DE2808791A1

DE2808791A1 - System zum positionieren eines kritischen steuerteils in bezug auf ein anderes und mit einem solchen system ausgeruesteter hubschrauber

Info

Publication number: DE2808791A1
Application number: DE19782808791
Authority: DE
Inventors: Louis Saxon Cotton; Jun Raymond Gordon Johnson; David John Verzella
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: Raytheon Technologies Corp
Priority date: 1977-03-08
Filing date: 1978-03-01
Publication date: 1978-09-14
Also published as: CA1091213A; NO145462B; JPS53112000A; NO780718L; AU512187B2; FR2383475A1; IT7820945A0; CH630575A5; FR2383475B1; IT1093182B; BE864495A; JPH026679B2; NO145462C; US4103848A; NL7802465A; IL54158A; AU3382078A; DE2808791C2; DK93878A; GB1570051A

Description

System zum Positionieren eines kritischen Steuerteils in bezug auf ein anderes und mit einem solchen System ausgerüsteter Hubschrauber

Die Erfindung bezieht sich auf die elektronische Steuerung von Stabilatorflächenstellantriebssystemen und den ausfallsicheren Betrieb derselben sowie auf mit einem solchen System ausgerüstete Hubschrauber.

Hubschrauber mit einem einzigen Hauptrotor haben einen vertikalen Heckrotor, der verhindert, daß der Hubschrauber irn Flug eine Winkelbeschleunigung erhält, deren Richtung zu

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der Drehrichtung des Hauptrotors entgegengesetzt ist. Solche Hubschrauber sind im allgemeinen mit einem Heckstabilisator versehen, der aus einer einfachen horizontalen Steuerfläche besteht, die für eine aerodynamische Längsneigungs- oder Nickstabilität sorgt, wenn sich der Hubschrauber im Vorwärtsflug befindet. Typischerweise muß j der Heckstabilisator sehr hoch an dom Heckpylon angebracht. werden, damit die beträchtliche Vertiknlko.npcnciitfc des Hauptrotorabwindes während des Schwebefluges und bei niedrigen Geschwindigkeiten nicht auf die Stabilisatorfläche einwirkt, und typischerweise genügt eine einzige derartige Steuerfläche, die an dem Pylon entgegengesetzt zu dem Heckrotor selbst angebracht werden kann, um eine ausreichende Stabilität zu schaffen.

Es ist bei Hubschraubern bekannt, einen gewissen Grad an Kontrolle über die Position des Stabilisators bereitzustellen, so daß er für eine zusätzliche aerodynamische Kontrolle über die Lage des Hubschraubers im Vorwärtsflug sorgen kann. Ein vollständig manuell gesteuerter Stabilator ist in der ÜS-PS 2 630 985 beschrieben. Ein Scnbilr.tor, der direkt über den Blattverstellhebel betätigt wird, ist in der US-PS 3 081 052 beschrieben. In einem Verbundhubschrauber werden die Höhenruderabschnitte von feststehenden Stabilatoren durch einen Knüppel in ähnlicher Weise wie bei einem normalen Starrflügelflugzeug gesteuert, was beispielsweise in der US-PS 3 105 659 beschrieben ist. Die Steuerung eines Stabilators mit veränderlichem Anstellwinkel entsprechend der zyklischen Blattverstellung eines Hubschraubers ist in

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der US-PS 3 721 404 beschrieben.

Bei einem normalen Hubschrauber mit einem einzigen Hauptrotor, der einen vertikalen Stabilisierungsheckrotor hat, wird der gesamte Auftrieb für den Hubschrauber über die Hauptrotomabe erzeugt. Da das Heck einen großen Abstand von der Hauptrotornabe hat, ist jegliches Gewicht in der Nähe des Hecks schwierig anzuheben, wenn es nicht durch ein vergleichbares Gewicht vorderhalb des Hauptrotors ausgeglichen ist. In einigen Fällen kann es erforderlich werden, hinter dem einzigen Hauptrotor eines Hubschraubers Auftrieb zu erzeugen. Eine Lösung besteht darin, den Heckrotor schrägzustellen, so daß eine Komponente seines Schubes in Abwärtsrichtung wirkt, wodurch direkt an dem äußersten hinteren Ende des Hubschraubers Auftrieb erzeugt wird. Durch das Schrägstellen des Heckrotors wird jedoch das Erzielen der aerodynamischen Stabilität eines Hubschraubers beträchtlich kompliziert, und zwar sowohl hinsichtlich des Ansprechens des Hubschraubers auf seine eigenen Steuerflächen als auch hinsichtlich des Ansprechens auf äußere Kräfte, wie Luftlöcher, Windböen und dgl. Wenn die Bemessungsparameter eines Hubschraubers einen sehr stabilen Hochgeschwindigkeitsflug in extrem nierdrigen Höhen beinhalten, wie beispielweise bei einem Kampfhubschrauber, kann ein Paar Stabilatoren, einer auf jeder Seite des Hecks des Hubschraubers, erwünscht sein. Zusätzlich können Steuereinwirkungen auf d&\ Stabilator, die ihm gestatten, auf äußere Einwirkungen, wie Luftdichteänderungen, Windböen und dgl. zu reagieren,

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erwünscht sein.

Bei jedem Hubschrauber, der höhenruderartige Steuervorrichtungen hat, bezüglich welchen die Vertikalposition des Hecks und/oder die Nicklage (Längsneigung) des Hubschraubers während eines Hochgeschwindigkeitsfluges durch Änderungen des Stabilatoransteilwinkels sehr schnell geändert werden kann, muß sorgfältig darauf geachtet werden, daß jegliche Fehler vermieden werden, die sich dadurch ergeben, daß unerwünschte Winkel von nennenswerter Größe auftreten. Wenn beispielsweise ein Stabilator irrtümlicherweise einen Steuerbefehl für eine extreme Heckflächentief stellung empfangen würde, könnte der Hubschrauber seine Nase so schnell nach unten neigen, daß ein unkorrigierbarer Flugzustand erreicht wird, der zum Absturz führen kann. Es wird deshalb notwendig, daß jeder automatische Hubschrauberstabilatorbetrieb vollkommen ausfallsicher ist. Das bedeutet nicht nur, daß Fehler feststellbar sein müssen, sondern daß sie sehr schnell feststellbar sein müssen und daß jedes unerwünschte Ansprechen sehr schnell verhindert werden muß.

Die Erfindung schafft eine verbesserte Stabilitätskontrolle für ein Hubsohrauberstabilisierungshöhenruder, und zwar insbesondere für einen Hubschrauber mit einem schrägen Heckrotor, und sorgt für einen ausfallsicheren Betrieb eines Höhenruder-Stabilisators eines Hubschraubers.

In einer Ausgestaltung der Erfindung wird ein kritischer

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Flugzeugparameter, wie beispielsweise die Position eines auf verschiedene Anstellwinkel einstellbaren Höhenrichtstabilisators eines Hubschraubers, durch eine im wesentlichen gleiche, gemeinsame Wirkung von zwei in Reihe arbeitenden Stellantrieben gesteuert, von denen
jeder durch einzeln zugeordnete, getrennte Steuereinrichtungen gesondert angetrieben wird, wobei die Positionierung jedes Stellantriebs mit der des anderen verglichen
wird, um ein ungleiches Arbeiten festzustellen, dessen
Ausmaß ausreicht, um einen Fehler anzuzeigen. Weiter werden in dieser Ausgestaltung der Erfindung sowohl die Position als auch die zeitliche Änderung der Position der
beiden Stellantriebe mit Abweichungsgrenzen verglichen.
Ferner werden in dieser Ausgestaltung der Erfindung auf die Anzeige eines Fehlers hin die automatischen Steuereinrichtungen von den Stellantrieben getrennt und es wird dem
Piloten gestattet, die Stellantriebspositionen in gewünschter Weise in Abhängigkeit von den Flugzuständen zu trimmen. Schließlich wird in dieser Ausgestaltung der Erfindung die Fehlerabfühlfunktion durch eine zweckvoll hervorgerufene Abweichung in den Stellantriebspositionssollwertsignalen getestet.

In weiterer Ausgestaltung der Erfindung beinhaltet die verbesserte automatische Steuerung eines Hubschrauberstabilators eine Nicklage- oder Längsneigungsstabilisierung, um eine Längsneigung zu kompensieren, die aus Steuerbefehlen zur Änderung der kollektiven Blattverstellung resultiert, indem der Stabilator veranlaßt wird, auf die Position der

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kollektiven Blattverstellung anzusprechen, und um diese und andere Einwirkungen auf die Längsneigung, die durch Auswirkungen eines schräggestellten Heckrotors oder durch äußere Kräfte (wie Windböen und dgl.) hervorgerufen werden können, mit Hilfe der Einwirkung eines Nickwendekreisels auf die Stabilatorsteuereinrichtungen auszugleichen.

In noch weiterer Ausgestaltung der Erfindung beinhaltet die automatische Kontrolle über einen Stabilator Maßnahmen zum Kompensieren der Auswirkungen auf die Nicklage, die aus einer Querbewegung (wie beispielsweise Slip) eines schrägen Heckrotors resultieren, die den Auftrieb des Hecks ändert. Weiter erfolgt gemäß dieser Ausgestaltung der Erfindung die Einstellung der Winkelposition des Stabilators in Abhängigkeit von einem Querbeschleunigungsmesser.

Gemäß der Erfindung werden die Auswirkungen sowohl der kollektiven Blattverstellung als auch der Querbeschleunigung auf den Stabilator bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten vollständig beseitigt.

