DE2808791C2 - - Google Patents

Description

Die Erfindung geht aus von einem Steuersystem der im Oberbegriff des Patentanspruchs 1 angegebenen Art.

Hubschrauber mit einem einzigen Hauptrotor haben einen vertikalen Heckrotor, der verhindert, daß der Hubschrauber im Flug eine Winkelbeschleunigung erhält, deren Richtung zu der Drehrichtung des Hauptrotors entgegengesetzt ist. Solche Hubschrauber sind im allgemeinen am Heck mit einem Stabilator versehen, der aus einer einfachen horizontalen Steuerfläche besteht, die für aerodynamische Nickstabilität sorgt, wenn sich der Hubschrauber im Vorwärtsflug befindet. Der Stabilator wird üblicherweise am Heckpylon sehr hoch angebracht, damit die beträchtliche Vertikalkomponente des Hauptrotorabwindes während des Schwebefluges und bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten nicht auf den Stabilator einwirken kann.

Es ist bei Hubschraubern bekannt, die Position des Stabilators bis zu einem gewissen Grad steuern zu können, um so die Lage des Hubschraubers im Vorwärtsflug zusätzlich zu stabilisieren. Ein vollständig manuell gesteuerter Stabilator ist in der US- PS 26 30 985 beschrieben. Ein Stabilator, der direkt über den Blattverstellhebel betätigt wird, ist in der US-PS 30 81 052 beschrieben. Aus der US-PS 31 05 659 ist es bekannt, bei einem Verbundhubschrauber die Höhenruderabschnitte von feststehenden Stabilatoren durch einen Knüppel in ähnlicher Weise wie bei einem normalen Starrflügelflugzeug zu steuern.

Aus der US-PS 37 21 404 ist ein Steuersystem der im Oberbegriff des Patentanspruchs 1 angegebenen Art bekannt. Dabei erfolgt die Steuerung des Stabilators entsprechend der zyklischen Blattverstellung des Hubschraubers, bei dem der Heckrotor vertikal angeordnet ist. Bei diesem bekannten Steuersystem nimmt der Stabilator von sich aus im Schwebeflug eine vertikale Stellung ein, da die Verbindung zum Steuerknüppel in diesem Flugzustand unterbrochen ist. In den übrigen Flugzuständen, in denen diese Verbindung nicht unterbrochen ist, wird der Anstellwinkel entsprechend der zyklischen Blattverstellung eingestellt. Das bedeutet, daß eine größere zyklische Blattverstellung auch einen größeren Anstellwinkel bewirkt, und umgekehrt. eine größere zyklische Blattverstellung bewirkt, daß die Nase des Hubschraubers weiter nach unten geht, was dann dadurch ausgeglichen wird, daß der Anstellwinkel des Stabilators vergrößert wird.

Bei einem normalen Hubschrauber mit einem einzigen Hauptrotor und einem vertikalen Heckrotor wird der gesamte Auftrieb für den Hubschrauber über die Hauptrotornabe erzeugt, denn der Heckrotor dient nur Stabilisierungszwecken. 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 daher erforderlich werden, hinter dem Hauptrotor des Hubschraubers Auftrieb zu erzeugen. Eine Möglichkeit dafür besteht darin, den Heckrotor schräg zu stellen, 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 des 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 niedrigen Höhen beinhalten, wie beispielsweise bei einem Kampfhubschrauber, kann ein Paar Stabilatoren, einer auf jeder Seite des Hecks des Hubschraubers, erwünscht sein. Zusätzlich können Steuereinwirkungen auf den Stabilator, die ihm gestatten, auf äußere Einwirkungen wie Luftdichteänderungen, Windböen und dgl. zu reagieren, erwünscht sein.

Bei einem Hubschrauber mit schwenkbarem Stabilator, durch dessen Anstellwinkel die Vertikalposition des Hecks und/oder die Nicklage (Längsneigung) des Hubschraubers während eines Hochgeschwindigkeitsfluges sehr schnell geändert werden kann, muß aber 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 Tiefstellung empfangen würde, könnte der Hubschrauber seine Nase so schnell nach unten neigen, daß ein unkorrigierbarer Flugzustand erreicht würde, der zum Absturz führen könnte. Fehler müssen daher nicht nur feststellbar sein, sondern sie müssen auch sehr schnell festgestellt werden können, und jedes unerwünschte Ansprechen muß sehr schnell verhindert werden.

