DE3018200A1 - Steuerung fuer ein hubschrauber-hoehenruder - Google Patents
Steuerung fuer ein hubschrauber-hoehenruderInfo
- Publication number
- DE3018200A1 DE3018200A1 DE19803018200 DE3018200A DE3018200A1 DE 3018200 A1 DE3018200 A1 DE 3018200A1 DE 19803018200 DE19803018200 DE 19803018200 DE 3018200 A DE3018200 A DE 3018200A DE 3018200 A1 DE3018200 A1 DE 3018200A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- output
- servomotor
- sensors
- air speed
- sum signal
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
- B64C13/24—Transmitting means
- B64C13/38—Transmitting means with power amplification
- B64C13/50—Transmitting means with power amplification using electrical energy
- B64C13/503—Fly-by-Wire
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
- B64C13/02—Initiating means
- B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
- B64C13/24—Transmitting means
- B64C13/38—Transmitting means with power amplification
- B64C13/50—Transmitting means with power amplification using electrical energy
- B64C13/505—Transmitting means with power amplification using electrical energy having duplication or stand-by provisions
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
- B64C13/24—Transmitting means
- B64C13/38—Transmitting means with power amplification
- B64C13/50—Transmitting means with power amplification using electrical energy
- B64C13/506—Transmitting means with power amplification using electrical energy overriding of personal controls; with automatic return to inoperative position
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/82—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft
- B64C2027/8263—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft comprising in addition rudders, tails, fins, or the like
- B64C2027/8281—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft comprising in addition rudders, tails, fins, or the like comprising horizontal tail planes
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Control Of Ac Motors In General (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
- Vehicle Body Suspensions (AREA)
- Control Of Electric Motors In General (AREA)
- Elevator Control (AREA)
- Control Of Multiple Motors (AREA)
- Cage And Drive Apparatuses For Elevators (AREA)
Description
on 1οοππ
JU E oZUU
Die Erfindung betrifft eine Hubschraubersteuerung gemäß Oberbegriff des Hauptanspruchs.
Es ist bekannt, Hubschrauber-Leitwerksträger mit feststehenden, unverstellbaren Höhenrudern zu versehen. Ferner
ist bereits ein Hubschrauber bekannt (Beil-Modell 214), bei dem der Anstellwinkel des Höhenruders
veränderbar ist. Dabei verbindet ein mechanisches Gestänge die Hubschrauber-Taumelscheibe mit einem Verstellarm
des Höhenruders, der zur Veränderung des Anstellwinkels um eine Schwenkachse proportional zu den
Blattlängsverstellbefehlen veränderbar ist. Dies stellt
zwar eine Verbesserung gegenüber unverstellbaren Höhenrudern dar, besitzt jedoch weiterhin Nachteile.
Es ist daher Aufgabe der Erfindung, eine Hubschrauber-Höhenruderverstellung
zu schaffen, die verschiedenen Faktoren Rechnung trägt und nicht nur lediglich einen
Kompromiß darstellt, wobei der Höhenruder-Anstellwinkel für die jeweiligen Flugzustände optimiert ist.
Zur Lösung dieser Aufgäbe'dient eine Hubschraubersteuerung
gemäß Oberbegriff des Hauptanspruchs. Demnach liefert ein Blattlangsverstellsensor ein erstes Ausgangs-
030048/0707
signal. Ein gemeinsamer Blattverstellsensor liefert ein
zweites Ausgangssignal. Ein Luftgeschwindigkeitssensor
erzeugt ein drittes Ausgangssignal. In einer Zusammenfassungsschaltung werden die Ausgaben der drei Sensoren
zu einem Summensignal zusammengefaßt. Das Summensignal
wird dann mit einem Faktor beaufschlagt, der sich umgekehrt mit der Ausgabe des Luftgeschwindigkeitssensors
ändert. Das veränderte Summensignal wird dann als Eingangssignal an den Höhenruder-Servoverstellarm gelegt.
Vorzugsweise ist das System redundant aufgebaut, um eine ausfallsichere Steuerung zu bilden.
Die Erfindung wird im folgenden anhand von Figuren näher erläutert; es zeigen:
Figur 1 eine perspektivische Ansicht eines Hubschraubers mit verstellbarem Höhenruder;
Figur 2 ein die Abhängigkeit von Anstellwinkel, dynamischem Druck, Auftrieb und Rücktrieb darstellendes
Diagramm;
Figur 3 die Anbringung einer Höhenrudersteuerung;
Figur 4 einen Schnitt durch das Höhenruder-Stellglied
gemäß Figur 3;
030048/0707
Figur 5 eine Rückansicht der Antriebe für das Höhenruder-Stellglied
gemäß Figur 4;
Figur 6 ein Schemaschaltbild einer Schaltung zur Ansteuerung
der Höhenruderantriebe;
Figur 7 eine Fehler/Anzeige-Schaltun-g zur Verarbeitung
von in der Schaltung gemäß Figur 6 erzeugten Signalen; und
Figur 8 eine Fehler/Abschalt-Schaltung, die ein Teil
der Schaltungen gemäß Figur 6 und 7 bildet. .
