DE2617319C2

DE2617319C2 - Stabilisierungssystem für Flugzeuge

Info

Publication number: DE2617319C2
Application number: DE2617319A
Authority: DE
Inventors: Ulrich Dr.-Ing. 7772 Uhldingen Hartmann
Original assignee: Bodenseewerk Geratetechnik GmbH
Current assignee: Bodenseewerk Geratetechnik GmbH
Priority date: 1976-04-21
Filing date: 1976-04-21
Publication date: 1983-11-10
Also published as: DE2617319A1

Description

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erfolgt. "0

4. Stabilisierungssystem nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Zeitkonstante τ der Übertragungsfunktion größer ist als die Perioden der zu erwartenden Anstellwinkelschwingung aber klein gegen die mittlere Dauer eines Kurvenfluges. ·>5

5. Stabilisierungssystem nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß als Anstellwinkelfühler ein Normalbeschleunigungsmesser vorgesehen ist.

6. Stabilisierungssystem nach einem der Ansprüehe 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß bei-Vorhandensein einer Windfahnenstabilität des Flugzeugs das Signal des Anstellwinkelfühlers in einem der Windfahnenstabilität entgegenwirkenden Sinne auf das Stellsystem geschaltet ist.

Die Erfindung betrifft ein Stabilisierungssystem für Flugzeuge zur Stabilisierung der Flugzeugbewegung um die Nickachse, enthaltend: ein Höhenruder, das von einem Stellsystem verstellbar ist, einen Kommandogeber zur Erzeugung eines Nickgeschwindigkeitskommandos, einen Nickgeschwindigkeitsfühler zur Erzeugung eines Nickgeschwindigkeitssignals, Mittel zur Bildung der Differenz von Nickgeschwindigkeitssignal und Nickgeschwindigkeitskommando, welche im Sinne einer damit gleichsinnigen Veränderung des Höhenruderausschlages auf das Stellsystem aufschaltbar ist, und einen Anstellwinkelfühler, der ein Signal nach Maßgabe des Anstellwinkels liefert, welches ebenfalls auf das Stellsystem geschaltet ist

Konventionelle Flugzeuge weisen eine Eigenstabilität und Eigendämpfung auf: Wird die Fluglage gegenüber der Strömung der Luft, d.h. der Anstellwinkel, verludert, so sucht diese Strömung durch das veränderte Strömüngsprofil wie bei einer Windfahne einer solcheti Änderung entgegenzuwirken. Das ist die Eigenstabilität Die dabei auftretenden Schwingungen sind gedämpft, auch wenn kein der Fluglageänderung entgegenwirkender Eingriff über eine Steuerfläche erfolgt

Das ist die Eigendänspfung. Bei neueren Flugzeugentwürfen, insbesondere bei Kampfflugzeugen, sind aus Gründen der Flugleistung in zunehmendem Maße die Eigenstabilität und Eigendämpfung des Flugzeugs vermindert Das hat zur Folge, daß die Steuerung derartiger Flugzeuge sehr schwierig und ermüdend und in einigen Fällen für den Mensch-Piloten gar nicht mehr beherrschbar ist Es ist daher bekannt, in das Flugzeug Stabilisierungssysteme einzubauen. Solche Stabiiisierungssysteme enthalten Fühler, die auf Änderungen der Fluglage, insbesondere auf die Nickgeschwindigkeit und den Anstellwinkel, ansprechen und solchen Änderungen durch Bewegung von Steuerflächen stabilisierend und dämpfend entgegenwirken. Es ist weiterhin bekannt, einem solchen Stabilisierungssystem durch den Piloten gewisse Sollwerte, z. B. mittels eines Steuerknüppels, vorgeben zu lassen. Man spricht dann von einem Kommando- uno Stabilisierungssystem (CSAS = Command and Stability Augmentation System).