Mit dem aus der US-PS 37 21 404 bekannten Steuersystem können die Probleme, die sich durch die Schrägstellung des Heckrotors ergeben, nicht gelöst werden, weil der Hubschrauber, für den es vorgesehen ist, einen vertikalen, d. h. keinen schrägen Heckrotor aufweist.

Aufgabe der Erfindung ist es, ein Steuersystem gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1 derart auszubilden, daß bei einem Hubschrauber mit schräggestelltem Heckrotor eine bessere Stabilität erzielbar ist.

Diese Aufgabe ist erfindungsgemäß durch die im kennzeichnenden Teil des Patentanspruchs 1 angegebenen Merkmale gelöst.

Bei dem Steuersystem nach der Erfindung wird der schräge Heckrotor in Verbindung mit dem Stabilator dadurch berücksichtigt, daß bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten eine andere Betriebsart als bei hohen Fluggeschwindigkeiten angewandt wird, wodurch die Einwirkung der Vertikalkomponente des Hauptrotorabwindes auf den Stabilator im Schwebeflug oder bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten des Hubschraubers vermieden wird. Außerdem gewährleistet die Erfindung durch Koppeln des Stabilatoranstellwinkels mit Querbeschleunigungen einen stabilen Flug eines Hubschraubers, der zusätzlichen Heckauftrieb mit Hilfe eines schrägen Heckrotors erhält, da diese Kopplung die Nickeffekte der Heckquerbewegung aufgrund des schrägen Heckrotors reduziert. Erfindungsgemäß wird der Stabilator bei hohen Fluggeschwindigkeiten auf einen mittleren Anstellwinkel von 0° positioniert, bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten auf einen maximalen Anstellwinkel und bei Querbeschleunigungen auf größere oder kleinere Anstellwinkel. Außerdem kompensiert das Steuersystem nach der Erfindung Auswirkungen auf die Nicklage des Hubschraubers, die aus einer Querbewegung des schrägen Heckrotors resultieren, durch die der Auftrieb des Hecks verändert wird. Die Einstellung des Anstellwinkels des Stabilators erfolgt dabei in Abhängigkeit von der durch einen Querbeschleunigungsmesser gemessenen Querbeschleunigung.

Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung bilden den Gegenstand der Unteransprüche.

Gemäß diesen Ausgestaltungen gestattet die Erfindung die Verwendung des Stabilators zur Unterstützung der Steuerung der Nicklage des Hubschraubers während des Vorwärtsfluges durch Ansprechenlassen des Stabilators auf Eingangssignale aus einem Nickwendekreisel. Außerdem unterstützt die Erfindung zwar das Kompensieren der Tendenz des Hubschraubers, sich aufgrund der Auswirkungen eines schrägen Heckrotors um seine Nickachse zu drehen, indem der Stabilator veranlaßt wird, auf Querbeschleunigungseinwirkungen anzusprechen, vermieden werden dabei 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 Querbeschleunigungseingangssignalen bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten und durch Übergehen auf die volle Auswirkung der Querbeschleunigungen bei mäßigen Fluggeschwindigkeiten. Die Einwirkung der kollektiven Blattverstellung wird bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten unterdrückt. Das gestattet ein bidirektionales Ansprechen (d. h. in negativer und positiver Richtung) auf die kollektive Blattverstellung bei hoher Fluggeschwindigkeit und sichert trotzdem, daß der Stabilator bei niedriger Fluggeschwindigkeit für Hauptrotorabwindauswirkungen unempfindlich ist. Das Unterdrücken der Querbeschleunigungseinwirkung auf das Steuersystem bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten erfolgt zweckmäßig in derselben Weise wie das Unterdrücken der Einwirkung der kollektiven Blattverstellung.

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

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird im folgenden unter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher beschrieben. Es zeigt

Fig. 1 eine vereinfachte Draufsicht auf einen 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 Hubschraubers von Fig. 1,

Fig. 4 ein vereinfachtes Blockschaltbild eines Steuersystems für den Hubschrauber nach Fig. 1,

Fig. 5 ein vereinfachtes Blockschaltbild einer Fehlerschaltung des Steuersystems nach Fig. 4,

Fig. 6 ein vereinfachtes Blockschaltbild eines Postionssollwertsignalgenerators des Steuersystems nach Fig. 4, und

Fig. 7 eine vereinfachte Darstellung der minimalen kollektiven Blattverstellung in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit.