Figur 1 zeigt einen Hubschrauber 10 mit einem Leitwerksträger 11, der an seinem Hinterende seitlich vorstehende
Höhenruder 12 und 13 aufweist. Der Anstellwinkel der Höhenruder 12 und 13 ist durch ein mechanisches Gestänge
14 verstellbar. Das Gestänge 14 ist mit einer Taumelscheibe 15 gekoppelt. Das Höhenruder ist wahlweise verstellbar,
um die Flugeigenschaften des Hubschraubers zu verbessern. Der Anstellwinkel des Höhenruders beeinflußt
nämlich die Flugeigenschaften des Hubschraubers.
Figur 2 zeigt einzelne aerodynamische Kennlinien für einen Beil-Hubschrauber Modell 214ST. Auf der Abszisse
ist der Anstellwinkel aufgetragen, während die Ordinate den Staudruck für Auftrieb und Rücktrieb angibt. Die
030048/0707
" 20 " 3013200
Kurve 16 zeigt die Abhängigkeit des Rücktriebs vom
Angriffswinkel. Die Kurve 17 zeigt die Abhängigkeit des
Auftriebs vom Angriffswinkel.. Der Kurvenabschnitt 16a
zeigt die nachteilige Beeinflussung der Flugeigenschaften
durch auch nur kleine negative Anstellwinkel. In diesem Bereich der Rücktriebskurve 16 ist nämlich der
Rücktrieb wesentlich erhöht. Diese Rücktriebserhöhung bedeutet einen größeren Brennstoffverbrauch und damit
eine Verringerung des Flugradius.
Figur 3 zeigt ein Höhenruder-Verstellglied 20, das bei
21 schwenkbar montiert ist und eine mit einem Blattverstellarm 23 gekoppelte Schubstange 22 aufweist. Durch
Verschiebung der Schubstange 22 wird das Höhenruder 13 um einen Zapfen 24 geschwenkt. Das Höhenruder-Verstellglied
20 ist vorzugsweise elektromotorisch betätigbar.
Figur 4 zeigt einen Schnitt entlang der Linie 4-4 durch das Verstellglied gemäß Figur 2. Der Schwenkpunkt 21
ist mit einem Rahmenteil 30 der Verstellgliedes gekoppelt. Das Verstellglied besitzt einen MLttelzylinder
31. Eine motorgetriebene Schraube 32 ist in Lagern 33
gelagert und wird durch ein Zahnrad 34 gedreht, das von einem auf der Abgabewelle eines Motors 36a sitzenden
Ritzel 35 angetrieben wird. Der Motor 36a ist vorzugsweise
ein Zweiphasenumkehrmotor, beispielsweise ein Typ Nr. 05088-CU09609169 der Firma Singer Company.
030048/0707
Wenn das Ritzel 35 mit dem Zahnrad 34 kämmt, dann wird
die Schraube 32 des Verstellgliedes 20 gedreht. Dadurch wird eine Verstellmutter 37 in axialer Richtung im
Mittelzylinder 31 verschoben und bewegt somit die Schubstange 22. Mit dem Blattverstellarm 23 ist die Schubstange
22 im Schwenkpunkt 38 gekoppelt. Das Verstellglied 22 weist lineare Lagefühler 39a und 39b mit
linearen Potentiometern auf, die den Auszug der Schubstange 22 anzeigen.
In Figur 4 ist der Motor 36a zum Antrieb des Zahnrades 34 dargestellt. Vorzugsweise werden zwei derartige Motoren
zur Steuerung des Stellgliedes 20 vorgesehen.
Figur 5 zeigt das Verstellglied 20 mit an einem ersten Arm 20a befestigtem erstem Motor 36a. An einem zweiten
Arm 20b ist ein zweiter Motor 36b angebracht. Jeder der beiden Motoren 36a und 36b ist mit einem Paar Bremswicklungen
versehen. Die Motoren arbeiten derart, daß bei der Abschaltung beider Bremswicklungen die Bremse angelegt
ist und der Motor nicht drehen kann. Ist irgendeine der Bremswicklungen erregt, dann kann sich der
Motor abhängig von seiner Anregungsenergie frei drehen. Dies wird später in Verbindung mit der Ausfallssicherheit
der Erfindung näher erläutert.
030048/0707
Ein wesentliches Merkmal der Erfindung liegt in der
Steuerung der Art des zum Antrieb des Verstellgliedes 20 den Motoren zugeführten Signals. Figur 6 zeigt eine
schematische Schaltung zur Erzeugung derartiger Signale, wobei das Verstellglied 20 zusammen mit den Motoren
36a und 36b angedeutet ist. Das Verstellglied 20 ist im
Schwenkpunkt 21 angelenkt und dient zum Ausfahren sowie
zum Zurückziehen der die Lage des Höhenruders verstellenden Schubstange 22.
Gemäß Erfindung wird die Längsblattverstellung des Steuerknüppels von einem ersten Wandler 40 gemessein.
Von einem zweiten Wandler 41 wird ein der gemeinsamen Blattverstellung proportionales Signal erzeugt. Ein
Luftgeschwindigkeitswandler 42 liefert ein der Luftgeschwindigkeit proportionales Signal. Die Ausgaben der
drei Wandler 40, 41 und 42 werden dann an ein Summierglied " 43 gelegt. Die Ausgabe des Summiergliedes 43
führt in einen Signalvervielfacher 45. Die Ausgabe des
Signalvervielfachers 45 wird an ein zweites Summierglied 46 gelegt, dessen Ausgang an einem dritten Summierglied
44 liegt. Die Ausgabe des dritten 'Summiergliedes 44 wird wieder als erste Eingabe für ein viertes
--Ί-Summierglied 47 herangezogen. Der Ausgang des vierten
Summiergliedes 47 liegt über einen Leistungsverstärker 48 und einen Kanal 49 am Motor 36a.
