichtung, durch einen Druckvergleicher (4O), der die Druckausgangssignale der beiden
Drucksteuerorgane (2O, 22) abfühlt, durch eine auf ein Druckungleichgewicht
zwischen den beiden Drucksteuerorganen ansprechende Einrichtung zum Betätigen des Ausrück/Einrück-Steuerorgans
(72), damit die Druckeinrichtung von dem ersten Drucksteuerorgan isoliert wird, und durch eine Einrichtung (18O),die bei einem
Druckungleichgewicht und Isolation der Druckeinrichtung einen der Auslenkung des Steuerelements (1O) entgegenwirkenden
Dämpfungswiderstand schafft.
2. Anordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Einrück/Ausrück-Steuerorgan (72) ein Verschlußteil (114)
enthält, in welchem ein Kanal mit einer dämpfenden Drosselstelle (186) gebildet ist.
509836/0256
3. Anordnung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß Lastbegrenzungseinrichtungen (192, 194) für den Dämpfungswiderstand
vorgesehen sind.
4. Anordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, gekennzeichnet durch Einrichtungen (172, 174, 176, 178), die bei Verklemmen
der Druckeinrichtung (152, 158) eine Auslenkung des Steuerelements (lO) gestatten.
5. Anordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet,
daß die beiden Drucksteuerorgane (2O1 22) eine gemeinsame
Fluidversorgung (24) haben und daß ein Abschaltsteuerorgan (36) in der gemeinsamen Fluidversorgung angeordnet ist, damit
die Versorgung bei Betätigung des Einrück/Ausrück-Steuerorgans (72) unterbrochen wird.
6. Anordnung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß ein Wie de ran lauf s teuer organ (142) vorgesehen ist, welches das Abschaltsteuerorgan
(36) betätigt und den Drucksteuerorganen (2O1 22) wieder Versorgungsfluid zuführt, nachdem das Einrück/Ausrück
- Steuerorgan (72) betätigt worden ist.
7. Anordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet,
daß die Steuerorgane Schieber oder Ventile sind.
509836/Q25S
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US408876A US3862730A (en) | 1973-10-23 | 1973-10-23 | Fas actuation system |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE2450158A1 true DE2450158A1 (de) | 1975-09-04 |
Family
ID=23618138
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19742450158 Ceased DE2450158A1 (de) | 1973-10-23 | 1974-10-22 | Anordnung zur vergroesserung des kuenstlichen steuergefuehls fuer ein flugzeugsteuerelement |
Country Status (10)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US3862730A (de) |
JP (1) | JPS5072400A (de) |
BR (1) | BR7408722A (de) |
CA (1) | CA993851A (de) |
DE (1) | DE2450158A1 (de) |
FR (1) | FR2248194B1 (de) |
GB (1) | GB1478524A (de) |
IL (1) | IL45617A (de) |
IT (1) | IT1025111B (de) |
MY (1) | MY7800298A (de) |
Families Citing this family (31)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3960348A (en) * | 1975-08-04 | 1976-06-01 | United Technologies Corporation | Aerodynamic surface control feel augmentation system |
US4477043A (en) * | 1982-12-15 | 1984-10-16 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Biodynamic resistant control stick |
US4477044A (en) * | 1983-01-17 | 1984-10-16 | The Boeing Company | Elevator feel actuator |
JP2536508Y2 (ja) * | 1990-11-22 | 1997-05-21 | 三菱農機株式会社 | 移動農機 |
AU5239098A (en) | 1996-10-22 | 1998-05-15 | Boeing Company, The | Airplane with unswept slotted cruise wing airfoil |
JP3995752B2 (ja) * | 1997-03-14 | 2007-10-24 | アビックス株式会社 | マンマシン・インタフェースの入力装置 |
US7258308B2 (en) * | 2002-07-02 | 2007-08-21 | The Boeing Company | Method and apparatus for controlling airflow with a gapped trailing edge device having a flexible flow surface |