Weiter wird gemäß der Erfindung die Fluggeschwindigkeit benutzt ρ um den Stabilator über kombinierte Regelschleifen mit hoher und niedriger Verstärkung zu steuern^ damit sich ein schneller Übergang aus einer Stellung, in der der Stabilator niedergedrückt ist (um Hauptrotorabwindauswirkungen bei niedriger Geschwindigkeit und im Schwebeflug zu vermeiden),, in eine Stellung mit horizontalem Stabilator (für einen stabilisierten Flug bei Reisegeschwindigkeiten) ge-= schaffen wird und damit außerdem Einwirkungen auf die kol~

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lektive Blattverstellung im Beharrungszustand, die nur erforderlich sind, um im Flug Geschwindigkeit zu erreichen, kompensiert werden, während gleichzeitig die Einwirkung auf die kollektive Blattverstellung als ein Mittel gegen schwanzlastige oder kopflastige Zustände benutzt werden, um den Flug bei veränderlichen Steuerbefehlen zur kollektiven Blattverstellung weiter zu stabilisieren.

Ferner wird gemäß der Erfindung eine Vorspannung benutzt, um eine Einstellung auf einen horizontalen Stabilator bei maximaler Fluggeschwindigkeit mit maximaler kollektiver Blattverstellung zu gestatten.

Die Erfindung gestattet die Verwendung eines Stabilators zur Unterstützung der Steuerung der Nicklage eines Flugzeuges während des Vorwärtsfluges durch Veranlassen des Stabilators, auf Eingangssignale aus einem Nickwendekreisel anzusprechen. Die Erfindung unterstützt außerdem das Kompensieren der Tendenz des Flugzeuges, sich aufgrund der Auswirkungen eines schräggestellten Heckrotors, die sich durch Slip (eine Kursabweichung von der Flugrichtung) ergeben, um seine Nickachse zu drehen, indem der Stabilator veranlaßt wird, auf Querbeschleunigungseinwirkungen anzusprechen. Die Erfindung vermeidet jedoch Konfliktsteuerbefehle an den Stabilator im Schwebeflug infolge von scheinbaren Querbeschleunigungen, die sich aufgrund der aerodynamischen Kenndaten des Hubschraubers während des Schwebefluges ergeben, durch·Eliminieren von Querbeschleunigungseingangs Signalen bei niedrigen Geschwindigkeiten und durch

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Übergehen auf die volle Auswirkung der Querbeschleunigungen bei mäßigen Reisegeschwindigkeiten. Das Unterdrücken der Einwirkung der kollektiven Blattverstellung bei niedrigen Geschwindigkeiten gestattet die Verwendung eines bidirektionalen (minus und plus) Ansprechens auf die kollektive Blattverstellung während des Hochgeschwindigkeitsfluges und sichert trotzdem, daß der Stabilator während des Fluges mit niedriger Geschwindigkeit für Hauptrotorabwindauswirkungen unempfindlich ist. Das Unterdrücken der Querbeschleunigungseinwirkung auf die Stabilatorsteuereinrichtungen bei niedrigen Geschwindigkeiten erfolgt zweckmäßig in derselben Weise wie das Unterdrücken der Einwirkung der kollektiven Blattverstellung.

Durch Vergleichen des IstpositLons ansprechens von zwei unabhängig gesteuerten Stellantrieben, die in Reihe arbeiten, kann ein unregelmäßiger Betrieb festgestellt werden, während gleichzeitig eine zulässige Verzögerung im Ansprechen (die sich aufgrund der aerodynamischen Belastung des Stabilators ergeben kann, wodurch beide Stellantriebe hinter den eingegebenen Positionssollwertsignalen zurückbleiben und einen großen Regelfehler aufweisen) außer Betracht gelassen wird.

Mehrere Ausführungsbeispiele der Erfindung werden im folgenden unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen näher beschrieben. Es zeigen:

■Fig. 1 eine vereinfachte Draufsicht auf einen

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Hubschrauber, der einen schrägen Heckrotor und einen Stabilator hat,

Fig. 2 eine vereinfachte Seitenansicht des

Hubschraubers von Fig. 1,

Fig. 3 eine vereinfachte Rückansicht des Hub

schraubers von Fig. 1,

Fig. 4 . ein vereinfachtes Blockschaltbild eines

Stabilatorsteuersystems und eines ausfallsicheren Positioniersystems nach der Erfindung,

Fig. 5 ein vereinfachtes Blockschaltbild einer

Fehlerdetektorschaltung für das System von Fig. 4,

Fig. 6 ein vereinfachtes Blockschaltbild eines

Postionssollwertsignalgenerators für das System von Fig. 4, und

Fig. 7 eine vereinfachte Darstellung der minima

len kollektiven Blattverstellung in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit.

Die hier verwendeten Ausdrücke "niedrige Geschwindigkeit" und "niedrige Geschwindigkeiten" bedeuten Geschwindigkeiten, bei welchen eine beträchtliche Vertikalkomponente des auf den Stabilator einwirkenden Hauptrotorabwindes vor-

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handen ist, einschließlich im Schwebeflug. Beispielsweise können hier die Begriffe "hohe Geschwindigkeit" oder hohe Geschwindigkeiten" Geschwindigkeiten bedeuten., bei welchen die dynamischen Drücke im freiBn Strom beträchtlich sind, was der aerodynamischen Stabilisierungswirkung des Stabilators äquivalent ist. In dem hier angegebenen Beispiel sind solche Geschwindigkeiten größer als etwa 80 knot (148km/h). Die hier verwendeten Ausdrücke "Übergangsgeschwindigkeit¹¹ oder"Übergangsgeschwindigkeiten" bedeuten Geschwindigkeiten zwischen den oben definierten niedrigen Geschwindigkeiten und hohen Geschwindigkeiten. Es ist klar, daß sich diese Geschwindigkeiten in Abhängigkeit von den von einem Hubschrauber geforderten Leistungen bei Gebrauch von Merkmalen der Erfindung ändern können und nicht in bezug auf irgendeinen besonderen Hubschrauber festgelegt sind.

Gemäß den Fig. 1-3 hat ein Hubschrauber 10 einen Rumpf und einen Hauptrotor 14, der sich um eine Rotornabe 16 dreht (in der in Fig. 1 gezeigten Ausführungsform im Gegenuhrzeigersinn). Der Hubschrauber 10 hat einen Heckpylon 18, an dessen oberem Ende ein Heckrotor 20 angebracht ist, der einen Drehschub liefert, welcher auf das Heck des Rumpfes 12 einen Gegendrehschub ausübt, so daß der Rumpf nicht dazu neigt, sich während des Fluges im Uhrzeigersinn gegen die Kräfte des sich im Gegenuhrzeigersinn drehenden Rotors 14 zu drehen. In der dargestellten Ausfühfungsform ist der Heckrotor 20 gemäß Fig. 3 unter einem Winkel von 20 gegen die Vertikale geneigt, so daß er einen Hubschub auf das Heck ausübt. An der Basis des Pylons

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18 befindet sich ein Stabilator 22, der an der Stelle an dem Rumpf 12 angelenkt ist, so daß er durch eine Stell· antriebsanordnung 25 zwischen einer Stellung mit einem Anstellwinkel von +40 (Heck oben), wobei die äußerste hintere Kante des Stabilators 22 maximal abwärts gerichtet ist, und einer Stellung mit einem Anstellwinkel von -10 (Heck unten), wobei die äußerste hintere Kante des Stabilators etwas aufwärts gerichtet ist, wie in Fig. 2 gezeigt, verschwenkt werden kann.

Läßt man für den Augenblick die Auswirkungen des schrägen Heckrotors außer Betracht, wenn der Hubschrauber im Schwebeflug ist, so ist eine beträchtliche Abwärtskomponente des Abwindes von dem Hauptrotor 14 vorhanden. Es ist bekannt, daß, um den Stabilisator für den Abwind unempfindlich zu machen, so daß vermieden wird, daß der Abwind das Heck des Hubschraubers während des Schwebefluges niederdrückt, ein Stabilisator, der unten an dem Heck angebracht ist, während des Schwebefluges auf einen hohen positiven Anstellwinkel (von beispielsweise +40 , wie in Fig. 2 gezeigt) gedreht werden muß. Eine ähnliche Überlegung gilt entsprechend bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten. Andererseits, wenn das Flugzeug mit hohen Reisegeschwindigkeiten vorwärtsfliegt, ist es erwünscht, daß der Stabilisator im wesentlichen horizontal ist, damit eine maximale aerodynamische Flugstabilität sowie ein gewisser Grad an Auftrieb an dem Heck des Flugzeuges erzielt werden.

Wenn der Schwerpunkt 26 des Hubschraubers sich hinterhalb

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der Nabe 16 befindet, bewirkt jede Vergrößerung der kollektiven Blattverstellung, daß sich die Nase des Flugzeuges um seine Nickachse (die im wesentlichen durch den Schwerpunkt 26 geht, wie in Fig. 2 gezeigt) aufwärtsdreht, so daß im Vorwärtsflug eine entsprechende Vergrößerung des Anstellwinkels des Stabilisators erwünscht * ist, um das Heck entsprechend anzuheben. Gemäß der Erfindung wird daher die kollektive Blattverstellung mit den Steuereinrichtungen für den Anstellwinkel des Stabilisators 22 gekoppelt, so daß eine Zunahme oder Abnahme der kollektiven Blattverstellung eine Zunahme bzw. Abnahme des Anstellwinkels verursacht, mit Ausnahme bei niedrigen Geschwindigkeiten, bei welchen der Einfluß der kollektiven Blattverstellung unterdrückt wird und der Stabilator durch andere Einwirkungen auf den maximalen Anstellwinkel eingestellt wird.