030048/0707
Der Ausgang des dritten Wandlers 42, nämlich des Luftgeschwindigkeitswandlers,
wird an ein fünftes Summierglied 50 geführt. Die Ausgabe des fünften Summiergliedes
50 liegt wahlweise üben einen Schalter 51 am zweiten Eingang des Signalvervielfachers 45. Das fünfte
Summierglied 50 erhält eine Vorspannung von einer Spannungsquelle 52. Diese Vorspannung ist ausreichend negativ,
um eine sich vergrößernde Luftgeschwindigkeitsfühlerspannung
derart zu verschieben, daß das fünfte Summierglied 50 eine Ausgangsspannung liefert, die sich
bei zunehmender Größe der Ausgabe aus dem dritten bzw. Luftgeschwindigkeitswandler 42 Null annähert.
Die Ausgabe des ersten Wandlers 40 und des zweiten Wandlers 42 werden in einem sechsten Summierglied 53
zusammengefaßt. Der Ausgang des sechsten Summiergliedes 52 liegt an einem Schwerpunktintegrator 54, der auf
einem Kanal 55 ein Ausgangssignal zum zweiten Eingang des zweiten Summiergliedes 46 liefert.
Eine Triggerschaltung 56 liefert immer nur dann ein Ausgangssignal
auf einer Leitung 57, wenn die Luftgeschwindigkeit über einem vorgegebenen Schwellenwert liegt.
Gemäß Figur 6 ist dieser Schwellenwert für einen BeIl-Hubschreiber
Modell 214ST 45 knots (72 km/h). Der Schwerpunktintegrator 54 ist normalerweise abgeschaltet
030048/0707
und spricht bei kleinen Luftgeschwindigkeiten nicht auf
Ausgangssig'nale vom sechsten Summierglied 53 an. Erscheint ein Ausgangssignal von der Triggerschaltung 56
auf der Leitung 57, dann wird der Schwerpunktintegrator aktiviert und spricht auf die Ausgangssignale vom
sechsten Summierglied 53 an. Vor dem Erreichen des vorgegebenen Schwellenwertes der Luftgeschwindigkeit
ist das auf einer Leitung 55 auftretende Signal daher Null. Anschließend ist dieses auf der Leitung 55 auftretende
Signal die Summe der beiden an das sechste
Summierglied 53 gelegten Eingangssignale.
Die Leitung 57 ist mit einem Schalterbetätigungselement
58 verbunden, um den Schalter 51 zu schließen, wenn die Luftgeschwindigkeit den vorgewählten Schwellenwert erreicht.
Die Ausgaben des Signalvervielfachers 45 sind daher für alle Luftgeschwindigkeiten Null, die unter dem vorgewählten
Schwellenwert liegen. Anschließend wird die Stellung des Höhenruders in Abhängigkeit von den aus
dem zweiten Summierglied 46 stammenden Signalen gesteuert.
Das Verstellglied 20 arbeitet in einer lageabhängigen Servoschleife, welche den Servolägefühler 39b, der
030048/0707
seinerseits an das dritte Summierglied 44 zurückgekoppelt ist, heranzieht. Der Lagefühler 39b liefert somit
die Lagekomponente für die Verstellgliedsteuerung. Die Geschwindigkeitskomponente für die Verstellgliedsteuerung
wird von einem Tachometer 61 erhalten, der eine dritte Eingabe für das vierte Summierglied 47 liefert.
Durch einen Lageanzeiger 60 wird dem Piloten die Stellung des Höhenruders angezeigt.
Eine Stellbefehlseinheit 62 liefert ein Vorspannungssignal
an das. vierte Summierglied 47, um das Höhenruder dann auf einen vorgewählten Anstellwinkel zu bringen,
wenn vom dritten Summierglied 44 keine Ausgangsspannung zugeführt wird.
Die Stellung des Höhenruders hängt demnach von der Signalausgabe aus dem zweiten Summierglied 46 ab. Die
drei elektronischen Wandler 40, 41 und 42 messen die longitudinale Blattverstellung, die gemeinsame Blattverstellung
und die Luftgeschwindigkeit. Die dabei erhaltenen Signale werden zur Einstellung des . Höhenruders
herangezogen, welches:
a) den Schwerpunktseffekt auf den Hubschrauber-Blattverstellwinkel
beim Vorwärtsflug beeinflußt;
030048/0707
b) die statische Längsstabilität des Hubschraubers vergrößert;
c) die mit äer zugeführten Leistung auftretenden Trimmveränderungen
minimiert; und
d) die dynamische Blattverstellwinkelstabilität erhöht.
Figur 7 zeigt schematisch den Antrieb für einen der beiden Motoren 36a in verständlicherer Darstellung als
Figur 6. Dieses Schaltbild wird als System 1 bezeichnet. Zum Antrieb des Motors 36b dient demnach ein
System 2.