Es müssen im gesamten Flugbereich definierte Steuerbarkeitskriterien erfüllt sein. Dabei ist zu berücksichtigen, daß das dynamische Verfahren neuzeitlicher Hochleistungsflugzeuge sehr stark schwanken kann, und zwar in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit, der Flughöhe und ggf. Konfigurationsänderungen, wie z. B. Flügelschwankungen. Die Fluggeschwindigkeit schwankt ungefähr zwischen 0,2 und 2 Mach, die Flughöhe kann bis zu 17 000 Meter betragen. Das dynamische Verhalten des Flugzeugs allein — ohne Stabilisierungssystem — wird im wesentlichen von einer kurzperiodischen Schwingung beherrscht, deren Frequenz /Im Bereich zwischen 0,1 Hertz und 1 Hertz und deren relative Dämpfung D zwischen 0,06 und 0,6 liegt. Durch das Stabilisierungssystem sollen demgegenüber bestimmte vorgegebene Werte der Frequenz und Dämpfung der kurzzeitigen Schwingung über den gesamten Betriebsbereich des Flugzeuges hinweg erreicht werden. Außerdem ist eine maximale Knüppelkraft pro Lastvielfaches vorgeschrieben. Das bedeutet: Eine mit dem Steuerknüppel kommandierte Wendegeschwindigkeit macht sich am Steuerknüppel als eine bestimmte zugeordnete Knüppelkraft bemerkbar. Diese Wendegeschwindigkeit führt zu einer Zentrifugalbeschleunigung, welche ein entsprechendes Vielfaches des Flugzeuggewichts ist. Die Knüppelkraft zum Kommandieren einer Wendegeschwindigkeit mit einer dem Flugzeuggewicht entsprechenden Zentrifugalbeschleunigung ist ebenfalls über den gesamten Flugbereich hinweg vorgeschrieben (vgl. zum Beispiel für militärische Flugzeuge: »Flying Qualities of Piloted Airplanes« MIL-F-8785 B vom 7.8.1969).

Zur Erfüllung dieser Forderungen wird nach dem Stand der Technik folgendermaßen vorgegangen: Die mangelnde Nickdämpfung wird durch Messung der

Nickdrehgeschwindigkeit q verbessert, die mit einem geeigenten Aufscbaltfaktor auf das Höhenruder auf geschaltet wird. Die schwache statische EigenstabÜitäit, gekennzeichnet durch ein schwaches Anstellwinkel-Nickmoment, d. h. Nickmoment aufgrund eines AnsteÜ-winkel <%, wird durch eine Messung des Anstellwinkels verbessert, der ebenfalls auf das Höhenruder äufgeschaltet wird. Als Maß für den schwierig direkt zu messenden Anstellwinkel α dient dabei die Normalbeschleunigung a* die in dem interessierenden Frequenz- ιό bereich mit umgekehrtem Vorzeichen proportional dem Anstellwinkel «ist (vgL McRuer iLa. »Aircraft Dynamics and Automatic Control« Princetown University Press, S. 446 ff.).

Die bekannten Stabilisierungssysteme enthalten zu diesem Zweck eben Nickgeschwindigkeitsfühler zur Erzeugung eines Nickgeschwindigkeitssignals. Das ist üblicherweise ein Wendekreisel- Sie enthalten weiterhin einen Normalbeschleunigungsfühler zur Erzeugung eines Normalbeschleunigungssignals. Dem Nickgeschwindigkeitssignals wird ein Nickgeschwindigkeitskommando entgegengeschaitet, das von einem Kornmandogeber in Gestalt eines Steuerknüppels geliefert wird Die Signale werden in einem Rechner verarbeitet und beaufschlagen ein Stellsystem zur Betätigung des Höhenruders.

Stabilisierungssysteme dieser Art sind beispielsweise beschrieben von D.C. Anderson u.a. »Maneuver Load Control and Relaxed Static Stability Applied to ä Contemporary Fighter Aircraft« in AIAA Guidance and Control Conference, Stanford, Calif. Paper No. 72-870.

Dieses Stabilisierungsprinzip läßt sich in einem Signalflußdiagramm veranschaulichen, das in F i g. 1 dargestellt ist und in dem die Signalflußstruktur des Flugzeuges auf die wesentlichen Größen vereinfacht ist In dem Diagramm ist

η = Höhenruderausschlag,

q = Nickgeschwindigkeit,

θ = Nickwinkel,

λ = Anstellwinkel.

40

Die durchgehend gezeichneten Linien symbolisieren, daß eine Größe die andere beeinflußt, wobei die Pfeile die Richtung des Signalflusses darstellen. Strichpunktierte Linie» symbolisieren schwach ausgebildete Wechselwirkungen. Gestrichelte Linien symbolisieren die Rückführungen des bekannten Stabilisierungssystems. Die Vorzeichen + oder — geben an, ob sich die beeinflußte Größe gleich- oder gegensinnig mit der beeinflussenden Größe ändert.