Ebenso ist es, wie in dem Fall eines Starrflügelflugzeuges, wenn eine äußere Einwirkung, wie beispielsweise eine Windböe, bewirkt, daß das Flugzeug sich um seine Nickachse dreht, erwünscht, daß der Stabilator entsprechend reagiert, um einen Horizontalflug aufrechtzuerhalten. Gemäß Fig. 3 liefert der schräge Heckrotor 20 ein gewisses Maß an vertikalem Auftrieb an dem Heck. Wenn das der Fall ist, kann der Schwerpunkt 26 (Fig. 2) von dem an der Nabe 16 erzeugten Hauptauftrieb weiter weg nach hinten liegen. In einem solchen Fall sind die Auswirkungen der kollektiven Blattverstellung bezüglich des Aufwärtsdrehens der Nase des Flugzeuges, um dessen Nickachse, wie oben beschrieben, grosser. Deshalb können die Auswirkungen der Position der kol-

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lektiven Blattverstellung und der Längsneigung aufgrund irgendwelcher Ursachen bei einem Hubschrauber mit einem schrägen Heckrotor größer sein. Gemäß der Erfindung wird eine bessere Kontrolle des Stabilators durch die Einwirkung eines Nickwendekreisels auf den Stabilatoranstellwinkel erzielt, die in Verbindung mit der Einwirkung auf die kollektive Blattverstellung zum Stabilisieren des Horizontalfluges infolge einer Einwirkung entweder auf die kollektive oder auf die longitudinale zyklische Blattverstellung oder infolge von äußeren Einwirkungen arbeitet.

Die Verwendung eines schrägen Heckrotors (Fig. 3) verursacht außerdem Kippmomente infolge von Gier-, Seiten- und Slipbewegungen. Wenn beispielsweise das Flugzeug in einen LinksSeitenrutsch (Linksslip) geht, so daß das Heck nach Steuerbord schwenkt (in Fig. 3 nach rechts), so ergibt das eine zunehmende Schubwirkung auf den Rotor (da der Rotor sich durch die Luft, gegen die er drückt, in einer zu dem Druck entgegengesetzten Richtung bewegt). Die zunehmende Schubwirkung verursacht einen Zustand, in welchem sich das Heck oben befindet, der durch den Stabilisator mit Hilfe einer negativen Winkelversteilung desselben, durch die das Heck wieder abwärts gedrückt wird, ausgeglichen werden soll· te. Gemäß der Erfindung sorgt ein Querbeschleunigungsmesser für eine Querkopplung mit dem Stabilator, um diese Wirkung zu erzielen. Bekanntlich muß die Tendenz des Heckrotors, das ganze Flugzeug zur Seite zu drücken (bei Betrachtung der Ausführungsform in Fig. 3 nach*rechts) wäh-

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rend des Schwebefluges durch zyklische Blattverstellung auf der Backbordseite kompensiert werden, was wiederum automatisch zur Folge hat, daß sich der Hubschrauber auf der linken Seite etwas nach unten neigt, wodurch eine scheinbare Steuerbordseitenbeschleunigung erzeugt wird. Das wiederum führt dazu, daß an dem Stabilator ein negativer Anstellwinkel erzeugt wird, d. h. daß dessen Hinterkante angehoben wird, was wiederum zur Folge hat, daß der Stabilator für die Vertikalkomponente des Rotorabwindes während des Schwebefluges empfindlicher wird und dadurch das Heck nach unten drückt. Aus diesem Grund wird gemäß der Erfindung die Kopplung zwischen dem Seiten- oder Querbeschleunigungsmesser und dem Stabilator bei niedrigen Geschwindigkeiten einschließlich des Schwebefluges unterdrückt .

Gemäß Fig. 4 enthält die Stellantriebsanordnung 25 gemäß der Erfindung zwei Stellantriebe 30, 31, bei welchen es sich um bekannte Schraubspindeldrehstellantriebe mit reversierbaren Gleichstrommotoren handeln kann, die eine Relativdrehung zwischen einer Verstellschraubspindel und einem Mitnehmer hervorrufen, so daß sich die Enden der Verstellschraubspindel in Abhängigkeit von der Drehrichtung der Motoren nach innen oder nach außen bewegen. Da die Steuereinrichtungen 32 für den Stellantrieb 30 den gleichen Aufbau wie die Steuereinrichtungen 33 für den Stellantrieb 31 haben, werden hier nur die Steuereinrichtungen für den Stellantrieb 30 beschrieben.

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Der Stellantrieb 30 kann mit Strom versorgt werden, so daß er sich in einer Richtung bewegt, in welcher sich positive oder stattdessen negative Anstellwinkel des Stabilators 22 ergeben, und zwar in Abhängigkeit von der Richtung des Stroinflusses durch die beiden elektrischen Anschlußleitungen 34, 35. Wenn beispielsweise eine positive Gleichspannung an die Leitung 34 angelegt und die Leitung 35 an Masse gelegt wird, wird durch die Bewegung des Stabilators der Anstellwinkel positiv vergrößert. Ebenso, wenn eine positive Gleichspannung an die Leitung 35 angelegt und die Leitung 34 an Masse gelegt wird, bewegt sich der Stellantrieb 30 so, daß der Anstellwinkel des Stabilators verkleinert wird, was an sich bekannt ist.

Die Leitung 34 ist normalerweise mit einer Leitung 36 über einen Grenzschalter 37 verbunden,wenn jedoch der Stabilator das gewünschte Ausmaß seiner Bewegung erreicht, wird der Kontakt 37 umgelegt, so daß die Leitung 34 über eine Leitung 13S mit Masse verbunden wird, wodurch jede weitere Stromversorgung des Stellantriebs 30 in der positiven Richtung verhindert wird. Die Leitung 36 ist normalerweise über einen Kontakt 39 eines Fehlerrelais 40 geführt, das im normalen Betrieb mit Strom versorgt ist, mit Ausnahme im Anschluß an die Feststellung eines Fehlers, was weiter unten ausführlicher in bezug auf Fig.5 beschrieben ist. Der Kontakt 39 ist über eine Leitung 41 mit zwei elektronischen Schaltem.42, 43 verbunden, bei welchen es sich in an sich bekannter Weise um geeignete Leistungstransistoren oder dgl. handeln kann. Ebenso ist die Leitung 35 über einen Stabilatorpositionsgrenzschalter 44, eine Leitung

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45, einen Kontakt 46 des Fehlerrelais 40 und eine Leitung 47 mit zwei elektronischen Schaltern48, 49 verbunden. Die elektronischen Schalter 42, 48 sind mit einer Seite einer Spannungsquelle 50 über eine Leitung 51 verbunden und die Schalter 43 und 49 sind auf einer Seite über eine Leitung 52 mit Masse verbunden. Die Schalter 42, 49 werden zusammen durch ein Signal auf einer Leitung 53 aus einem Verstärker 54 erregt, welches anzeigt, daß ein positives Schwenken des Stellantriebs 30 erwünscht ist. Die Schalter 43 und 48 werden durch ein Signal auf einer Leitung 55 aus dem Verstärker 54 aktiviert, das anzeigt, daß ein negatives Schwenken des Stellantriebs 30 erwünscht ist, Der Verstärker 54 ist ein Summierverstärker, der Ausgangssignale liefert, welche die Differenz zwischen einem Positionssollwertsignal auf einer Leitung 57 und einem Istpositionssignal auf einer Leitung 58, die von einem Positionsfühler 59 kommt, darstellen.

Es sei angenommen, daß in einem bestimmten Zeitpunkt das Signal auf der Leitung 57 anzeigt, daß es erforderlich ist, den Anstellwinkel des Stabilators 22 zu vergrößern. Das verursacht einen positiven Fehler, so daß der Verstärker 54 ein Signal auf der Leitung 53 erzeugt, das die Schalter 42 und 49 betätigt. Dann wird die Spannungsquelle 50 über die Leitung 51, den Schalter 42, die Leitung 41, den Fehlerrelaiskontakt 49 und den Grenzschalter 37 mit der Leitung 34 des Stellantriebs 30 verbunden. Die Leitung 35 wird über den Grenzschalter 44, den Kontakt 46, die Leitung 47 und den Schalter 49 mit Masse verbunden. Der Stell-

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antrieb bewegt sich deshalb in einer Richtung, in welcher der Anstellwinkel des Stabilators 22 vergrößert wird, solange, bis der Pos itions fühler 59 ein Signal auf der Leitung 58 erzeugt, das gleich den Signal auf der Leitung 57 ist, woraufhin das Schwenken des Stellantriebs aufhört. Wenn andererseits das Signal auf der Leitung 57 anzeigt, daß eine Verringerung des Anstellwinkels des Stabilators 22 erforderlich ist, verbindet der Schalter 48 die Quelle 50 mit der Leitung 35 und der Schalter 43 verbindet die Leitung 34 mit Masse, so daß der Stellantrieb in einer Richtung schwenkt, in welcher der Stabilator auf einen kleineren Anstellwinkel eingestellt wird, bis der Positionsfühler 59 ein Signal auf der Leitung 58 liefert, das gleich dem Signal auf der Leitung 57 ist. Der Verstärker 54, die Schalter 41, 42, 48 und 49, die Quelle 50 und Masse bilden daher die wesentlichen Teile einer Antriebseinrichtung, die den Stellantrieb 30 in bezug auf die Differenz der Signale auf den Leitungen 57 und 58 verstellt. Bei Bedarf könnte stattdessen ein Proportionalfolgesteuerungssystem benutzt werden.