Das System 1 weist zwei im wesentlichen identische elektronische Schaltungen 70 und 71 auf. Die elektronischen
Schaltungen 70 und 71 enthalten die in der Umrandung
69 in Figur 6 dargestellten Elemente. Die Ausgaben der elektronischen Schaltung 70 werden an eine Summiereinheit
47a angelegt. Die elektronische Schaltung 71 ist mit der Summiereinheit 47b verbunden. Zwei Verstärker
48b dienen zum Treiben der Steuerphase 72 des Motors 36a, und zwar von einer maximal 15 Volt Wechselspannung liefernden Quelle. Der Motor 36a hat eine
feststehende Phase oder Wicklung 73, die von 115 Volt Wechselstrom gespeist werden. Die feststehende Phase 73
030048/0707
ist an der Klemme 74 an eine 115 Volt Wechselspannungsquelle
und über einen Anzeigewiderstand 75 an eine Erdklemme 76 angeschlossen. Die Wandler 40, 41 und 42
sind an beide elektronischen Schaltungen 70 und 71 angeschlossen und liefern die zum Antrieb der Steuerphase
oder Steuerwicklung 72 des Motors 36a erforderlichen Signale. Der Lagefühler 39a ist ferner an beide
elektronischen Schaltungen 70 und 71 angeschlossen, so daß seine Lagesignale bereits in den an den Ausgängen
der Summiereinheiten 47a und 47b auftretenden Summensignalen eingeschlossen sind. Der Tachometer 61 liefert
seine Ausgabe an beide Summiereinheiten 47a und 47b. Ferner wird die Ausgabe des Tachometers 61 einem Abrutschmonitor
80 und einem Tachomonitor 81 zugeführt. Als zweites Eingangssignal empfängt der Abrutschmonitor
80 die Ausgabe der Summiereinheit 47a. Die zweite Eingabe für den Tachomonitor 81 wird unmittelbar vom Lagewandler
60 erhalten. Die Luftgeschwindigkeit wird von einem Luftgeschwindigkeitsmonitor 82 angezeigt. Ein
System-1-Monitor 83 erhält als Eingaben Signale von der Summiereinheit 47a, ein System-2-Einschaltsignal und
die Ausgabe einer Summiereinheit des zweiten Systems, welcher der Summiereinheit 47a entspricht. Daher vergleicht
der System-1-Monitor 83 die Ausgaben der Summiereinheit 47a mit den Ausgaben des entsprechenden
Elements im System 2, und zwar dann und nur dann, wenn das System 2 eingeschaltet ist.
030048/0707
Ein Phasenanzeiger 84 zeigt an, ob der Strom der festgelegten Phase den richtigen Wert hat. Der Phasenanzeiger
84 stellt Abweichungen von der Stromamplitude fest, die über vorgegebene untere und obere Grenzwerte hinausgehen.
Ein Strom- und Spannungsanzeiger 85 mißt die Spannungsabfälle über einen Anzeigewiderstand 86, um
übermäßige Unterschiede zwischen den Ausgaben der Leistungsverstärker
48a und 48b festzustellen.
Die Leistungsverstärker 48a und 48b liefern Wechselstrom-Treibbefehle,
die von den Eingangssignalen amplitudenmoduliert sind. Die Ausgaben des Leistungsverstärkers
48a sind gegenüber den Ausgaben vom Leistungsverstärker 48b invertiert, so daß Signale entgegengesetzter
Polarität an die Steuerphase 72 des Motors 36
gelegt werden.
Ein Signalanzeiger 87 dient zur Anzeige, ob die Wandler 40, 41 und 60 zur Lieferung von Ausgangssignalen für
das System arbeitsfähig sind. Der Signalanzeiger 87 stellt einen Kurzschluß oder eine Schaltkreisöffnung
für jeden Wandler, oder jede Wandlerverdrahtung fest.
Die in Figur 5 dargestellten Anzeigeeinheiten liefern
folgende Ausgaben:
030048/0707
Ausgaben | 1 |
A | 1 |
B | 1 |
C | 1 |
D | 1 |
E | 1 |
F | 1 . |
G |
87 85 81 84 82 83 80
In der vorstehenden Tabelle bezeichnen die Indizes "1"
das System 1. Für das System 2 wären Indizes "2" zu wählen.
Figur 7 zeigt, daß drei Luftgeschwindigkeitswandler 42,
42a und 42b vorgesehen sind. Diese dienen zur Erzielung
eines zuverlässigen Betriebes der Höhensteuerung. Die Ausgaben vom dritten Wandler 42 versorgen das System 1,
die Ausgaben vom Wandler 42a das System 2 und die Ausgangssignale vom Luftgeschwindigkeitswandler 42b wei—
den an eine Anzeige geführt. Der Luftgeschwindigkeitsmonitor 82 vergleicht die Ausgaben der Luftgeschwindigkeitswandler
42, 42a und 42b und bestimmt daraus, ob einer oder mehrere der Wandler schadhaft sind. Liefern
zwei der Wandler gleiche Ausgaben, während der dritte davon abweicht, dann wird das das abweichende Signal
aufnehmende System, also entweder das System 1 oder das System 2 ausgeschaltet, während das verbleibende System
das Verstellglied 20 steuert. Stimmen die Ausgaben von
030048/0707
keiner Kombination zweier Wandler überein, dann werden beide. Systeme 1 und 2 ausgeschaltet und das Höhenruder
in der Stellung verriegelt, in -der es sich bei der
Feststellung der Signalabweichung befand. Dieses Vergleichen erfolgt durch Vergleichen der Spannungsamplituden
der Ausgangssignale der Wandler sowie durch Erzeugung eines Fehlersignals für jeden Wandler, der kein
mit den anderen Wandlern vergleichbares Signal liefert.