Der im folgenden verwendete Ausdruck "niedrige Fluggeschwindigkeiten" bedeutet Geschwindigkeiten, bei welchen bei einem Hubschrauber eine beträchtliche Vertikalkomponente des auf den Stabilator einwirkenden Hauptrotorabwindes vorhanden ist, einschließlich im Schwebeflug. Weiter kann beispielsweise der im folgenden verwendete Ausdruck "hohe Fluggeschwindigkeiten" Geschwindigkeiten bedeuten, bei welchen die dynamischen Drücke im freien Strom beträchtlich sind, was der aerodynamischen Stabilisierungswirkung des Stabilators äquivalent ist. In dem hier angegebenen Beispiel sind solche Geschwindigkeiten größer als etwa 80 knot (148 km/h). Der weiter verwendete Ausdruck "Übergangsgeschwindigkeiten" bedeutet 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 ändern können und nicht in bezug auf irgendeinen besonderen Hubschrauber festgelegt sind.

Gemäß den Fig. 1-3 hat ein Hubschrauber 10 einen Rumpf 12 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 Pylon 18, an dessen oberen Ende ein Heckrotor 20 angebracht ist, der am Heck des Rumpfes 12 einen Gegendrehschub erzeugt, so daß der Rumpf nicht dazu neigt, sich während des Fluges gegen die Kräfte des sich im Gegenuhrzeigersinn drehenden Hauptrotors 14 im Uhrzeigersinn zu drehen. In der dargestellten Ausführungsform ist der Heckrotor 20 gemäß Fig. 3 unter einem Winkel von 20° gegen die Vertikale geneigt, so daß er auch einen Hubschub auf das Heck ausübt. An der Basis des Pylons 18 befindet sich ein Stabilator 22, der an der Stelle 24 an dem Rumpf 12 angelenkt ist, so daß er durch eine Stellantriebsanordnung 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 20 außer Betracht, wenn der Hubschrauber 10 im Schwebeflug ist, so ist eine beträchtliche Abwärtskomponente des Abwindes von dem Hauptrotor 14 vorhanden. Um den Stabilator 22 für den Abwind unempfindlich zu machen, so daß vermieden wird, daß der Abwind das Heck des Hubschraubers 10 während des Schwebefluges niederdrückt, muß der Stabilator, 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. Eine ähnliche Überlegung gilt entsprechend bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten. Andererseits, wenn der Hubschrauber 10 mit hohen Fluggeschwindigkeiten vorwärtsfliegt, ist es erwünscht, daß der Stabilator 22 im wesentlichen horizontal ist, damit eine maximale aerodynamische Flugstabilität sowie ein gewisser Grad an Auftrieb an dem Heck des Hubschraubers erzielt werden.

Wenn der Schwerpunkt 26 des Hubschraubers 10 sich hinterhalb der Nabe 16 befindet, bewirkt jede Vergrößerung der kollektiven Blattverstellung, daß sich die Nase des Hubschraubers 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 Stabilators 22 erwünscht ist, um das Heck entsprechend anzuheben. Gemäß der folgenden Beschreibung wird daher die kollektive Blattverstellung mit der Positioniereinrichtung zum Verschwenken des Stabilators 22 gekoppelt, so daß eine Zunahme oder Abnahme der kollektiven Blattverstellung eine Zunahme bzw. Abnahme des Anstellwinkels des Stabilators verursacht, mit Ausnahme bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten, 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 der Hubschrauber 10 sich um seine Nickachse dreht, erwünscht, daß der Stabilator 22 ensprechend 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 Rotornabe 16 erzeugten Hauptauftrieb weiter weg nach hinten liegen. In einem solchen Fall sind die Auswirkungen der kollektiven Blattverstellung bezüglich des Aufwärtsdrehens der Nase des Hubschraubers um dessen Nickachse, wie oben beschrieben, größer. Deshalb können die Auswirkungen der Position der kollektiven Blattverstellung und der Längsneigung aufgrund irgendwelcher Ursachen bei einem Hubschrauber mit einem schrägen Heckrotor größer sein. Gemäß der folgenden Beschreibung wird eine bessere Kontrolle des Stabilators durch die Einwirkung eines Nickwindekreisels 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 des schrägen Heckrotors 20 (Fig. 3) verursacht außerdem Kippmomente infolge von Gier-, Seiten- und Slipbewegungen. Wenn beispielsweise der Hubschrauber 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 und der durch den Stabilator 22 mit Hilfe einer negativen Winkelverstellung desselben, durch die das Heck wieder abwärts gedrückt wird, ausgeglichen werden sollte. Gemäß der folgenden Beschreibung sorgt ein Querbeschleunigungsmesser für eine Querkopplung mit dem Stabilator 22, um diese Wirkung zu erzielen. Die Tendenz des Heckrotors 20, den ganzen Hubschrauber während des Schwebefluges zur Seite zu drücken (in Fig. 3 nach rechts), muß 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 22 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 folgenden Beschreibung die Kopplung zwischen dem Querbeschleunigungsmesser und dem Stabilator 22 bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten einschließlich des Schwebefluges unterdrückt.