Bei Bedarf können die Stellantriebe 30 und 31 so ausgelegt werden, daß sie in Stellungen ausgefahren werden können, jenseits welchen die Stabilatorpositionsgrenzschalter 34, 44 sie inaktivieren. In einem solchen Fall sorgt, wenn einer der beiden Stellantriebe 30, 31 unwirksam wird, der andere Stellantrieb 31 bzw. 30 für einen Teil oder für die gesamte (abhängig davon,wie weit er ausgefahren werden kann) gewünschte Stabilatorbewegung, wo-

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bei er manuell gesteuert wird, wie im folgenden näher beschrieben. Außerdem können die Stellantriebe 30, 31 zur Sicherheit ihre eigenen Grenzschalt er haben. Diese würden außerhalb des Bereiches tätig werden, der durch die Stabilatorpositionsgrenzschalter 37, 44, usw. festgelegt wird.

Das Signal auf der Leitung 57 wird den Steuereinrichtungen 32 durch einen Positionssollwert Signalgenerator 60 geliefert, der mit Bezug auf Fig. 6 im folgenden beschrieben ist, und ein gleichartiges Signal wird den Steuereinrichtungen 33 durch einen Positionssollwertsignalgenerator 60a geliefert (der den gleichen Aufbau wie der Generator 60 hat).

Gemäß der Erfindung wird die Istposition eine kritischen Steuerelements, welches in dem hier beschriebenen Ausführungsbeispiel der Stabilator 22 ist, durch die beiden in Reihe arbeitenden Stellantriebe 30, 31 gesteuert. Keiner dieser Stellantriebe liefert das gewünschte Ergebnis auf automatische Positionssollwerte hin ohne eine gleiche Reaktion in dem anderen Stellantrieb. Die Ausgangssignale des Positionsfühlers 59 auf der Leitung 58 und eines gleichartigen Fühlers 62 auf einer Leitung 64, die die Positionen der Stellantriebe 3O₁ 31 darstellen, zeigen daher an, ob die beiden vollkommen getrennten Systeme korrekt arbeiten, da die Wahrscheinlichkeit, daß beide in derselben Weise gleichzeitig unkorrekt arbeiten, äußerst gering ist. Aus diesem Grund wird die Istposition Θ1 des Stellantriebs auf der Leitung 58 mit der Istposition Θ2 des Stellantriebs auf der Leitung 64 in einer Fehlerschaltung 66 verglichen,

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um festzustellen, ob mehr als eine Schwellenwertgröße anAbweichung von einer Kenngröße derselben (hier die Position oder die zeitlichen Positionsänderung) vorliegt.

Gemäß Fig. 5 werden die Positionssignale auf den Leitungen 58 und 64 in vorgespannten Vergleichern 70, 72 verglichen, um festzustellen, ob die Positionen selbst innerhalb einer gewissen Anzahl von Abveichungsgraden voneinander sind (beispielsweise 10 , obgleich dieser Wert in Abhängigkeit von den besonderen Konstruktionsdetails jeder Implementierung der vorliegenden Erfindung verändert werden kann). Wenn der Stellantrieb 30 in einer höheren Position als der Stellantrieb 31 um mehr als 10 ist, liefert daher der Vergleicher 70 ein Signal auf einer Leitung 74. Wenn der Stellantrieb 31 in einer Position ist, die um 10 positiver ist als die des Stellantriebs 30, liefert der Vergleicher 72 ein Signal auf einer Leitung 76. Eine ODER-Schaltung 78 spricht auf jedes dieser Signale an. Die kombinierte Funktion der Vergleicher 70, 72 könnte durch einen einzigen bekannten Fenstervergleicher erfüllt werden. Die Positionssignale auf den Leitungen 58, 64 werden außerdem durch Differenzierschaltungen 80, 82 differenziert, so daß die zeitliche Änderung der Position auf zwei entsprechenden Leitungen 84, 86 angezeigt wird. Diese sind in entgegengesetzter Weise an zwei voige spannte Vergleicher 88, 90 angeschlossen, so daß Signale an die ODER-Schaltung 78 auf einer von zwei Leitungen 92, 94 abgegeben werden, wenn" die zeitliche Änderung der Position zwischen den beiden Stellantrieben sich um mehr als eine be-

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stimmte zeitliche Änderung unterscheidet (die beispielsweise in der Größenordnung von 6 /s liegen kann, aber in Anpassung an die einzelnen Konstruktionsparameter jeder bestimmten Implementierung der Erfindung verändert werden kann). Die ODER-Schaltung 78 gibt daher ein Signal an eine Leitung 96 ab,. \<?enn eine zu große Abweichung in der Position oder in der zeitlichen Änderung der Position der beiden Stellantriebe 30, 31 vorliegt. Dieses Signal betätigt eine ODER-Schaltung 981 die eine bistabile Schaltung 100 rücksetzt, welche eine Relaisspule 102 des Fehlerrelais 40 mit Strom versorgt, das die Positionen der Kontakte 39, 46 (Fig. 4,und ähnliche Kontakte für den Stellantrieb 31) umschaltet, wie oben beschrieben. Die bistabile Schaltung 100 kann durch ein Signal aus einem monostabilen Multivibrator 103 durch vorübergehendes Drücken eines Rücksetzschalters 104, der ihn mit einer Spannungsquelle 106 verbindet, gesetzt werden. Der monostabile Multivibrator 103 liefert einen Impuls von etwa einer Sekunde oder so, um den Setzzustand hervozurufen, damit die Steuereinrichtungen einen stabilen Gleichlauf erreichen, bevor einer Alarmschaltung gestattet wird, das Fehlerrelais auszulösen.

Gemäß Fig. 5 kann wieder eine vollkommene Redundanz erreicht werden, indem eine Schaltung 108 benutzt wird, welche den gleichen Aufbau wie die oben beschriebene Schaltungsanordnung 70-96 hat. Diese Schaltungsanordnung hat eine ODER-Schaltung ähnlich der ODER-Schaltung 78, die ein Signal an eine Leitung 109 immer dann abgibt, wenn entweder

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die Position oder die zeitliche Änderung der Position der Stellantriebe außerhalb der Grenzen liegen. Das Signal auf der Leitung 109 betätigt die ODER-Schaltung 98, um die bistabile Schaltung 100 rückzusetzen, wodurch die Relaisspule 102 entregt wird. Andererseits, wenn keine Redundanz erwünscht ist, kann die vorstehend beschriebene Schaltungsanordnung 70-104 in einer nichtredandanten Weise benutzt werden.

Gemäß Fig. 4 wird, wenn ein Fehler in der Fehlerschaltung 66 abgefühlt wird, das Fehlerrelais 40 entregt und seine Kontakte 39, 45, usw. werden in die untere Position umgeschaltet. Die Grenzschalter sind dann mit einem Schalter 110 für manuelles Schwenken über zugeordnete Leitungen 41a, 47a verbunden. In der dargestellten Position verbindet der Schalter 110 für manuelles Schwenken die Leitung 41a mit einer Spannun^squelle über eine Leitung 111,und die Leitung 48a über eine Leitung 112 mit Masse, um ein Schwenken der Stellantriebe 30, 31 im Sinne einer Vergrösserung des StabilatoranstellwinkeIs hervorzurufen, wie oben beschrieben. Ebenso bewirkt in der entgegengestzten Stellung der Schalter 110 für manuelles Schwenken ein negatives Schwenken. Das erlaubt dem Piloten, die Stellantriebe entweder in der Plus- oder in der Minusrichtung zu schwenken, je nachdem wie es ihm erforderlich erscheint, wann immer ein Fehler durch eine geeignete Alarmschaltung 114 angezeigt wird, bei welcher es sich um irgendeine Kombination einer bekannten Hör- und Sichtalarmeinrichtung handeln kann. Wenn ein Fehler abgefühlt wird, werden die verschiedenen anderen Steuerflächen des Hubschraubers normalerweise so

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positioniert worden sein, daß die Lage- und/oder Flugkenndaten des Hubschraubers, die aus einer Fehlpositionierung des Stabilators 22 resultierten, kompensiert sind. Es ist deshalb nicht wahrscheinlich, daß es sich um einen katastrophalen Zustand handelt, wenn dieser schnell genug abgefühlt wird, weil die SchaltuxigsanOrdnung von Fig. 5 Grenzen hat, die eng genug sind. Normalerveise wird der Pilot bei Alarm die Position des Stabilators trimmen, indem er die Positionsanzeiger betrachtet (die mit den Positionsfühlern 59, 64 verbunden, aber hier nicht gezeigt sind) und den Schalter 110 betätigen ,so daß der Stabilator 22 während des Vorwärtsfluges bei hohen und Übergangsgeschwindigkeiten (von beispielsweise mehr als 60 knot oder etwa 111 km/h) in eine horizontale Position (0 ) oder bei niedrigen Geschwindigkeiten einschließlich des Schwebefluges in seine maximal positive Position (+40 ) gebracht wird.

Die Einzelheiten der automatischen Steuereinrichtungen selbst sind in Fig. 6 in bezug auf den Positionssollwertsignal" generator 60 angegeben, der den Stellantrieb 30 steuert. Das Ausgangssignal des Positionssollvertsignalgenerators wird auf der Leitung 57 als Summe von verschiedenen Signalen abgegeben, von denen einige oben mit Bezug auf Fig. 1-3 beschrieben worden sind. Die Summierung dieser Signale erfolgt gemäß Fig. 6 in einer einzigen Summierschaltung 115, es können aber mehrere Summierungen in bekannter Weise miteinander verknüpft werden. Der Einfachheit halber werden die Einzelheiten einer solchen üblichen Schaltungsanordnung und der ihr zugeordneten Verstärker nicht angegeben.