Figur 8 zeigt eine Fehler/Abschalt-Schaltung, die die
Ausgaben der System-1-Anzeigeeinheiten in Verbindung
mit ähnlichen Ausgaben der System-2-Anzeigeeinheiten verarbeitet.
Die in der vorstehenden Tabelle angegebenen Monitor-.Signale
A.-E. sowie G^ werden einer System-1-Anzeigeeinheit
100 zugeführt. Das Signal F. ist nicht an die Einheit 100 angelegt, jedoch als erste Eingabe in ein
ODER-Gatter 101 geführt. Die Anzeigeeinheit 100 ist ebenfalls an den Eingang des ODER-Gatters 101 angeschlossen, das als dritte Eingabe das Monitorsignal F„
vom System 2 aufnimmt. In Abhängigkeit von einem der drei Eingangssignale F., Fp bzw. des Signals von der
Anzeigeeinheit 100 schaltet das ODER-Gatter 101 ein Leistungsrelais 102, das die Antriebsspannung vom Motor
wegschaltet.
030048/0707
In ähnlicher Weise nimmt eine Anzeigeeinheit 103 die zuvor bezeichneten Signale des Systems 2 auf und liefert
ein Abschaltsignal an den Eingang eines ODER-Gatters 104, falls eines der Anzeigesignale einen vorgegebenen
Schwellenwert überschreitet. Die Signale F1 und
F2 werden ebenfalls dem ODER-Gatter 104 eingegeben.
Wird einer der drei Eingänge des ODER-Gatters 104 angesteuert, dann öffnet ein Leistungsrelais 105, und die
Spannungsversorgung zum Motor 36b wird unterbrochen.
In dem in Figur 8 dargestellten System 1- ist eine Bremsstromquelle
106 über das Leistungsrelais 102 und einen Schalter 110 mit einer Motorbremswicklung 111 verbunden.
Über einen Schalter 112 wird ferner eine Bremswicklung 113 des Motors 36b mit der Bremsstromquelle 106
des Systems 1 verbunden. Die Motorstromquelle 107 des Systems 1 ist über eine Leitung 114 an den Motor 36a
angeschlossen. Auf ähnliche Weise ist die Bremsstromquelle 108 des Systems 2 über einen Schalter 115 mit
der zweiten Bremswicklung 116 des ersten Motors 36a verbunden. Die Bremsstromquelle 108 des Systems 2 ist
ferner über einen Schalter 117 mit einer zweiten Bremswicklung 118 des zweiten Motors 36b verbunden. Über
eine Leitung 119 wird dem zweiten Motor 36b Spannung von der Motorstromquelle 109 des Systems 2 zugeführt.
030048/0707
Die Schalter 110, 112, 115 und 117 werden beim Auftreten
der Signale F.. und F„ betätigt. Tritt das Signal F.
auf, dann öffnet der Schalter 110 und schaltet die
Motorbremswicklung 111 ab. Der Schalter 112 öffnet, um die Bremswicklung 113 abzuschalten. Tritt das Signal F„
auf, dann öffnet der Schalter 115 die Leitung zur
Bremswicklung 116. Der Schalter 117 öffnet und trennt die zweite Bremswicklung 118. Der Motor 36a ist dann
betriebsfähig, wenn Spannung zugeführt wird und wenn
entweder die Wicklung 111 oder die Wicklung 116 stromdurchflossen ist. Auf ähnliche Weise arbeitet der Motor
36b, wenn ihm Spannung zugeführt wird und wenn entweder \v_.
die Bremswicklung 113 oder die Bremswicklung 118 stromdurchflossen
ist. Tritt hingegen ein Fehler im Stabilisationsantrieb auf, dann wird das Höhenruder in seiner
letzten Stellung verriegelt und nicht ungesteuert belassen. Aufgrund der in Figur· 8 dargestellten Schaltung
wird sichergestellt, daß der Stabilisator in einer bestimmten Lage verriegelt wird und nicht aufgrund von
aerodynamischen oder Trägheitskräften frei beweglich
ist.
h u: b ü
030048/0707
Claims (30)
1. / Steuerung für ein Hubschrauber-Höhenruder, gekenn- ■ ^
zeichnet durch
einen ersten Wandler (40) zur Anzeige der longitudinalen
Blattverstellung;
einen zweiten Wandler (41) zur Anzeige der gemeinsamen Blattverstellung;
einen dritten Wandler (42) zur Anzeige der Luftgeschwindigkeit;
eine Einrichtung zur Zusammenfassung der Ausgangssignale
der Wandler (41, 41, 42) zur Bildung eines Summensignals;
030048/0707
- eine Einrichtung zur Veränderung des Summefisignals
mit einem sich invers zur Luftgeschwindigkeit ändernden Faktor, und
- Einrichtungen zum Anlegen des veränderten Summensignals an das Höhenruder. ■
2. Vorrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch
- Einrichtungen zum Zusammenfassen der Ausgangssignale des ersten Wandlers (40) und des dritten
Wandlers (42) zur Bildung eines zweiten Summen— signals,
- Einrichtungen zum Integrieren des zweiten Summensignals, und
- Einrichtungen zum Zusammenfassen der Ausgabe der
Veränderungseinrichtung mit der Ausgabe der Integrationseinrichtung sowie zur Anlegung dieses
Signals als Eingabe für das Höhenruder.