Gemäß Fig. 4 enthält die Stellantriebsanordnung 25 zwei Stellantriebe 30, 31, bei welchen es sich um 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 eine elektrische Regelschleife 32, der der Stellantrieb 30 zugeordnet ist, den gleichen Aufbau wie eine elektrische Regelschleife 33 hat, der der Stellantrieb 31 zugeordnet ist, wird hier nur die elektrische Regelschleife 32 beschrieben.

Der Stellantrieb 30 kann mit Strom versorgt werden, so daß er sich in einer Richtung bewegt, in welcher sich positive oder statt dessen negative Anstellwinkel des Stabilators 22 ergeben, und zwar in Abhängigkeit von der Richtung des Stromflusses in elektrischen Leitungen 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 22 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.

Die Leitung 34 ist normalerweise mit einer Leitung 36 über einen Grundwertschalter 37 verbunden, wenn jedoch der Stabilator 22 das gewünschte Ausmaß seiner Bewegung erreicht, wird der Grenzwertschalter 37 umgelegt, so daß die Leitung 34 über eine Leitung 138 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 Schaltern 42, 43 verbunden, bei welchen es sich um Leistungstransistoren oder dgl. handeln kann. Ebenso ist die Leitung 35 über einen Grenzwertschalter 44, eine Leitung 45, einen Kontakt 46 des Fehlerrelais 40 und eine Leitung 47 mit zwei elektronischen Schaltern 48, 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 Kontakt 39 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 Stellantrieb 30 bewegt sich deshalb in einer Richtung, in welcher der Anstellwinkel des Stabilators 22 vergrößert wird, solange bis der Positionsfühler 59 ein Signal auf der Leitung 58 erzeugt, das gleich dem 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 Spannungsquelle 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 Spannungsquelle 50 und Masse bilden daher die wesentlichen Teile der Regelschleife 32, die den Stellantrieb 30 entsprechend der Differenz der Signale auf den Leitungen 57 und 58 verstellt. Bei Bedarf könnte statt dessen ein Proportionalfolgesteuersystem benutzt werden.

Bei Bedarf können die Stellantriebe 30 und 31 so ausgelegt werden, daß sie in Stellungen ausgefahren werden können, jenseits welchen die Stabilatorpositions-Grenzschalter 37, 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, wobei er manuell gesteuert wird, wie im folgenden näher beschrieben. Außerdem können die Stellantriebe 30, 31 zur Sicherheit ihre eigenen Grenzschalter haben. Diese würden außerhalb des Bereiches tätig werden, der durch die Stabilatorpositions-Grenzschalter 37, 44 festgelegt wird.

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

Die Istposition des Stabiliators 22, der ein kritisches Steuerelement ist, wird in dem hier beschriebenen Ausführungsbeispiel 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 Positionsfühlers 59 a auf einer Leitung 64, die die Positionen der Stellantriebe 30 bzw. 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 R 1 des Stellantriebs 30 auf der Leitung 58 mit der Istposition R 2 des Stellantriebs 31 auf der Leitung 64 in einer Fehlerschaltung 66 verglichen, um festzustellen, ob mehr als eine Schwellenwertgröße an Abweichung von einer Kenngröße derselben (hier die Position oder die zeitliche 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 Abweichungsgraden voneinander sind, beispielsweise 10°. 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 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 vorgespannte 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 bestimmte zeitliche Änderung unterscheidet (die beispielsweise in der Größenordnung von 6°/s liegen kann). Die ODER-Schaltung 78 gibt daher ein Signal an eine Leitung 96 ab, wenn 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 98, die eine bistabile Schaltung 100 rücksetzt, welche eine Relaisspule 102 des Fehlerrelais 40 mit Strom versorgt, daß 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 einer monostabilen Kippschaltung 103 durch vorübergehendes Drücken eines Rücksetzschalters 104, der ihn mit einer Spannungsquelle 106 verbindet, gesetzt werden. Die monostabile Kippschaltung 103 liefert einen Impuls von etwa einer Sekunde, um den Setzzustand hervorzurufen, damit die Stellantriebe einen stabilen Gleichlauf erreichen, bevor einer Alarmschaltung 114 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. Die Schaltung 108 hat eine ODER-Schaltung ähnlich der ODER-Schaltung 78, die ein Signal an eine Leitung 109 immer dann abgibt, wenn entweder 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 nichtredundanten Weise benutzt werden.