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or;gimal inspected

Ein Signal, das die Fluggeschwindigkeit angibt, wird auf einer Leitung 116 durch einen Fluggeschwindigkeitsfühler 117 geliefert, bei welchem es sich beispielsweise um einen geeigneten Wandler handeln kann, der mit dem üblichen Fluggeschwindigkeitsstaurohrsystem gekoppelt ist, das benutzt wird, um einem Fluggeschwindigkeitsanzeiger für den Piloten Fluggeschwindigkeitssignale zu liefern. Ein Signal auf einer Leitung 118, das den Prozentsatz der kollektiven Blattverstellung angibt, wird durch einen Fühler 119 für die Position der kollektiven Blattverstellung geliefert, bei welchem es sich um einen normalen Positionsfühler handeln kann, der mit dem System für die.kollektive Blattverstellung verbunden ist und benutzt wird,um andere Stabilisierungs- und Steuerfunktionen in dem Hubschrauber zu erfüllen. Ein Signal auf einer Leitung 120, das die Seitenoder Querbeschleunigung angibt (d.h. eine Tranlationsbewegung zur Backbord- oder Steuerbordseite), wird von einem Querbeschleunigungsmesser 122 geliefert. Ein Signal auf einer Leitung 124, das die Drehgeschwindigkeit um die Nickachse des Hubschraubers angibt, wird von einem Nickewendekreisel 126 geliefert.

In der besonderen Implementierung der Erfindung müssen einige Überlegungen über die Art des Ausfalls angestellt werden, dessen Auftreten am wahrscheinlichsten ist. Es sollte beachtet werden, daß bei einem Flug mit hoher Geschwindigkeit, wenn das Heck schnell nach oben getrieben werden sollte, weil der Stabilator infolge eines Ausfalls in seine maximale positive Position getrieben wurde, der Hubschrau-

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ber die Nase nach unten bewegt, was vermutlich zu einem unstabilen Manöver führt, das nicht beseitigt werden kann. Andererseits, wenn während des Schwebefluges der Stabilator unbeabsichtigt aus seiner maximalen positiven Position (mit seinem Heckrand unten) in eine horizontale Position ginge, würde das Heck aufgrund des Hauptrotorabwindes einfach fallen, was kein katastrophales Manöver wäre. Aus diesem Grund wird eine Vorspannung, die +43 äquivalent ist (und ausreicht, um den Stellantrieb während des Sclwebefluges an seine +40 -Positionsgrenze : eine VorspannungsschaItung 128 erzeugt.

befluges an seine +40 -Positionsgrenze zu treiben) durch

Bei einem Flug mit hoher Geschwindigkeit wird das Vorspannungseingangs signal durch einen Funktionsgenerator 130 (oben in Fig. 6) weitgehend ausgeglichen, der bei hohen Geschwindigkeiten ein Signal erzeugt, das den Stabilator auf -35 einstellt. Gemäß Fig. 6 liefert der Funktionsgenerator 130 kein Ausgangssignal auf das Fluggeschwindigkeitssignal auf der Leitung 116 hin, das zwischen 0 und 40 knot(0 bis 74 km/h) anzeigt, und er liefert ein Ausgangssignal, das von 40 bis 80 knot (74 bis 148 km/h) linear ansteigt, under hält ein Ausgangssignal für jede Geschwindigkeit über 80 knot (148 km/h) aufrecht, was dem Verstellen des Stellantriebs auf -35 äquivalent ist. Der Funktionsgenerator 130(und andere in Fig. 6 insgesamt dargestellte Funktionsgeneratoren) können in bekannter Weise als Rnickpunkt-Diode/Widerstand-Netzwerke oder als geeignet angeordnete Operationsverstärker ausgebildet sein. Beispielsweise kann die in dem Funktionsgenerator 130 ge-

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zeigte Funktion durch einen Operationsverstärker geliefert werden, der einen Vorspannungseingang hat, welcher ihn gesperrt hält, bis ein Fluggeschwindiekeitssignal, das 40 knot (74 km/h) angibt, empfangen wird, mit einem Rückkopplungswiderstand, der in bezug auf den Fluggeschwindigkeitseingangswiderstand so gewählt ist, daß die gewünschte Verstärkung bei 80 knot (148 km/h) erzielt wird, und mit einer Rückkopplungs-Z-Diode, die so gewählt ist, daß sich ein ebenes Ausgangssignal für alle Eingangssignale oberhalb von 80 knot (148 km/h) ergibt. Der Funktionsgenerator 130 und der Vorspannungsgenerator 128 arbeiten daher in Verbindung miteinander so, daß der Stabilator bei niedrigen Geschwindigkeiten nahe seinem maximalen positiven Anstellwinkel(+40 ) ist und daß er bei hohen Geschwindigkeiten nahezu horizontal ist, wobei, bei dem hier beschriebenen Ausführungsbeispiel ein Übergang zwischen 40 und 80 knot (74 und 148 km/h) erfolgt.

Ein weiteres oben beschriebenes Eingangssignal, das die Auf- oder Abwärtsbewegung der Nase bei mehr oder weniger Hauptrotorauftrieb kompensiert, ist das Eingangssignal der kollektiven Blattverstellung auf der Leitung 118. Dieses Signal wird über eine geeignete Verstärkungs- und Begrenzung sschaltung 132 geleitet, um die effektive kollektive Blattverstellung, die überhaupt ein Ansprechen in der automatischen Steuerung des Stabilators verursacht, auf 70 % der vollen kollektiven Blattverstellung zu begrenzen. Die Verstärkung der Schaltung 132 liefert ungefähr -8 Stabilatoranstellwinkel bei 0% kollektiver Blattver-'

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stellung und geht weiter über etwa O für 50 °i bis etwc +4 für 70 % oder darüber. Durch dieses Vorspannen der Kopplung der kollektiven Blattverstellung gestattet sie Änderungen in der kollektiven Blattverstellung, sowohl negative als auch positive Anstellwinkeländerungen zu erzeugen. Die kollektive Blattverstellung ist während des Schwebefluges erforderlich und tatsächlich,wie in Fig. 7 dargestellt, tritt die minimale kollektive Blattverstellung bei einer Übergangsgeschwindigkeit auf, die in dem hier beschriebenen Ausführungsbeispiel 60 knot beträgt. Außerdem kann sich die kollektive Blattverstellung bei grö'sseren Gesamtfluggewichten, wie in Fig. 7 durch die gestrichelte Linie 134 dargestellt, gegenüber der kollektiven Blattverstellung ändern, die für geringere Gesamtfluggewichte erforderlich ist, wie durch die gestrichelte Linie dargestellt. Deshalb wird der Einfluß der kollektiven Blattverstellung bei niedrigen Geschwindigkeiten durch eine Multiplizierschaltung 140 (Fig. 6) unterdrückt, wie durch die punktierten Linie 141 (Fig» 7) dargestellt. Die Multiplizierschaltung 140 ist mit dem Ausgang eines Funktionsgenerators 142 verbunden, der dem Fluggeschwindigkeits· signal auf der Leitung 116 eine Verstärkung zwischen 0 (unterhalb 40 knot ) und 1 (oberhalb 60 knot) gibt. Das Ausgangssignal der Multiplizierschaltung auf der Leitung 144 wird bei Fluggeschwindigkeiten unterhalb von 40 knot für jedes Eingangssignal der kollektiven Blattverstellung auf der Leitung 116 unempfindlich sein, zwischen 40 und 60 knot zunehmend empfindlich sein und bei Fluggeschwindigkeiten oberhalb von 60 knot eine Angabe des Ausgangs-

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signals des Funktionsgenerators 132 sein. Das verhindert, daß Einwirkungen der kollektiven Blattverstellung irgendeine Auswirkung während des Schwebefluges und bei niedrigen Geschwindigkeiten haben, wenn der maximale Anstellwinkel des Stabilators erwünscht ist. Außerdem sorgt es für einen glatten Übergang auf die Einwirkungen der kolletiven Blattverstellung bei Übergangsgeschv/indigkeiten, wenn der Stabilator im Mittel irgendwo zwischen dem maximalen Anstellwinkel und dem Anstellwinkel Null positioniert ist.

Gemäß Fig. 7 nimmt die kollektive Blattverstellung auch mit hoher Geschwindigkeit zu, und zwar hauptsächlich weil die kollektive Blattverstellung bei einem Hubschrauber benutzt wird, um Schub zu dem Hauptrotor zu addieren, der erforderlich ist, um höhere Geschwindigkeiten zu gewährleisten. Um eine kollektive Blattverstellung zu kompensieren, die für eine erhöhte Geschwindigkeit erforderlich ist, und dabei einen Stabilator horizontal zu halten, wird das Fluggeschwindigkeitssignal auf der Leitung 113 durch einen weiteren Funktionsgenerator 150 geleitet, der ein Ausgangssignal Null für Geschwindigkeiten zwischen 0 und 40 knot und ein linear ansteigendes Ausgangssignal zwischen 40 knot und 150 knot hat, mit einem maximalen Ausgangssignal, das einen Anstellwinkel des Stabilators von -12 verlangt. Das wirkt nicht der gesamten kollektiven Blattverstellung entgegen, sondern nur einem Teil der mittleren kollektiven Blattverstellung, die benutzt wird, um Vorwärtsfluggeschwindigkeit zu gewinnen.