3. Vorrichtung nach Anspruch 2, gekennzeichnet durch eine Abschalteinrichtung für die Integrationseinrichtung
für den Fall, daß die Ausgabe des dritten Wandlers (42) für die Luftgeschwindigkeit unter
einem vorgegebenen Schwellenwert liegt.
030048/0707
4. Vorrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch
eine Einrichtung zur Anlegung einer vorgegebenen Vorspannung an das Höhenruder, falls die Ausgabe
des dritten bzw. Luftgeschwindigkeitswandlers (42) unter einem vorgegebenen Schwellenwert liegt.
5. Steuerung für ein von einer Servoanlage betätigtes Hubschrauber-Höhenruder mit einem Zweiphasenmotor,
gekennzeichnet durch
- einen longitudinalen Blattverstellwinkelsensor,
- einen gemeinsamen Blattverstellwinkelsensor,
- einen Luftgeschwindigkeitssensor,
- Einrichtungen zum Zusammenfassen der Ausgaben der Sensoren zur Bildung eines ersten Summensignals
,
- Einrichtungen zum Verändern des ersten Summensignals mit einem Faktor, der sich invers wie
die Luftgeschwindigkeit ändert,
- Einrichtungen zum Zusammenfassen der Ausgaben der Sensoren zur Bildung eines zweiten Summensignals,
- Einrichtungen zur Veränderung des zweiten Summensignals mit einem Faktor, der sich invers zur
Luftgeschwindigkeit ändert,
030048/0707
-A-
- Einrichtungen zum Anlegen eines konstanten . Leistungssignals
an die erste Phase des Servomotors,
- Einrichtungen zum Anlegen . des zweiten . Summerv-.
signals als Eingabe für die Servoanlage zum Antreiben
einer ersten Klemme der zweiten Phase des Servomotors, und -
- Einrichtungen zum .Anlegen des zweiten Summensignals
als Eingabe an die Servoanlage zum Antreiben einer zweiten Klemme der zweiten Phase
des Servomotors.
6. Hubschraubersteuerung nach Anspruch 5, gekennzeichnet durch Einrichtungen zum Anlegen eines Vorspannungssignals
an die Servoanlage für eine Einstellung des Höhenruders unter einen vorgewählten Anstellwinkel,
falls die Ausgabe des Luftgeschwindigkeitssensors unter einem vorgegebenen Schwellenwert
liegt.
7. Hubschraubersteuerung nach Anspruch 5, gekennzeichnet durch einen Stromsensor zur Anzeige des Stromflusses
durch die erste Phase und durch Einrichtungen zum Abschalten der zum Servomotor zugeführten
elektrischen . Leistung, falls die Amplitude des Stromes außerhalb eines vorgewählten Bereichs
liegt·.
030048/0707
8. Hubschraubersteuerung nach Anspruch 5, gekennzeichnet durch einen Spannungs- und Stromsensor zur
Anzeige der Spannung und des Stroms, die der zweiten
Phase des Servomotors zugeführt werden, und durch Einrichtungen zur Unterbrechung der elektrischen
Stromzufuhr für den Antrieb des Servomotors, falls das Verhältnis der Spannung und des Stromes
außerhalb vorgegebener Grenzen liegt.
9. Hubschraubersteuerung nach Anspruch 5, gekennzeichnet
durch Einrichtungen zur Feststellung eines Fehlers in einem der Sensoren und durch Einrichtungen
zur Unterbrechung der elektrischen Stromzufuhr zum Antrieb des Servomotors, falls ein Sensorfehler
erkannt ist.
10. Hubschraubersteuerung nach Anspruch 5, gekennzeichnet durch
- einen zweiten Luftgeschwindigkeitssensor,
- einen dritten Luftgeschwindigkeitssensor,
- Einrichtungen zur Feststellung, wann die Ausgabe des ersten Luftgeschwindigkeitssensors nicht den
Ausgaben der zweiten und dritten Luftgeschwindigkeitssensoren
entspricht, und
030048/0707
- Einrichtungen zur Unterbrechung der elektrischen
Stromzufuhr für den Antrieb des Servomotors, falls die Ausgabe des ersten Luftgeschwindigkeitssensors nicht mit den Ausgaben der zweiten
und dritten Luftgeschwindigkeitssensoren übereinstimmt . .