Gemäß Fig. 4 wird, wenn ein Fehler in der Fehlerschaltung 66 ermittelt wird, das Fehlerrelais 40 entregt, und seine Kontakte 39, 46 werden in die untere Position umgeschaltet. Die Grenzschalter 37, 44 sind dann mit einem Schalter 110 für manuelles Schwenken über zugeordnete Leitungen 41 a, 48 a verbunden. In der dargestellten Position verbindet der Schalter 110 für manuelles Schwenken die Leitung 41 a mit einer Spannungsquelle über eine Leitung 111, und die Leitung 48 a über eine Leitung 112 mit Masse, um ein Schwenken der Stellantriebe 30, 31 im Sinne einer Vergrößerung des Stabilatoranstellwinkels hervorzurufen, wie oben beschrieben. Ebenso bewirkt in der entgegengesetzten 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 die Alarmschaltung 114 angezeigt wird, bei welcher es sich um eine Kombination aus Hör- und Sichtalarmeinrichtung handeln kann. Wenn ein Fehler festgestellt wird, werden die verschiedenen anderen Steuerflächen des Hubschraubers normalerweise so 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 festgestellt wird, weil die Schaltungsanordnung von Fig. 5 Grenzen hat, die eng genug sind. Normalerweise wird der Pilot bei Alarm die Position des Stabilators 22 trimmen, indem er Positionsanzeiger betrachtet (die mit den Positionsfühlern 59, 59 a verbunden, aber hier nicht gezeigt sind) und den Schalter 110 betätigt, 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.

Einzelheiten des Positionssollwertsignalgenerators 60, der den Stellantrieb 30 steuert, sind in Fig. 6 angegeben. Das Ausgangssignal des Positionssollwertsignalgenerators 60 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 Summierschaltung 115.

Ein Signal, das die Fluggeschwindigkeit angibt, wird auf einer Leitung 116 durch einen Fluggeschwindigkeitsmesser 117 geliefert, bei welchem es sich beispielsweise um einen Wandler handeln kann, der mit dem üblichen Flug­ geschwindigkeitsstaurohrsystem 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 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 Nickwendekreisel 126 geliefert.

Es 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 22 infolge eines Ausfalls in seine maximale positive Position getrieben wurde, der Hubschrauber die Nase nach unten bewegt, was vermutlich zu einem unstabilen Manöver führt, das nicht beseitigt werden kann. Andererseits, wenn während des Schwebefluges der Stabilator 22 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 Schwebefluges an seine +40°-Positionsgrenze zu treiben) durch eine einstellbare Vorspannungsquelle 128 erzeugt.