Wie oben in bezug auf Fig. 1-3 beschrieben, verursacht ein

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schräger Heckrotor Änderungen des Heckauftriebs, weil das Heck quer nach rechts oder nach links beschleunigt. Aus diesem Grund wird das Querbeschleunigungssignal auf der Leitung 120 über einen Verstärker 152 geleitet, um eine geeignete Verstärkung zu erhalten, beispielsweise plus oder minus 5 des Stabilatoranstellwinkels für die nominellen maximalen Querbeschleunigungen, die zu erwarten sind. Wie oben mit Bezug auf Fig. 1-3 beschrieben, sollte jedoch die normale Querbewegung, die durch den Heckrotor während des Schwebefluges hervorgerufen wird und durch zyklische Blattverstellung auf der Backbordseite kompensiert wird, wodurch ein geringfügiges Abwärtsneigen des Hubschraubers auf der Backbordseite hervorgerufen wird, nicht zu einem Versuch führen, den Stabilator aufgrund des Hauptrotorabwindes nach oben zu verstellen. Deshalb wird das Ausgangssignal des Verstärkers 152 durch eine Multiplizierschaltung 154 geleitet, die außerdem auf das Ausgangssignal des Fluggeschwindigkeitsfunktionsgenerators 142 anspricht. Das hat zur Folge, daß die Einwirkungen des Querbeschleunigungsmessers bei Geschwindigkeiten unterhalb von 40 knot unterdrückt werden, und zwar in derselben Weise, wie es oben mit Bezug auf die kollektive Blattverstellung beschrieben worden ist. Bei Geschwindigkeiten oberhalb von 40 knot wird jedoch jegliches Slippen des Hecks nach rechts oder nach links, ob während geflogener Kurven oder infolge von Windböeeinwirkungen oder dgl., das eine entsprechende Aufwärts- oder Abwärtsbewegung des Hecks verursacht, durch die Einwirkung des Querbeschleunigungsmessers, die über die Multiplizierschal-

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tung 154 und eine Leitung 156 erfolgt, automatisch kompensiert.

Das Nickwendesignal auf der Leitung 124 wird an einen Verstärker angelegt, der eine geeignete Verstärkung hat, so daß sich ein Stabilatoranstellwinkel in der Größenordnung von plus oder minus 10 infolge von Nickgeschwindigkeiten ergibt, die während des normalen Fluges erwartungsgemäß zu kompensieren sind. Es gibt keine Geschwindigkeitsbegrenzungen für die Nickgeschwindigkeit, da der Stabilator eine sehr geringe Auswirkung bei niedrigen Geschwindigkeiten und keine Auswirkung im Schwebeflug hat (außer dann, wenn er mit dem Hauptrotorabwind gekoppelt wird).Die Polarität ist so, daß eine kopflastige Nickgeschwindigkeit (die zu einem oben befindlichen Heck führt) einen Sollwert für einen negativen Anstellwinkel aus dem Verstärker 160 ergibt, was wiederum dazu führt, daß der Stabilator auf den Hauptrotorabwind anspricht und daher das Heck wieder abwärts zurückbringt. Andererseits führt ein schwanzlastiger Zustand dazu, . daß der Stabilatoranstellwinkel vergrößert wird, da er sich aber bei seinem +40 -Positionsgrenzschalter befindet, wird er keine Auswirkung während des Schwebefluges haben. Die Einwirkung der Längsneigung während des Schwebefluges hilft daher in einer Richtung und stört nicht in der anderen Richtung. Andererseits wirkt sich die Längsneigung währenddes Vorwärtsfluges in derselben Weise wie bei einem Starrflügelflugzeug aus,d.h. wenn die Nase bestrebt'ist, nach oben

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zu gehen, vergrößert der Stabilator seinen Anstellwinkel, um das Heck mit sich nach oben zu nehmen,und umgekehrt, wodurch ein stabiler horizontaler Flug aufrechterhalten wird.

Im Schwebeflug und bei allen niedrigen Geschwindigkeiten (z. B. unterhalb von 40 k.not) liefert der Vorspannungsgenerator 128 das einzige Beharrungszustandseingangssignal für die Summierschaltung 115. Er treibt den Stabilator an seine maximale Anstellwinkelgrenze von +40 . Die Vorspannung kann feinverstellt x-zerden (um beispielsweise -2 um die +43 herum), um einen Anstellwinkel von Null bei maximaler Fluggeschwindigkeit, maximaler kollektiver Blattverstellung und ohne von dem Nickwendekreisel oder von dem Querbeschleunigungsmesser gelieferte Eingangssignale. Diese Verstellung kann erfolgen, während der Hubschrauber auf einem Testgestell festgemacht ist, indem Druckluft in den Fluggeschwindigkeitsfühler 117 geleitet wird und bei maximaler kollektiver Blattverstellung. In dem hier beschriebenen Beispiel liefert der Fluggeschwindigkeitsfunktionsgenerator 128 mit hoher Verstärkung -35°, der Fluggeschwindigkeitsfunktionsgenerator mit niedriger Verstärkung -12 (insgesamt -47 ) und der kollektive Generator 132 liefert +4 , während die Vorspannung +43 (insgesamt +47 ) liefert. Der Stabilator wird so auf 0 sein. Änderungen in den Generatoren können ausgeglichen werden, indem die Vorspannung verstellt wird. Die Vorspannung braucht nur auf wenigstens +40 zu sein, um im Schwebeflug den Stabilator auf sein Maximum einzustellen. Bei 80 knot im tatsächlichen Flug und bei 50 % kollektiver Blattver-

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stellung (O ) liefern die Fluggeschwindigkeitsfunktions· generatoren 130, 150 -35 und etwa -5%, so daß der Vorspannungsgenerator 128 insgesamt +3 hervorrufen wird, was beinahe horizontal ist. Oberhalb von 80 knot wird der Stabilator zunehmend horizontal sein, aufgrund der oben beschriebenen Verstellung.

Bei Bedarf kann der Fluggeschwindigkeitsfunktionsgenerator 130 hoher Verstärkung verändert werden, um Ausgangssignale von +35 bei niedrigen Geschwindigkeiten und von bei hohen Geschwindigkeiten in Verbindung mit einer Vorspannung von +8 aus dem Vorspannungsgenerator 128 zu liefern. Der Fluggeschwindigkeitsfunktionsgenerator hoher Verstärkung und die einstellbare Vorspannung mit ausreichend positivem WinkeIsteuersoliwert für vollen Anstellwinkel im Schwebezustand können in anderen Kombinationen vorgesehen werden. Die Verstärkungen (z. B. Anstellwinkelgrade), die in bezug auf Fig. 6 beschrieben worden sind, sind Gesamtverstärkungen für zwei Stellantriebe 30, 31. In Wirklichkeit, wenn beide Stellantriebe in Reihe benutzt werden, sollten die Verstärkungen für jeden Positionssollwertsignalgenerator 59,60 halb so groß sein. Selbstverständlich können die besonderen Verstärkungen und Knickpunktspannungen nach Bedarf verändert werden.

Im oberen Teil von Fig. 6 ist ein Testschalter 164 dargestellt, der über einen Druckschalter 166 aus einer Spannungsquelle 168 geeigneter Größe versorgt wird, so daß er ein Eingangssignal an die Summierschaltung 115 abgibt, das

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etwa -12 Anstellwinkel des Stabilators äquivalent ist. Der Druckschalter 166 stellt sicher, daß der Test erst ausgeführt werden kann, wenn das Flüggeschwindigkeitssignal auf der Leitung 116 eine Fluggeschwindigkeit von weniger als 60 knot anzeigt. Das Signal, das durch den Testschalter geliefert wird, ruft einen negativen Winkel hervor, so daß der Stabilator in Richtung'der HorizontalpDsition bewegt wird, da eine Zunahme des Stabilatoranstellwinkels unerwünschte Manöver mit Abwärtsbewegung der Nase hervorrufen könnte, wohingegen ein abnehmender Anstellwinkel wahrscheinlich keine katastrophale Bewegung des Hubschraubers hervorrufen würde. Der Testschalter 164 testet durch Eingeben eines Fehlers die Fehlerschaltungsanordnung, die in den Fig. 4 und 5 dargestellt ist.

Die Erfindung liefert die beiden Hauptstabilatorsteuerfunktionen. Erstens schafft sie eine höhenruderartige Stabilität für einen Hubschrauber im Vorwärtsflug bei hohen Geschwindigkeiten. Diese Wirkung rührt hauptsächlich von dem Nickwendekreisel her und gleicht der Wirkung eines horizontalen Stabilators oder Höhenruders bei einem Starrflügelflugzeug. Sie schafft jedoch eine zusätzliche Hubschrauberstabilität durch Kopplung mit der vorgespannten kollektiven Blattverstellung. Die zweite Hauptfunktion der Erfindung besteht darin, einen schrägen Heckrotor in Verbindung mit einer horizontalen Stabilisatorfläche an dem Heck des Hubschraubers zu berücksichtigen. Das erfolgt, indem eine andere Betriebsart bei niedrigen Geschwindigkeiten als bei hohen Geschwindigkeiten angewandt wird, so daß

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die Vertikalkomponenten des Hauptrotorabwindes im Schwebeflug oder bei niedrigen Geschwindigkeiten vermieden werden. Durch Koppeln des Stabilatoranstellwinkels mit Querbeschleunigungen und mit der Nickgeschwindigkeit gewährleistet die Erfindung einen stabilen Flug eines Hubschraubers, der zusätzlichen Heckauftrieb mit Kufe eines schrägen Heckrotors erhält, da diese Kopplung die Nickeffekte der Heckquerbewegung des schrägen Heckrotors reduziert.

Die Erfindung gewährleistet eine ausfallsichere Positionierung einer kritischen Steuerfläche mit Hilfe der in Reihe arbeitenden Stellantriebe, die unabhängig gesteuert werden, mit einem Vergleich der Position und der zeitlichen Positionsänderung, um festzustellen, wann eine oder beide Stellantrieb/Steuerung-Schleifen falsch arbeitet. Dieses ausfallsichere Stellantriebssystem wird nicht nur abgeschaltet, wenn es falsch arbeitet, sondern auch derart,daß katastrophale Hubschraubermanöver vermieden werden. Die exemplarischen Parameter (wie sie für die Funktionsgeneratoren in Fig. 6 dargestellt sind) sind selbstverständlich veränderbar, um sie der Implementierung der Erfindung in jeder besonderen Hubschrauberkonstruktion anzupassen. Außerdem können mehr als zwei Stellantriebe (mit entsprechenden Schaltungen) in einigen Ausführungsformen benutzt werden.