US7243881B2 (en) | 2003-06-03 | 2007-07-17 | The Boeing Company | Multi-function trailing edge devices and associated methods |
US7059563B2 (en) * | 2003-06-03 | 2006-06-13 | The Boeing Company | Systems, apparatuses, and methods for moving aircraft control surfaces |
US6799739B1 (en) * | 2003-11-24 | 2004-10-05 | The Boeing Company | Aircraft control surface drive system and associated methods |
US7424350B2 (en) | 2004-02-02 | 2008-09-09 | The Boeing Company | Vehicle control systems and corresponding sizing methods |
US7357358B2 (en) * | 2004-02-27 | 2008-04-15 | The Boeing Company | Aircraft leading edge device systems and corresponding sizing methods |
US7270305B2 (en) * | 2004-06-15 | 2007-09-18 | The Boeing Company | Aircraft leading edge apparatuses and corresponding methods |
US6978971B1 (en) * | 2004-06-15 | 2005-12-27 | The Boeing Company | Methods and apparatuses for controlling airflow proximate to engine/airfoil systems |
US7494094B2 (en) * | 2004-09-08 | 2009-02-24 | The Boeing Company | Aircraft wing systems for providing differential motion to deployable lift devices |
US7264206B2 (en) * | 2004-09-30 | 2007-09-04 | The Boeing Company | Leading edge flap apparatuses and associated methods |
US7322547B2 (en) * | 2005-01-31 | 2008-01-29 | The Boeing Company | Aerospace vehicle leading edge slat devices and corresponding methods |
US7338018B2 (en) * | 2005-02-04 | 2008-03-04 | The Boeing Company | Systems and methods for controlling aircraft flaps and spoilers |
US7309043B2 (en) * | 2005-04-27 | 2007-12-18 | The Boeing Company | Actuation device positioning systems and associated methods, including aircraft spoiler droop systems |
US7300021B2 (en) * | 2005-05-20 | 2007-11-27 | The Boeing Company | Aerospace vehicle fairing systems and associated methods |
US7721999B2 (en) * | 2005-05-20 | 2010-05-25 | The Boeing Company | Aerospace vehicle fairing systems and associated methods |
US7367530B2 (en) * | 2005-06-21 | 2008-05-06 | The Boeing Company | Aerospace vehicle yaw generating systems and associated methods |
US7500641B2 (en) * | 2005-08-10 | 2009-03-10 | The Boeing Company | Aerospace vehicle flow body systems and associated methods |
US7611099B2 (en) * | 2005-09-07 | 2009-11-03 | The Boeing Company | Seal assemblies for use with drooped spoilers and other control surfaces on aircraft |
US7475854B2 (en) | 2005-11-21 | 2009-01-13 | The Boeing Company | Aircraft trailing edge devices, including devices with non-parallel motion paths, and associated methods |
US7708231B2 (en) | 2005-11-21 | 2010-05-04 | The Boeing Company | Aircraft trailing edge devices, including devices having forwardly positioned hinge lines, and associated methods |
US7578484B2 (en) * | 2006-06-14 | 2009-08-25 | The Boeing Company | Link mechanisms for gapped rigid krueger flaps, and associated systems and methods |
US7954769B2 (en) | 2007-12-10 | 2011-06-07 | The Boeing Company | Deployable aerodynamic devices with reduced actuator loads, and related systems and methods |
US7766282B2 (en) * | 2007-12-11 | 2010-08-03 | The Boeing Company | Trailing edge device catchers and associated systems and methods |
US8382045B2 (en) * | 2009-07-21 | 2013-02-26 | The Boeing Company | Shape-changing control surface |
US10196131B2 (en) * | 2016-02-16 | 2019-02-05 | The Boeing Company | Hydraulic system and method for an aircraft flight control system |
Family Cites Families (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3450375A (en) * | 1967-02-02 | 1969-06-17 | Bertea Corp | Load feel computer |