Ein Höhenruderausschlag τι bewirkt ein Moment um die Nickachse, d.h. eine Nickbeschleunigung φ Die Nickbeschleunigung q ist gegensinnig zu dem Ruderausschlag, d. h. ein Ruderausschlag im Uhrzeigersinn erzeugt eine Nickbeschleunigung ή gegen den Uhrzeigersinn. Die Nickbeschleunigung q führt integrierend zu einer Nickgeschwindigkeit q, und die Njckgeschwindigkeit q führt integrierend zu einem Nickwinkel Θ.

Eine Nickgeschwindigkeit q führt zu einer damit W gleichsinnigen Anstellwinkelgeschwindigkeit A, d,a sich die Nicklage des Flugzeugs im Raum und damit zunächst auch die Lage des Flugzeugs zur Luftströmung ändert. Die Anstellwinkelgeschwindigkeit führ integrierend zu einer Änderung des Anstellwinkels «. Eine solche Änderung des Anstellwinkels ot, wirkt wiederum, wie durch die bogenförmige Verbindungslinie in F i g. \ angedeutet ist, der Anstellwinkelgeschwindigkeit entgegen, da sich durch Änderung des Anstellwinkels auch ier Fiuggeschvvindigkeitsvektor ändert

Es besteht weiterhin eine Wechselwirkung zwischen 'dein Anstellwinkel « und der Nickbeschleunigung q, jyöbei die durch den Anstellwinkel hervorgerufene Nickbeschleunigung im allgemeinen jeweils einer Y%rgr^Böruni.""äes^; Anstellwinkels entgegenwirkt, wie dutch' das Minuszeichen angedeutet ist Das ist die eingangs schon erwähnte Windfahnenstabilität Schließen besteht ' eine Wechselwirkung zwischen der Nickgeschwindigkeit q und der Nickbeschleunigung q, ähVdem Hickmoment Bei Auftreten einer NickgeschSradigkeit q wirkt ein Nickmoment dieser Nickgeschwindjgkeit entgegen. Das ist die vorerwähnte Eigeidämpfung,

■ ^;'Die Bisher, beschriebenen Beziehungen zwischen den yief^äiiedenen Größen ergeben sich allein aus der Aerodynamik des Flugzeugs. Wie in F i g. 1 dargestellt ist, sind dabei bei Hochleistungsflugzeugen die Wechselwirkungen zwischen Anstellwinkels α und Nickbeschleunigung (Windf ahnenstabilität) und zwischen Nickgeschwindigkeit und Nickbeschleuniguug (Eigendämpfüng).riur schwach ausgeprägt

.·;. Die bekannten Stabilisierungssysteme suchen nun die Steüerbärkeitskriterien dadurch zu erfüllen, daß Rückführungen mit positivem Vorzeichen von der Nickgeschwindigkeit q auf den Ruderausschlag η und von dem ^risteilwinkel « auf den Ruderausschlag vorgesehen wurden. Es soll dann von der Nickgeschwindigkeit q über den Ruderausschlag η und dessen mit negativem Vorzeichen' erfolgende Einwirkung auf die Nickbeschfeuniguhg q die schwache direkte Einwirkung von q auf <j.verstärkt werden. Entsprechend soll die schwache direkte Einwirkung des Anstellwinkels α auf die Nickbeschleunigung q durch eine Rückführung auf den Ruderausschlag mit positivem Vorzeichen und dessen Einwirkung auf die Nickbeschleunigung verstärkt werden.

Es hat sich gezeigt, daß es in manchen Fällen schwierig oder sogar unmöglich ist, die gestellten Steüerbärkeitskriterien zu erfüllen (vgl. R.L. Kisslinger, GJ. Vf.tsch: »Synthesis and Analysis of a Flight-by-wire Flight control System for an F-4 Aircraft« in AIAA Guidance and Control Conference, Stanford, Calif. 14-16.8.72, Paper No 72-880). Ein Hauptproblem stellt dabei ein zu starkes Überschvingen der Nickgeschwindigkeit dar, das die ständige Aufmerksamkeit des Piloten erfordert.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Stabilisierungssystem der eingangs definierten Art zu schaffen, welches die Steuerbarkeitseigenschaften von Hochleistungsflugzeugen verbessert

Mit der Erfindung wird insbesondere beabsichtigt, die Dämpfung der kurzperiodischen Schwingungen um die Nickachse auch in kritischen Grenzfällen auf das gewünschte Maß zu erhöhen, das Überschwingen zu begrenzen und im ganzen Flugbereich ähnliche dynamische Charakteristiken zu erzielen.

Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe dadurch gelöst, daß das Signal das 'instellwinkeifühlers im Sinne der Erzeugung einer indifferenten Gleichgewichtslage des Flugzeugs auf das Stellsystem aufgeschaltet ist und daß das Stellsystem weiterhin von einem dem Nickwinkel entsprechenden Signal im Sinne einer Veränderung des Ruderausschlages gleichsinnig mit dem Nickwinkel beaufschlagt ist

Pie Erfindung beruht auf der Erkenntnis, daß die Ursache für das starke Überschwingen eine Folge des

zum Teil künstlich erhöhten Anstellwinkel-Nickmomentes ist, d. h. des Nickmomentes, das entweder direkt durch die Windfahnenstabilität oder indirekt über einen Ruderausschlag (vgl. Fig. 1) durch einen Anstellwinkel λ hervorgerufen wird. Dieses Anstellwinkel-Nickmoment besitzt eine kräftig rückstellende Wirkung und führt daher bei Kommandoeingaben zu einer starken Verminderung der stationären, d. h. der sich im Gleichgewichtszustand einstellenden Drehgeschwindigkeit. Andererseits ist beim Stand der Technik die Rückführung vom Anstellwinkel auf den Ruderausschlag erforderlich, um das Flugzeug überhaupt stabil zu bekommen.

Nach der Erfindung wird dagegen die Stabilität nicht durch eine künstliche Erhöhung des Anstellwinkel-Nickmomentes erzielt. Im Gegenteil: Es wird durch die Rückführung vom Anstellwinkd α auf den Höhenruderausschlag η die Eigenstabilität (oder auch Instabilität) des Flugzeuges kompensier;, die iri F ■ g.! durch d:e strichpunktierte Linie von <x zu q dargestellt ist. Das Flugzeug wird so zunächst in eine indifferente Gleichgewichtslage gebracht. Zur Erzielung der gewünschten dynamischen Eigenschaften des Flugzeuges ist statt dessen eine Rückführung der Nicklage, d. h. des Nickwinkels θ auf den Höhenruderausschlag zusätzlich zu der Rückführung von der Nickgeschwindigkeit q auf den Höhenruderausschlag vorgesehen.

Nach der Erfindung ist somit bei Vorhandensein einer Windfahnenstabilität des Flugzeugs das Signal des Anstellwinkelfühlers in einem der Windfahnenstabilität v> entgegenwirkenden Sinne auf das Stellsystem geschaltet.

Die Erfindung ist nachstehend an Ausführungsbeispielen unter Bezugnahme auf die zugehörigen Zeichnungen näher erläutert;

Fi g. 2 zeigt ein Signalflußdiagramm ähnlich Fi g. I für ein nach der Erfindung ausgebildetes Stabilisierungssystem.

Fig. 3 ist ein Blockdiagramm eines in analoger Technik ausgeführten Stabilisierungssystems,

F i g. 4 ist ein Blockdiagrarnm eines digital mit Abtastung der Fühlersignale und Steuerkommandos arbeitenden Stabilisierungssystems.

In F i g. 2 sind die sich aus der Flugzeug-Aerodynamik ergebenden Zusammenhänge zwischen den verschiede- ⁴^ nen Größen die gleichen wie in F i g. 1. Der Anstellwinkel χ beeinflußt die Nickbeschleunigung q mit relativ schwacher Wechselwirkung und negativem Vorzeichen, d. h. es wird ein schwaches Anstellwinkel-Nickmoment erzeugt, das einer Vergrößerung des Anstellwinkel α entgegenwirkt. Es ist somit eine geringe aber doch vorhandene Eigenstabilität gegeben. Diese Eigenstabilität wird durch die Rückführung vom Anstellwinkel α zum Höhenruderausschlag η jedoch nicht unterstützt, sondern sie wird kompensiert Im Gegensatz zu F i g. 1 wird in F i g. 2 der Anstellwinkel « bei sonst gleichen Verhältnissen nicht mit positivem, sondern mit negativem Vorzeichen auf den Höhenruderausschlag aufgeschaltet. Diese Rückführung bewirkt, daß bei einer Veränderung des Anstellwinkels α im Uhrzeigersinn der ^ω Höhenruderausschlag η entgegen dem Uhrzeigersinn verändert wird. Diese Veränderung des Höhenruderausschlages η entgegen dem Uhrzeigersinn erzeugt ein im Uhrzeigersinn wirksames Nickmoment und ein entsprechendes q. Dieses Nickmoment wirkt also im Sinne einer Vergrößerung des Anstellwinkels tx. Dem so über das Höhenruder erzeugten Nickmoment wirkt das entgegengesetzt dazu, d. h. entgegen dem Uhrzeigersinn wirksame Nickmoment entgegen, das sich unmittelbar aus der Aerodynamik des Flugzeugs als Windfahnenstabilität ergibt und durch den strichpunktierten Pfeil von λ nach q mit negativem Vorzeichen symbolisiert ist. Die Rückführung von α nach η ist so bemessen, daß das letztere Nickmoment stets gerade im wesentlichen kompensiert wird. Das Flugzeug würde sich dann in einem indifferenten Gleichgewicht befinden, könnte also mit diesem Teil des Stabilisierungssystems allein jeden einmal eingenommenen Anstellwinkel λ ohne Rückstellmoment beibehalten.