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Claims

Patentansprüche;

1. System ziam Positionieren eines kritischen Steuerteils in bezug auf ein anderes, insbesondere an einem Flugzeug, gekennzeichnet durch mehrere gleichartige, unabhängig voneinander betätigbare Stellantriebe, von denen jeder durch an ihn angelegte elektrische Signale betätigt wird und einen Teil auf einem Ort möglicher Positionen dieses Teils vorbewegt oder verzögert, wobei die Stellantriebe zwischen den beiden durch sie relativzupositionierenden Steuerteilen in Reihe geschaltet sind; durch mehrere elektrische Positionssollwert Signalgeneratoren, von denen jeder einem der Stellantriebe entspricht, Eingangssignale empfängt und ein Positionssollwertsignal liefert, das die Sollposition des entsprechenden Stellantriebes angibt;

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durch mehrere Positionsabfühleinrichtungen, von denen jede einem zugeordneten Stellantrieb entspricht und ein Istpositionssignal liefert, das in Beziehung.zu der Position des entsprechenden Stellantriebes steht; durch mehrere Treiberschaltungen, \on denen jede einem zugeordneten Stellantrieb ent:-;pricht und auf die entsprechende PoslLioiisabfühleinrichtung sowie auf den entsprechenden Positionssollwertsignalgenerator anspricht und entsprechend der Differenz zwischen dem Positionssollwertsignal und dem Istpositionssignal des zugeordneten Stellantriebes ein elektrisches Signal an den zugeordneten Stellantrieb abgibt; und

durch eine Fehlerschaltung, die auf zwei Positionsabfühleinrichtungen anspricht, urn die Istpositionssignale der zugeordneten Stellantriebe miteinander zu vergleichen und um Alarm zu geben, wenn die Abweichung in .der Positionierung der Stellantriebe größer als ein Schwellenwert ist.

2. System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die FehlerschalLung Einrichtungen enthält, die die zeitliche Änderung der beiden Istpositionssignale vergleichen und den Alarm auf einen Schwellenwert der Abweichung zwischen der zeitlichen Änderung der Position der beiden Stellantriebe hin geben.

3. System nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch Schalteinrichtungen, die so mit der Fehlerschaltung verbunden sind, daß sie auf das Alarmgeben hin jeden Stellantrieb für das Ausgangssignal der entsprechenden Treiberschaltung unempfind·

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lieh machen.

4. System nach Anspruch 3, gekennzeichnet durch Rücksetzeinrichtungen zum Rücksetzen der Fehlerschaltung, mit Einrichtungen, die sicherstellen, daß die Schalteinrichtungen den Stellantrieb für eine kurze Zeitspanne im Anschluß an das Rücksetzen der Fehlerschaltung nicht unempfindlich machen.

5. System zun Positionieren eines Teils in bezug auf ein anderes Teil zwischen Grenzen, welche die Enden eines Ortes von zulässigen Positionen des einen Teils festlegen, gekennzeichnet durch mehrere Regelschleifen, von denen jede enthält:

einen Positionssollv;ertsignalgenerator zum Erzeugen eines Positionssollwertsignals auf Eingangssignale hin, wobei an jeden Generator gleichartige Eingangssignale angelegt werden;

einen Stellantrieb, wobei jeder Stellantrieb eine gleichartige Ansprechcharakteristik hat, wobei die Stellantriebe zwischen den Teilen in Reihe geschaltet sind und wobei die Betätigung von sämtlichen Stellantrieben erforderlich ist, um das eine Teil an irgendeinem Punkt längs des Ortes auf die Positionssollwertsignale hin zu positionieren; Positionsabfühleinrichtungen, die ein Istpositionssignal liefern, welches die Istposition eines entsprechenden Stellantriebes angibt; und

Treiberschaltungen, die auf die Positionssollwertsignalgeneratoren und auf die Positionsabfühleinrichtungen ansprechen und die Stellantriebe in einem geschlossenen Regelkreis

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in eine gewünschte Position bewegen; und weiter gekennzeichnet durch eine Fehlerschaltung, die so angeschlossen ist, daß sie auf die Positionsabfühleinrichtungen jeder Rcgelschleife anspricht, um die Kenndaten der Istpositionssignale von wenigstens zwei Servoschleifeii miteinander zu vergleichen und um Alarm zu geben, -wenn die Kenndaten eine Abweichung haben, die größer als eine vorbestinrate Schwellenwertabweichung ist.

6. System nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Kenndaten die Position und die zeitliche Änderung der Position jeder der Regelschleifen beinhalten.

7. System nach Anspruch 5, gekennzeichnet durch Einrichtungen, die auf die Fehlerschaltung ansprechen, um auf das Alarrngeben hin jeden Stellantrieb für das Ausgangssignal der entsprechenden Treiberschaltung unempfindlich zu machen.

8. Systeüi nach Anspruch 7, gekennzeichnet durch Rücksetzeinrichtuiigea zut. Rücksetzen der Fehlerschaltung, wobei die Rücksetzeinrichtungen Einrichtungen enthalten, die sicherstellen, daß die Stellantriebe für eine kurze Zeitspanne im Anschluß an das Rücksetzen der Fehlerschaltung nicht für die zugeordnete Treiberschaltung unempfindlich gemacht werden.

9. Hubschrauber mit einem Rumpf und mit einem Hauptrotor, der in bezug auf den Rumpf in einer ersten Ebene drehbar

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so angeordnet ist, daß er einen vertikalen Auftrieb für den Rumpf erzeugt,

gekennzeichnet durch Flüggeschwindigkeitsabfühleinrichtungen, die ein Signal liefern, welches die Fluggeschwindigkeit des Rumpfes angibt;

durch einen Querbeschleunigungsn.esser, der ein Signal liefert, das die Quorbeschleunigum;en de? Rumpfes angibt; durch einen Stabilator, der an dem Heck des Rumpfes um eine zu der ersten Ebene im wesentlichen parallele Querachse schwenkbar angeordnet ist;

durch Positioniereinrichtungen, die zwischen dem Stabilator und dem Rumpf angeordnet sind und mittels welchen der Stabilator um seine Achse drehbar ist, um verschiedene Anstellwinkel in bezug auf den Rumpf einzustellen,wobei die Positioniereinrichtungen einen elektromechanischen Stellantrieb und eine elektrische Regelschleife enthalten, mittels welchen der Stellantrieb auf ein an ihn angelegtes Positionssollwertsignal hin in eine Sollposition bewegbar ist; durch einen Heckrotor, der in einer zweiten Ebene drehbar ist, die im wesentlichen parallel zu der Längsachse des Rumpfes ist und unter einem kleinen Winkel zu der vertikalen Achse des Rumpfes angeordnet und so ausgerichtet ist, daß eine Schubkomponente parallel zu der ersten Ebene auf das Heck des Rumpfes derart gerichtet ausgeübt wird, daß der Rumpf gegen die Gegendrehkräfte, die aus der Drehung des Hauptrotors resultieren, stabilisiert wird und daß eine vertikale Hubschubkomponente auf das Heck des Rumpfes ausgeübt wird; und

durch einen Positionssollwertsignalgenerator, der auf die Fluggeschwindigkeitsabfühleinrichtung und auf den Querbe-

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schleunigungKKiesser anspricht und ein kombiniertes Sollwertsignal erzeugt, welches Signalkomponenten enthält, um die Positioniereinrichtungen zu veranlassen, den Stabilator bei hohen Geschwindigkeiten auf einen mittleren Anstellwinkel zu positionieren, der im wesentlichen Null ist, um bei niedrigen Geschwindigkeiten den S'_rbilator auf einen ?a;i" IMaIc ·< AnrtollvLn!-:el zu positionieren und um den Stabilator auf zunehmende oder abnehmende Anstellwinkel bei Querbeschleunigungen des Rumpfes in einer Richtung zu positionieren, die gleich bzw. entgegengesetzt zu der Richtung der Schubkornponente parallel zu der ersten Ebene ist, die auf das Heck des Rumpfes durch den Heckrotor ausgeübt wird.

10. Hubschrauber nccli Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß ein Nickurendekreisel vorgesehen ist, der ein Signal liefert, welches Drehgeschwindigkeiten des Rumpfes um seine Nickachsc angibt., und

daß der PosicionssollwertsignaLgenerator außerdem auf den NickwendckreLpel anspricht, um in dem kombinierten SoIl-'.,v. eis L^nr.l e Lnc Si^r.alkouponeiv.e zu liefern, die die Fosifcionie!-einrichtungen veranlaßt, den Stabilator auf höhe re oder niedrigere Anstellwinkel zu positionieren, wenn der Rumpf schwanzlastige bzw. kopflastige Drehungen um seine Nickachse ausführt,

11. Hubschrauber nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß der Positionssollwertsignalgenerator auf die Fluggeschviindigkeitsabfühleinrichtungen anspricht und die Signalkomponente auf Querbeschleunigungen hin nur bei Ge-

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schwindigkeiten liefert, die oberhalb von niedrigen Geschwindigkeiten liegen,