Bei einem Flug mit hoher Geschwindigkeit wird das Vorspannungseingangssignal durch einen Funktionsgenerator 130 (oben in Fig. 6) weitgehend ausgeglichen, der bei hohen Fluggeschwindigkeiten 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, er liefert ein Ausgangssignal, das von 40 bis 80 knot (74 bis 148 km/h) linear ansteigt, und er 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 dargestellte Funktionsgeneratoren) können als Knickpunkt-Diode/Widerstand-Netzwerke oder als Operationsverstärker ausgebildet sein. Beispielsweise kann die in dem Funktionsgenerator 130 gezeigte Funktion durch einen Operationsverstärker geliefert werden, der einen Vorspannungseingang hat, welcher ihn gesperrt hält, bis ein Fluggeschwindigkeitssignal, das 40 knot (74 km/h) angibt, empfangen wird, einen Rückkopplungswiderstand, der in bezug auf den Fluggeschwin­ digkeitseingangswiderstand so gewählt ist, daß die gewünschte Verstärkung bei 80 knot (148 km/h) erzielt wird, und eine 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 die Vorspannungsquelle 128 arbeiten daher in Verbindung miteinander so, daß der Stabilator 22 bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten nahe seinem maximalen positiven Anstellwinkel (+40°) bei hohen Fluggeschwindigkeiten 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 Verstärkungs- und Begrenzungsschaltung 132 geleitet, um die effektive kollektive Blattverstellung, die überhaupt ein Ansprechen in der Regelschleife 32 des Stabilators 22 verursacht, auf 70% der vollen kollektiven Blattverstellung zu begrenzen. Die Verstärkung der Schaltung 132 liefert ungefähr -8° Stabilatoranstellwinkel bei 0% kollektiver Blattverstellung und geht weiter über etwa 0° für 50% bis etwa +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 größeren 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 136 dargestellt. Deshalb wird der Einfluß der kollektiven Blattverstellung bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten durch eine Multiplizierschaltung 140 (Fig. 6) unterdrückt, wie durch die punktierte Linie 141 (Fig. 7) dargestellt. Die Multiplizierschaltung 140 ist mit dem Ausgang eines Funktionsgenerators 142 verbunden, der dem Fluggeschwindigkeitssignal auf der Leitung 116 eine Verstärkung zwischen 0 (unterhalb 40 knot) und 1 (oberhalb 60 knot) gibt. Das Ausgangssignal der Multiplizierschaltung 140 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 Ausgangssignals der Schaltung 132 sein. Das verhindert, daß Einwirkungen der kollektiven Blattverstellung irgendeine Auswirkung während des Schwebefluges und bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten haben, wenn der maximale Anstellwinkel des Stabilators 22 erwünscht ist. Außerdem sorgt es für einen glatten Übergang auf die Einwirkungen der kollektiven Blattverstellung bei Übergangsgeschwindigkeiten, wenn der Stabilator 22 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 mit dem Hauptrotor zu erzeugen, der erforderlich ist, um höhere Fluggeschwindigkeiten zu gewährleisten. Um eine kollektive Blattverstellung zu kompensieren, die für eine erhöhte Geschwindigkeit erforderlich ist, und dabei den Stabilator 22 horizontal zu halten, wird das Fluggeschwindigkeitssignal auf der Leitung 116 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 Vorwärts­ fluggeschwindigkeiten zu gewinnen.

Wie oben in bezug auf Fig. 1-3 beschrieben, verursacht der schräge Heckrotor 20 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 20 während des Schwebefluges hervorgerufen und durch zyklische Blattverstellung auf der Backbordseite kompensiert wird, wodurch ein geringfügiges Abwärtsneigen des Hubschraubers 10 auf der Backbordseite hervorgerufen wird, nicht zu einem Versuch führen, den Stabilator 22 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 122 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 122, die über die Multiplizierschaltung 154 und eine Leitung 156 erfolgt, automatisch kompensiert.

Das Nickwendesignal auf der Leitung 124 wird an einen Verstärker 160 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 22 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 22 auf dem 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°-Positionsgrenzwert 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 während des Vorwärtsfluges in derselben Weise wie bei einem Starrflügelflugzeug aus, d. h. wenn die Nase bestrebt ist, nach oben zu gehen, vergrößert der Stabilator 22 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 knot) liefert die Vorspannungsquelle 128 das einzige Beharrungszustandseingangssignal für die Summierschaltung 115. Es treibt den Stabilator 22 an seine maximale Anstellwinkelgrenze von +40°. Die Vorspannung kann feinverstellt werden (um beispielsweise ±2° um die +43° herum), damit sich ein Anstellwinkel von Null bei maximaler Fluggeschwindigkeit, maximaler kollektiver Blattverstellung und ohne von dem Nickwendekreisel oder von dem Querbeschleunigungsmesser gelieferte Eingangssignale ergibt. Diese Verstellung kann erfolgen, während der Hubschrauber 10 auf einem Testgestell festgemacht ist, indem Druckluft in den Fluggeschwindigkeitsmesser 117 geleitet wird und bei maximaler kollektiver Blattverstellung. In dem hier beschriebenen Beispiel liefert der Fluggeschwin­ digkeitsfunktionsgenerator 130 hoher Verstärkung -35°, der Fluggeschwindigkeitsfunktionsgenerator 150 niedriger Verstärkung liefert -12° (insgesamt -47°), und die Schaltung 132 liefert +4°, während die Vorspannungsquelle 128 +43° liefert (insge­ samt +47°). Der Stabilator 22 wird so auf 0° sein. Änderungen in den Funktionsgeneratoren können ausgeglichen werden, indem die Vorspannungsquelle 128 verstellt wird. Die Vorspannung braucht nur auf wenigstens +40° zu sein, um im Schwebeflug den Stabilator 22 auf sein Maximum einzustellen. Bei 80 knot im tatsächlichen Flug und bei 50% kollektiver Blattverstellung (0°) liefern die Fluggeschwindigkeitsfunktionsgeneratoren 130, 150 -35° und etwa -5%, so daß die Vorspannungsquelle 128 insgesamt +3° hervorrufen wird, was beinahe horizontal ist. Oberhalb von 80 knot wird der Stabilator 22 zunehmend horizontal sein, und zwar aufgrund der oben beschriebenen Verstellung.