Zur Stabilisierung erfolgt bei der Ausführung nach Fig. 2 noch eine Rückführung von dem Nickwinkel Θ auf den Höhenruderausschlag η.

Auf diese Weise ist der Einfluß der Windfahnenstabilität, der sehr stark von der Fluggeschwindigkeit, Flughöhe und Flugzeugkonfiguration abhängt, vollständig eliminiert. Statt dessen wird nur noch der Nickwinke! θ zur Stabilisierung um die Nickachse herangezogen, so daß die Stabilisierung über den gesamten Flugbereich des Flugzeugs hinweg mittels einer von den Betriebsparametern unbeeinflußten Meßgröße erfolgt. Es kann dadurch das Überschwingen der Nickgeschwindigkeit q im gesamten Flugbereich auf ein etwa gleichbleibendes gewünschtes Maß eingestellt werden.

Fig.3 zeigt ein in analoger Technik aufgebautes Ausfü'inngsbeispiel.

Mit 10 ist ein Flugzeug bezeichnet, das sich mit einer durch den Vektor ν dargestellten Geschwindigkeit durch die als ruhend angenommene Luft bewegt. Die Flugzeuglängsachse 12 bildet mit dem Vektor ν den Anstellwinkel α. Mit der Horizontalen bildet sie den Nickwinkel θ. Das Höhenruder 14 bildet mit der Flugzeuglängsachse den Höhenruderwinkel η. Senkrecht zu der die Flugzeuglängsachse und die Querachse enthaltenden Ebene wird mittels eines Beschleunigungsmessers 16 die Normalbeschleunigung a* gemessen. Es ist

a?~ —λ,

d. h. diese Normalbeschleunigung a* ist mit negativem Vorzeichen proportional dem Anstellwinkel α. Diese Normalbeschleunigung a_z wird mit positivem Vorzeichen auf das Stellsystem 18 geschaltet, welches in üblicher Weise eine Verstellung des Höhenruders 14 nach Maßgabe der aufgeschalteten Signale bewirkt. Die Aufschaltung der Normalbeschleunigung a_z mit positivem Vorzeichen entspricht einer Rückführung des Anstellwinkels <x mit negativem Vorzeichen entsprechend F i g. 2.

Es ist weiterhin ein Wendekreisel 20 vorgesehen, der ein Signal proportional der Nickgeschwindigkeit q liefert Diesem Signal ist in einem Summationspunkt 22 ein Nickkommando entgegengeschaltet das von einem Kommandogeber 24 geliefert wird. Der Kommandogeber 24 enthält einen Steuerknüppel 26, der in einem Schwenkpunkt 28 gelagert und durch Federn 30 an eine Ruhelage gefesselt ist Die Auslenkung des Steuerknüppels aus der Ruhelage erfordert dabei eine Kraft Fst. und das von dem Kommandogeber 24 abgegebene Nickkommando ist proportional dieser Knüppelkraft

Die Differenz von Nickgeschwindigkeitssignal q und Nickkommando wird über ein Übertragungsnetzwerk 32 mit einem Faktor K_q proportional auf das Stellsystem 18 geschaltet Das entspricht der Rückführung von q nach η in F i g. 2.

Es wird nun weiterhin der Nickwinkel θ auf das

Stellsystem 18 geschaltet entsprechend der Rückführung von θ nach η in F i g. 2.

Aus Gründen der Zuverlässigkeit und Wirtschaftlichkeit wäre es in der Praxis unzweckmäßig, die Nicklage mittels eines Lotkreisels zu messen. Vielmehr wird der Nickwinkel θ durch Integration der Nickgeschwindigkeit q gewonnen. Es gilt allgemein die kinematische Beziehung

Q
wobei

oos Φ + ψ sin φ cos θ ,

IO

Φ = Rollwinkel ,

ψ = Wendegeschwindigkeit des Flugzeugs

is

ist. Daraus ergibt sich für verschwindende Rollwinkel unmittelbar

θ = J q d ι + »o .