11. Steuerung für ein Hubschraubei—Höhenruder, gekennzeichnet
durch die Kombination folgender Merkmale:
(a) ein erstes System mit
- einem ersten longitudinalen Blattverstellsensor,
- einem ersten gemeinsamen Blattverstellsensor,
- einem ersten Luftgeschwindigkeitssensor,
- Einrichtungen zum Zusammenfassen der Ausgaben der ersten Sensoren für die Bildung
eines ersten Summensignals,
- Einrichtungen zum Verändern des ersten Summensignals
durch einen Faktor, der sich invers wie die Luftgeschwindigkeit ändert,
- Einrichtungen zum Zusammenfassen der Ausga-" ben der ersten Sensoren für die Bildung
eines zweiten Summensignals,
- Einrichtungen zum Verändern des zweiten Summensignals
mit einem Faktor, der sich in bezug auf die Luftgeschwindigkeit invers
ändert,
- einen ersten Servomotor, der von einer elektrischen Stromquelle über einen ersten Lei-
030048/0707
stungsschalter beaufschlagt ist und zum Antrieb des Höhenruders dient, wobei er eine
Steuerwicklung mit ersten und zweiten Anschlüssen aufweist,
- Einrichtungen zum Anlegen der veränderten ersten und zweiten Summensignale an die
ersten bzw. zweiten Anschlüsse des ersten Servomotors;
(b) ein zweites System mit
- einem zweiten longitudinalen Blattverstellsensor ,
- einem zweiten gemeinsamen Blattverstellsensor ,
- einem zweiten Luftgeschwindigkeitssensor,
- Einrichtungen zum Zusammenfassen der Ausgaben
der zweiten Sensoren zur Bildung eines dritten Summensignals,
- Einrichtungen zum Verändern des dritten Summensignals durch einen Faktor, der sich umgekehrt
wie die Luftgeschwindigkeit ändert,
- Einrichtungen zum Zusammenfassen der Ausgaben der zweiten Sensoren zur Bildung eines
vierten Summensignals,
- Einrichtungen zum Verändern des vierten Summensignals durch einen Faktor, der sich umgekehrt
wie die Luftgeschwindigkeit ändert,
- einen zweiten Servomotor, der von einer elektrischen Stromquelle über einen zweiten Leistungsschalter
versorgt und an das Höhenruder angeschlossen ist, wobei der Servomotor eine Steuerwicklung mit einem ersten
und zweiten Anschluß aufweist, und
030048/0707
- Einrichtungen zum Anlegen der veränderten ersten und zweiten Summensignale an die
erste bzw. zweite Klemme des zweiten Servomotors.
12. Hubschraubersteuerung nach Anspruch 11, gekennzeichnet
durch
- eine Anzeigeeinrichtung für die ersten Sensoren
zur Feststellung einer fehlerhaften Ausgabe an den Sensoren, und
- Abschalteinrichtungen, die den ersten Leistungsschalter öffnen und die elektrische Leistungszufuhr
zum ersten Servomotor unterbrechen, wenn an einem der ersten Sensoren eine fehlerhafte Ausgabe
erkannt ist.
13. Hubschraubersteuerung nach Anspruch 11, gekennzeichnet durch .
- Anzeigeeinrichtungen für die zweiten Sensoren zur Feststellung einer fehlerhaften Ausgabe der
Sensoren, und
- Abschalteinrichtungen für den zweiten Leistungsschalter zur Unterbrechung der elektrischen Leistungszufuhr
zum zweiten Servomotor, falls eine fehlerhafte Ausgabe an einem der zweiten Sensoren
erkannt ist.
030048/0707
14. Hubschraubersteuerung nach Anspruch 11, gekennzeichnet durch
- einen dritten Luftgeschwindigkeitssensor,
- Einrichtungen zum Vergleichen der Ausgabe des ersten Luftgeschwindigkeitssensors mit der Ausgabe
des zweiten und dritten Luftgeschwindigkeitssensors,
und
- Einrichtungen zum Öffnen des ersten Leistungsschalters für eine Trennung der elektrischen Leistungszufuhr
zum ersten Servomotor, falls die Ausgabe des ersten Luftgeschwindigkeitssensors
von den Ausgaben der zweiten und dritten Luftgeschwindigkeitssensoren abweicht.
15. Hubschraubersteuerung nach Anspruch 14, gekennzeichnet durch
- Einrichtungen zum Vergleichen der Ausgabe des zweiten Luftgeschwindigkeitssensors mit der Ausgabe
des ersten und dritten Luftgeschwindigkeitssensors, und
- Einrichtungen zum Öffnen des zweiten Leistungsschalters für ein Unterbrechen der elektrischen
Leistungszufuhr zum zweiten Servomotor, falls die Ausgabe des zweiten Luftgeschwindigkeitssensors
von der Ausgabe des ersten und dritten
abweicht.
u . 030048/0707
Luftgeschwindigkeitssensors a
16. Hubschraubersteuerung nach Anspruch 11, gekennzeichnet
durch
- Einrichtungen zum Vergleichen des veränderten ersten Summensignals mit dem veränderten zweiten
Summensignal zur Feststellung einer Differenz der beiden Signale, und -
- Einrichtungen zum Öffnen des ersten Leistungsschalters
für eine Unterbrechung der elektrischen Leistungszufuhr zum ersten Servomotor und
zur Öffnung des zweiten Leistungsschalters für eine Unterbrechung der elektrischen Leistungszufuhr
zum zweiten Servomotor, falls eine Differenz zwischen dem ersten veränderten Summensignal
und dem zweiten veränderten Summensignal festgestellt ist.
17. Hubschraubersteuerung nach Anspruch 11, dadurch gek.ennzeichnet,
daß jeder der Servomotoren mit einer Bremse zur Verriegelung des Servomotors bei aktivierter
zugehöriger Bremse vorgesehen ist, wobei jede Bremse durch Erregung einer ersten oder einer
zweiten Bremswicklung ausgeschaltet ist und wobei erste Wicklungen zur Stromzufuhr über einen ersten
Bremsschalter und zweite Wicklungen zur Stromzufuhr über einen zweiten Bremsschalter angeschlossen
sind.