Bei Bedarf kann der Fluggeschwindigkeitsfunktionsgenerator 130 hoher Verstärkung verändert werden, um Ausgangssignale von +35° bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten und von 0° bei hohen Fluggeschwindigkeiten in Verbindung mit einer Vorspannung von +8° aus der Vorspannungsquelle 128 zu liefern. Der Fluggeschwindigkeitsfunktionsgenerator 130 hoher Verstärkung und die einstellbare Vorspannungsquelle 128 mit ausreichend positivem Winkelsteuersollwert 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 beide Stellantriebe 30, 31. In Wirklichkeit, wenn beide Stellantriebe in Reihe benutzt werden, sollten die Verstärkungen für jeden Positionssollwertsignalgenerator 60, 60 a 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 etwa -12° Anstellwinkel des Stabilators 22 äquivalent ist. Der Druckschalter 166 stellt sicher, daß der Test erst ausgeführt werden kann, wenn das Fluggeschwindigkeitssignal auf der Leitung 116 eine Fluggeschwindigkeit von weniger als 60 knot anzeigt. Das Signal, das durch den Testschalter 164 geliefert wird, ruft einen negativen Winkel hervor, so daß der Stabilator 22 in Richtung der Horizontalposition 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 10 hervorrufen würde. Der Testschalter 164 testet durch Eingeben eines Fehlers die Fehlerschaltungsanordnung, die in den Fig. 4 und 5 dargestellt ist.

Das oben beschriebene Steuersystem liefert die beiden Hauptstabilisatorsteuer­ funktionen. Erstens schafft es eine höhenruderartige Stabilität für den Hubschrauber 10 im Vorwärtsflug bei hohen Geschwindigkeiten. Diese Wirkung rührt hauptsächlich von dem Nickwendekreisel 126 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 Hauptstabilatorsteuerfunktion besteht darin, einen schrägen Heckrotor in Verbindung mit dem Stabilator an dem Heck des Hubschraubers zu berücksichtigen. Das erfolgt, indem eine andere Betriebsart bei niedrigen Geschwindigkeiten als bei hohen Geschwindigkeiten angewandt wird, so daß die Vertikalkomponenten des Hauptrotorabwindes im Schwebeflug oder bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten vermieden werden. Durch Koppeln des Stabilatoranstellwinkels mit der Querbeschleunigung und mit der Nickgeschwindigkeit wird ein stabiler Flug des Hubschraubers 10 gewährleistet, der zusätzlichen Heckauftrieb mit Hilfe des schrägen Heckrotors 20 erhält, da diese Kopplung die Nickeffekte der Heckquerbewegung aufgrund des schrägen Heckrotors reduziert.

Das oben beschriebene Steuersystem gewährleistet auch eine ausfallsichere Positionierung des Stabilators 22 mit Hilfe der in Reihe arbeitenden Stellantriebe 30, 31, die unabhängig gesteuert werden, durch einen Vergleich der Position und der zeitlichen Positionsänderung, um festzustellen, wann eine oder beide Regelschleifen der Stellantriebe falsch arbeiten. Die Regelschleifen werden nicht nur abgeschaltet, wenn sie falsch arbeiten, sondern auch derart, daß katastrophale Hubschraubermanöver vermieden werden.

Claims (10)

1. Steuersystem für einen Hubschrauber (10) mit einem Hauptrotor (14), mit einem Heckrotor (20), der in einer Ebene drehbar ist, die zur Längsachse des Hubschraubers (10) parallel ist, mit einem am Heck angebrachten Stabilator (22), welcher um eine Achse schwenkbar ist, die quer zur Längsachse des Hubschraubers (10) und parallel zu der vom Hauptrotor (14) aufgespannten Ebene verläuft, mit wenigstens einer Positioniereinrichtung (30, 32; 31, 33) zum Verschwenken des Stabilators, die eine elektrische Regelschleife (32; 33) und einen durch diese in eine Sollposition bewegbaren elektromechanischen Stellantrieb (30; 31) enthält, mit einem Fluggeschwindigkeitsmesser (117) und mit einem Querbeschleunigungsmesser (122), dadurch gekennzeichnet, daß ein Positionssollwertsignalgenerator (60; 60 a) vorhanden ist, der in Abhängigkeit der Ausgangssignale des Fluggeschwindigkeitsmessers (117) und des Querbeschleunigungsmessers (122) ein Positionssollwertsignal erzeugt, das aufgrund der Fluggeschwindigkeit den Stabilator (22) oberhalb einer vorgegebenen ersten Fluggeschwindigkeit auf einen mittleren Anstellwinkel von 0° und unterhalb einer vorgegebenen zweiten Fluggeschwindigkeit, die niedriger als die erste Fluggeschwindigkeit ist, auf den maximalen Anstellwinkel einstellt und bei einer Fluggeschwindigkeit oberhalb der zweiten Fluggeschwindigkeit das Positionssollwertsignal aufgrund einer Querbeschleunigung, durch die wegen des geringfügig gegen die vertikale Achse des Hubschraubers (10) schräggestellten Heckrotors (20) eine Verringerung oder Vergrößerung des Auftriebs des Hecks hervorgerufen wird, den Anstellwinkel des Stabilators (22) vergrößert oder verkleinert, um die Auftriebsänderung zu kompensieren.

2. Steuersystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Positionssollwertsignalgenerator (60; 60 a) außerdem in Abhängigkeit des Ausgangssignals eines Nickwindekreisels (126) das Positionssollwertsignal so erzeugt, daß es den Anstellwinkel des Stabilators (22) vergrößert oder verkleinert, wenn der Hubschrauber (10) schwanzlastige bzw. kopflastige Drehungen um seine Nickachse ausführt.

3. Steuersystem nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Positionssollwertsignalgenerator (60; 60 a) außerdem in Abhängigkeit des Ausgangssignals eines Fühlers (119) für die Position der kollektiven Blattverstellung des Hauptrotors (14) das Positionssollwertsignal so erzeugt, daß es den Stabilator (22) oberhalb der vorgegebenen ersten Fluggeschwindigkeit auf den mittleren Anstellwinkel von 0°, unterhalb der vorgegebenen zweiten Fluggeschwindigkeit auf den maximalen Anstellwinkel einstellt und bei Fluggeschwindigkeiten oberhalb der vorgegebenen zweiten Fluggeschwindigkeit den Anstellwinkel des Stabilators (22) vergrößert oder verkleinert, wenn die kollektive Blattverstellung größer bzw. kleiner wird.

4. Steuersystem nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Positionssollwertsignalgenerator (60; 60 a) außerdem oberhalb der ersten vorgegebenen Fluggeschwindigkeit in dem Positionssollwertsignal diejenige Signalkomponente unterdrückt, welche sich auf die Position der kollektiven Blattverstellung bezieht, die über den vertikalen Auftrieb hinaus für schnellen Vorwärtsflug erforderlich ist.

5. Steuersystem nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß der Positionssollwertsignalgenerator (60; 60 a) eine einstellbare Vorspannungsquelle (128) enthält, die eine Signalkomponente liefert, welche den mittleren Anstellwinkel von 0° oberhalb der vorgegebenen ersten Fluggeschwindigkeit veranlaßt.

6. Steuersystem nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Positioniereinrichtung (30, 32; 31, 33) zwei gleiche Stellantriebe (30, 31) in Reihe enthält und daß der Positionssollwertsignalgenerator (60; 60 a) zwei gleiche Positionssollwertsignale an den einen bzw. anderen Stellantrieb (30, 31) abgibt.

7. Steuersystem nach Anspruch 6, gekennzeichnet durch zwei Positionsfühler (59, 59 a), deren Ausgangssignale die Position der Stellantriebe (30, 31) angeben, und durch Schaltungen (66, 144), die mit den Positionsfühlern (59, 59 a) verbunden sind und Alarm geben, wenn die Abweichung zwischen den Ausgangssignalen der Positionsfühler (59, 59 a) größer als ein bestimmter Wert ist.

8. Steuersystem nach Anspruch 7, gekennzeichnet durch eine Steuereinrichtung (40), die bei Alarm verhindert, daß die Positioniereinrichtung (30, 32; 31, 33) auf das Positionssollwertsignal aus dem Positionssollwertsignalgenerator (60; 60 a) anspricht.

9. Steuersystem nach Anspruch 7 oder 8, dadurch gekennzeichnet, daß der Positionssollwertsignalgenerator (60; 60 a) eine wahlweise betätigbare Einrichtung (164, 166, 168) enthält, die eine feste Signalkomponente in dem Positionssollwertsignal liefert, welche eine Abweichung in den Stellantriebspositionen hervorruft.

10. Steuersystem nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die feste Signalkomponente eine Verringerung des Anstellwinkels des Stabilators (22) verursacht.