Im Kurvenflug, d. h. bei nicht verschwindendem Rollwinkel Φ und einer bestimmten Wendegeschwindigkeit ψ würde jedoch das Integral unbegrenzt anwachsen. Aus diesem Grunde erfolgt die Integration bei dem beschriebenen Ausführungsbeispiel als »Pseudointegration« mittels eines Verzögerungsfilters.

Das der Nickgeschwindigkeit q proportionale Signal des Wendekreisels 20 wird somit ebenfalls auf ein Verzögeri'ngsfilter 34 mit einer Übertragungsfunktion

\+TS

gegeben, wobei τ die Zeitkonstante des Filters, 5 die Variable der Laplace-Transformierten und K» der Faktor ist, mit dem der Nickwinkel Θ aufgeschaltet werden soll. Die Zeitkonstante τ ist dabei so gewählt, daß sie größer ist als die zu erwartende Zeitdauer der Anstellwinkelschwingung und andererseits klein gegenüber der mittleren Dauer eines Kurvenfluges. Bei einem typischen Beispiel eines Stabilisierungssystems für ein heutiges Kampfflugzeug liegt die Zeitkonstante in der Größenordnung von 2 Sekunden. Es ergibt sich somit während jeder Schwingung ein stabilisierendes θ-Signal durch Integration von q, während die aus dem Kurvenflug herrührenden Anteile des Integrals in engen Grenzen gehalten werden.

Fig.4 zeigt als Blockschaltbild ein digital mit Abtastung der Gebersignale arbeitendes Stabilisierungssystem. Entsprechende Teile sind mit den gleichen Bezugszeichen versehen wie in F i g. 3.

Die Signale q und a_z der am Flugzeug 10 vorgesehenen Nickgeschwindigkeits- bzw. Normalbeschleunigungsfühler sowie das Nickkommando des Kommandogebers 24 werden von einem Analog-Digital-Interface 36 in einem festen Takt Γ abgetastet und die gemessenen Werte in Digitalsignale umgesetzt. Die Digitalsignale werden in einem entsprechend programmierten Rechner 38 nach einem sequentiellen Programm wie angedeutet verarbeitet. Die erhaltenen digitalen Ausgangssignale werden mit dem Takt 7" von einem Digital-Analog-Interface 40 abgetastet, in einen analogen Spannungswert zurückverwandelt und in einem Halteglied 42 bis zum nächsten Tastzeitpunkt gespeichert. Der Spannungswert am Halteglied 42 beaufschlagt das Stellsystem 18, das wie in F i g. 3 das Höhenruder verstellt.

Hierzu 4 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Stabilisierungssysteme für Flugzeuge zur Stabilisierung der Flugzeugbewegung um die Nickachse, enthaltend: ein Höhenruder, das von einem Stellsystem verstellbar ist, einen Kommandogeber zur Erzeugung eines Nickgeschwindigkeitskommandos, einen Nickgeschwindigkeitsfühler zur Erzeugung eines Nickgeschwindigkeitssignals, Mittel zur tö Bildung der Differenz von Nickgeschwindigkeitssignal und Nickgeschwindigkeitskommando, welche im Sinne einer damit gleichsinnigen Veränderung des Höhenruderausschlags auf das Stellsystem aufschaltbar ist, und einen Anstellwinkelfühler, der ein Signal nach Maßgabe des Anstellwinkels liefert, welches ebenfalls auf das Stellsystem geschaltet ist, dadurch gekennzeichnet, daß das Signal des Anstellwinkelfühlers im Sinne der Erzeugung einer indifferenten Gleichgewichtslage des Flugzeuges auf das Steü^ystem aufgeschaltet ist und daß das Cigiigystein weiterhin von einem dem Nickwinkel entsprechenden Signal im Sinne einer Veränderung des Ruderausschlags gleichsinnig mit dem Nickwinkel beaufschlagt ist

2. Stabilisierungssystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das dem Nickwinkel entsprechende Signal durch zeitliche Integration eines von dem Nickgeschwindigkeitsfühler gelieferten Nickgeschwindigkeitssignals gebildet ist

3. Stabilisierungssystem nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die zeitliche Integration des Nickgeschwindigkeitssignals durch ein Verzögerungsfilter mit einer Übertragungsfunktion von der Form ^iS