US3438306A (en) * | 1967-02-07 | 1969-04-15 | Lear Siegler Inc | Preloaded servo actuator controls for redundant systems |
US3733039A (en) * | 1971-05-20 | 1973-05-15 | United Aircraft Corp | Feel augmentation control system for helicopters |
-
1973
- 1973-10-23 US US408876A patent/US3862730A/en not_active Expired - Lifetime
-
1974
- 1974-06-05 CA CA201,747A patent/CA993851A/en not_active Expired
- 1974-06-09 IL IL45617A patent/IL45617A/xx unknown
- 1974-09-03 FR FR7429880A patent/FR2248194B1/fr not_active Expired
- 1974-10-18 BR BR8722/74A patent/BR7408722A/pt unknown
- 1974-10-21 GB GB45455/74A patent/GB1478524A/en not_active Expired
- 1974-10-22 DE DE19742450158 patent/DE2450158A1/de not_active Ceased
- 1974-10-22 JP JP49121884A patent/JPS5072400A/ja active Pending
- 1974-10-23 IT IT28683/74A patent/IT1025111B/it active
-
1978
- 1978-12-30 MY MY298/78A patent/MY7800298A/xx unknown
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
AU7295174A (en) | 1976-03-11 |
JPS5072400A (de) | 1975-06-14 |
MY7800298A (en) | 1978-12-31 |
BR7408722A (pt) | 1975-11-04 |
IL45617A0 (en) | 1975-03-13 |
FR2248194B1 (de) | 1981-11-20 |
FR2248194A1 (de) | 1975-05-16 |
CA993851A (en) | 1976-07-27 |
IL45617A (en) | 1977-06-30 |
US3862730A (en) | 1975-01-28 |
IT1025111B (it) | 1978-08-10 |
GB1478524A (en) | 1977-07-06 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE2450158A1 (de) | Anordnung zur vergroesserung des kuenstlichen steuergefuehls fuer ein flugzeugsteuerelement | |
DE69701085T2 (de) | Flugsteuerung mit mechanischer notsteuereinrichtung | |
DE69425058T2 (de) | Aktive kurzsteuerknüppel mit mechanischer verbindung | |
DE69603807T2 (de) | Verfahren und Vorrichtung zum Betrieb eines Seitenruders eines Flugzeuges | |
DE3638820C2 (de) | ||
DE69507937T2 (de) | Vorrichtung zum Betreiben eines gesteuerten Elementes für ein Flugzeug, insbesondere Hubschrauber, mit elektrischen Flugsteuerungen | |
DE3877066T2 (de) | Roll- und giersteuerungssystem fuer ein luftfahrzeug. | |
DE3431583C2 (de) | ||
DE69014309T2 (de) | Blattverstellsteuersystem. | |
DE3129313A1 (de) | Adaptive flugzeugstellantriebsfehlererkennungsanordnung | |
DE68920991T2 (de) | Flugkontrollsystem für Nicklagensteuerung zum Abfangen vor der Landung. | |
EP0263247A2 (de) | Fluggerätesteuerung | |
DE69816889T2 (de) | Verfahren und Vorrichtung zum Betrieb eines Höhenruders oder eines Neigungsruders eines Flugzeuges | |
DE1172901B (de) | UEberschall-Lufteinlass mit innerer Verdichtung | |
DE60025235T2 (de) | System zur anpassung der steuerkraftgradienten eines steuerknüppels | |
DE69510757T2 (de) | Zyklisches Steuerungssystem mit Kraftgradientenrückführung für Hubschrauber | |
DE2634890A1 (de) | System zum einstellen der lage einer steuerflaeche eines flugzeuges | |
DE2933780C2 (de) | Redundante Steuereinrichtung | |
DE60302861T2 (de) | System, das eine Anzeigung von Steuerungsschwingungskupplungen verwendet, zur elektrischen Flugsteuerung eines Flugzeugs, sowie Steuerelement für ein solches System | |
DE3406050C2 (de) | Steueranordnung für einen Hubschrauber | |
DE1957409A1 (de) | Steuereinrichtung fuer Brennkraftmaschinen | |
DE2701564A1 (de) | Verfahren und anlage zur automatischen kurssteuerung | |
DE1531456A1 (de) | UEbertragungssystem | |
DE1406361B2 (de) | Redundante Stabilisierungseinrichtung für Flugzeuge | |
DE2931533A1 (de) | Servosteuersystem |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
8110 | Request for examination paragraph 44 | ||
8131 | Rejection |