12. Hubschrauber nit einem Rumpf und mit einem Iiauptrotor, der in bezug auf den Rumpf in einer ersten Ebene drehbar so angeordnet ist, daß er einen vertikalen Auftrieb für den Rumpf erzeugt,

gekennzeichnet durch Fluggeschwindigkeitsabfühleinrichtungen, die ein Signal liefern, welches die Fluggeschwindigkeit des Rumpfes angibt;

durch Abfühleinrichtungen für die Position der kollektiven Blattverstellung, die ein Signal liefern, welches den gegenwärtigen Grad an kollektiver Blattverstellung des Ilauptrotors angibt;

durch einen Stabilator, der am Heck des Rumpfes um eine zu der ersten Ebene im wesentlichen parallele Querachse schwenkbar angeordnet ist;

durch Positioniereinrichtungen, die zwischen dem Stabilator und dem Rumpf angeordnet sind und den Stabilator um seine Achse- in verschiedene Anstellwinkels te 1 lungen in bezug auf den Rumpf drehen, woboi die Position Lere inrichtungen einen elektromechanischen Stellantrieb und eine elektrische Regelschleife enthalten, mittels welchen der Stellantrieb auf ein an ihn angelegtes Positionssollwerteingangssignal hin in eine Sollposition bewegbar ist; durch einen Heckrotor, der in einer zweiten, von der ersten Ebene verschiedenen Ebene drehbar ist und so ausgerichtet ist, daß er eine Schubkomponente parallel zu der ersten Ebene auf das Keck des Rumpfes derart gerichtet ausübt, daß

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der Rumpf gegen die Gegendrehkräfte aufgrund der Drehung des Hauptrotors stabilisiert wird; und durch einen Positionssollwertsignalgenerator, der auf die Fluggeschwindigkeitsabfühleinrichtungen und auf die Abfühleinrichtungen für die Position der kollektiven Blattverstellung anspricht und ein kombiniertes Sollwertsignal erzeugt, das Signalkornponenten enthält, die die Positioniereinrichtungen veranlassen, den Stabilator bei hohen Geschwindigkeiten auf einen mittleren Anstellwinkel zu positionieren, der im wesentlichen Null ist, bei niedrigen Geschwindigkeiten auf einen maximalen Anstellwinkel und bei Geschwindigkeiten oberhalb von niedrigen Geschwindigkeiten auf größere oder kleinere Anstellwinkel, wenn die kollektive Blattverstellung größer bzw. kleiner wird.

13. Hubschrauber nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß der Positionssollwertsignalgenerator außerdem bei hohen Geschwindigkeiten in dem kombinierten Sollwertsignal eine auf die Fluggeschwindigkeit bezogene Signalkomponente liefert, die im wesentlichen gleich und entgegengesetzt zu demjenigen Teil des kombinierten Sol!wertsignals ist, welcher sich auf die Position der kollektiven Blattverstellung bezieht, die über den vertikalen Auftrieb hinaus für den Vofwärtsflug mit hoher Geschwindigkeit erforderlich ist.

14. Hubschrauber nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß ein Nickwendekreisel vorgesehen ist, der ein Signal liefert, welches Drehgeschwindigkeiten des Rumpfes um seine Nickachse angibt; und

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daß der Positionssollwertsignalgenerator auf den Nickwendekreisel anspricht und in dem kombinierten Sollwertsignal eine Signalkomponente liefert, die die Positioniereinrichtungen veranlaßt, den Stabilator auf größere oder kleinere Anstellwinkel in Abhängigkeit von dem Nickwendekreisel zu positionieren, der Signale liefert, die eine schwanzlastige bzw. kopflastige Drehung des Rumpfes um seine· Nickachse angeben.

15. Hubschrauber mit einem Rumpf und mit einem Hauptrotor, der in bezug auf den Rumpf in einer ersten Ebene drehbar so angeordnet ist, daß er einen vertikalen Auftrieb für den Rumpf erzeugt,

gekennzeichnet durch Fluggeschwindigkeitabfühleinrichtungen, die ein Signal erzeugen, welches die Fluggeschwindigkeit des Rumpfes angibt;

durch einen Querbeschleunigungsmesser, der ein Signal liefert, das Querbeschleunigungen des Rumpfes angibt; durch einen Nickwendekreisel, der ein Signal liefert, welches Drehgeschwindigkeiten des Rumpfes um seine Nickachse angibt;

durch Abfühleinrichtungen für die Position der kollektiven Blattverstellung, die ein Signal liefern, welches den gegenwärtigen Grad der kollektiven Blattverstellung des Hauptrotors angibt;

durch einen Stabilator, der am Heck des Rumpfes um eine zu der ersten Ebene im wesentlichen parallele Achse schwenkbar angeordnet ist;

durch Positioniereinrichtungen, die zwischen dem Stabilator und dem Rumpf angeordnet sind und mittels welchen der Sta-

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bilator um seine Achse in verschiedene Anstellwinkelstellungen in bezug auf den Rumpf drehbar ist, wobei die Positioniereinrichtungen einen elektromechanischen Stellantrieb und eine elektrische Regelschleife enthalten, mittels welchen der Stellantrieb auf ein an ihn angelegtes
Positionssollwerteingangssignal hin in eine Sollposition
bewegbar ist;

durch einen Heckrotor, der drehbar in einer zweiten Ebene unter einem Winkel gegen die erste Ebene angeordnet ist und der eine Schubkomponente parallel zu der ersten Ebene auf das Heck des Rumpfes so gerichtet ausübt, daß der Rumpf
hinsichtlich der Gegendrehkräfte stabilisiert wird, die
aus der Drehung des Hauptrotors resultieren, und der eine vertikale Hubschubkomponente auf das Heck des Rumpfes ausübt ; und

durch einen Positionssollwertsignalgenerator, der auf die Fluggeschwindigkeitsabfühleinrichtungen, auf den Querbeschleunigungsmesser, auf den Nickwendekreisel und auf die Abfühleinrichtungen für die Position der kollektiven Blattverstellung anspricht und ein kombiniertes Sollwertsignal erzeugt, das Signalkomponenten enthält, die die Positioniereinrichtungen veranlassen, dem Stabilator einen mittleren Anstellwinkel von Null bei hohen Geschwindigkeiten und einen maximalen Anstellwinkel bei niedrigen Geschwindigkeiten zu geben, nur bei Geschwindigkeiten, bei welchen es sich nicht um niedrige Geschwindigkeiten handelt, den Stabilator auf größere oder kleinere Anstellwinkel einzustellen, wenn Querbeschleunigungen des Rumpfes in einer Richtung auftreten, die gleich bzw. entgegengesetzt zu der Richtung der Schub-

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komponente parallel zu der ersten Ebene sind,welche auf das Heck des Rumpfes durch den Heckrotor ausgeübt wird, den Stabilator auf größere oder kleinere Winkel in Abhängigkeit von dem Nickewendekreisel zu positionieren, der Signale liefert, die eine schwanzlastige bzw. kopflastige Drehung des Rumpfes um seine Nickachse angeben, und bei Geschwindigkeiten oberhalb von niedrigen Geschwindigkeiten den Stabilator auf größere oder kleinere Anstellwinkel einzustellen, wenn die kollektive Blattverstellung größer bzw. kleiner wird.

16. Hubschrauber nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, daß der Positionssollwertsignalgenerator eine einstellbare Vorspannungsquelle enthält, die eine Signalkomponente liefert, welche einen mittleren Anstellwinkel von im wesentlichen Null bei hohen Geschwindigkeiten veranlaßt.

17. Hubschrauber nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, daß die Positioniereinrichtungen zwei gleichartige Stellantriebe in Reihe enthalten und daß der Positionssollwertsignalgenerator Einrichtungen enthält, die zwei im wesentlichen gleiche kombinierte Sollwertsignale liefern, von denen jedes einem zugeordneten Stellantrieb entspricht und eine Hälfte der Positionsverstellung veranlaßt, die durch die Positioniereinrichtungen auf den Positionssollwertsignalgenerator hin vorzunehmen ist.

18ο Hubschrauber nach Anspruch 17, gekennzeichnet durch Positionsabfühleinrichtungen, von denen jede einem der Stellantriebe entspricht und ein Positionssignal liefert, das die

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Position des zugeordneten Stollantriebes angibt, und Einrichtungen, die auf die Lositionsabfühl einrichtungen ansprechen und Al am: geben, vcnn die Abweichung zwischen den Posit Lonssiynal on größer als ein bestimmter i\^Tert ist.

j9. '•ubrclnvif.brr :"i'"-cV. Anspruch 18, gekennzeichnet durch h-'.ual t f * .Vi i vJv_uiig -::, die auf die Fehl e ran^abe ansprachen und verhl.idjrnj d--i') dia Fotii.ioniereinrichtungcn auf das Ausgang.Tsignal des Positi onssollwertsignalgenerators ansprechen.

20. Hubschrauber nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet, daß eine manuelle Stellantriebssteuereinrichtung zum manuellen Steuern der Stellantriebe vorgesehen ist und daß die Cclial te inr Ich tunken auf die Fehle r angabe ansprechen und bewirken, daß die Positioniereinrichtungen auf die manuelle Stellantriebssteuereinrichtung ansprechen.

21. Hubschrauber nach Anspruch 20, dadurch gekennzeichnet, daß die Stellantriebe j&v;eils auf die manuelle Stellantriehsstcuere-inrichcung annrcchcn und in '.cos ent lic hen nehr als die Hälfte der Positionseinstellung verursachen, die durch die Positioniereinrichtun ;en auf den Positionssollwerts ignaigenerator hin vorgenommen werden kann.

22. Hubschrauber nach Anspruch IB, dadurch gekennzeichnet, daß der Positionssollwertsignalgenerator wahlweise betätigbare Einrichtungen enthält, die eine feste Signalkomponente in einem der beiden kombinierten Sollwertsignale liefern,

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urn dadurch eine Abweichung in den Stellantriebspositionen, hervorzurufen.

23. Hubschrauber nach Anspruch 22, dadurch gekennzeichnet, daß die feste Signalkonponente eine Verringerung des Stabilatoranstellwinkels verursacht.

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