030048/0707
18. Hubschraubersteuerung nach Anspruch 17, gekennzeichnet durch
- Einrichtungen zum Vergleichen des veränderten ersten Summensignals mit dem veränderten zweiten
Summensignal zur Feststellung einer Differenz der beiden Signale, und
- Einrichtungen zum Öffnen der Schalter für eine Unterbrechung der elektrischen Leistungszufuhr
zu den Servomotoren und zum Verriegeln der Servomotoren durch die Bremsen, falls eine Differenz
zwischen dem modifizierten ersten Summensignal und dem modifizierten zweiten Summensignal festgestellt
ist.
19. Hubschraubersteuerung nach Anspruch 17, gekennzeichnet durch
- Einrichtungen zur Feststellung eines Fehlers an einem der ersten Sensoren, und
- Einrichtungen zum Öffnen des ersten Bremsschalters für eine Abschaltung der ersten Bremswicklungen
beim Erkennen eines Fehlers an einem der ersten Sensoren.
030048/0707
20. Hubschraubersteuerung nach Anspruch 17, gekennzeichnet durch
- Einrichtungen zum Feststellen eines Fehlers in einem der zweiten Sensoren, und
- Einrichtungen zum Öffnen des zweiten Bremsschalters
für ein Abschalten der zweiten Bremswicklungen, falls ein Fehler in einem der zweiten Sensoren
festgestellt ist.
21. Hubschraubersteuerung nach Anspruch 17, gekennzeichnet
durch
- Einrichtungen zum Anzeigen der Spannung und des Stromes, die dem ersten Steuerwicklungsanschluß
des ersten Servomotors zugeführt sind, um festzustellen, wann die Amplitude der Spannung oder
des zugeführten Stromes über vorgegebene Grenzwerte hinausläuft, und
- Einrichtungen zum Öffnen des ersten Bremsschalters für ein Abschalten der ersten Bremswicklungen,
falls die dem ersten Steuerwicklungsanschluß zugeführte Spannung oder der zugeführte
Strom des ersten Servomotors, über vorgegebene Grenzwerte hinausgeht. .
03004870707
22. Hubschraubersteuerung nach Anspruch 17, gekennzeichnet durch
- Einrichtungen zum Anzeigen der Spannung und des
Stromes, die dem ersten Steuerwicklungsanschluß des zweiten Servomotors zugeführt sind, um festzustellen,
wann die Amplitude der zugeführten Spannung oder des zugeführten Stromes über vorgegebene
Grenzwerte hinausgeht, und
- Einrichtungen zum Öffnen des zweiten Bremsschalters
für ein Abschalten der zweiten Bremswicklungen, wenn die zum ersten Steuerwicklungsanschluß
des zweiten Servomotors zugeführte Spannung oder der zugeführte Strom über vorgegebene Grenzwerte
hinausgehen.
23. Hubschraubersteuerung nach Anspruch 17, gekennzeichnet durch
- Einrichtungen zum Anzeigen des über den ersten Leistungsschalter zum ersten Servomotor zugeführten
Stromes zur Feststellung, wann die A.mplitude des zugeführten Stromes über vorgegebene Grenzwerte
hinausgeht, und
- Einrichtungen zum Öffnen des ersten Bremsschalters
für ein Abschalten der ersten Bremswicklungen, wenn die Amplitude des durch den ersten
030048/0707
Leistungsschalter zum ersten Servomotor zugeführten Stromes über vorgegebene Grenzwerte hinausgeht.
24. Hubschraubersteuerung nach Anspruch 17, gekennzeichnet durch
- Einrichtungen zum Anzeigen des durch den zweiten Leistungsschalter zu dem zweiten Servomotor.zugeführten
Stromes zur Feststellung, wann die Amplitude des zugeführten Stromes über vorgegebene
Grenzwerte hinausgeht, und .
- Einrichtungen zum Öffnen des zweiten Bremsschalters für ein Abschalten der zweiten Bremswicklungen,
wenn die Amplitude des durch den zweiten Leistungsschalter des zweiten Servomotors zugeführten Stromes über vorgegebene Grenzwerte
hinausgeht.
25. Hubschraubersteuerung nach Anspruch 17, gekennzeichnet
durch
- einen dritten Luftgeschwindigkeitssensor,
- Einrichtungen zum Vergleichen der Ausgabe des
ersten Luftgeschwindigkeitssensors mit den Ausga-: ben der zweiten und dritten Luftgeschwindigkeitssensoren,
und
030048/0707
- Einrichtungen zum Öffnen des ersten Bremsschalters
zum Abschalten der ersten Bremswicklungen, wenn die Ausgabe des ersten Luftgeschwindigkeitssensors
von den Ausgaben der zweiten und dritten Luftgeschwindigkeitssensoren abweicht.
26. Hubschraubersteuerung nach Anspruch 17, gekennzeichnet durch
- einen dritten Luftgeschwindigkeitssensor,
- Einrichtungen zum Vergleichen der Ausgabe des zweiten Luftgeschwindigkeitssensors mit den Ausgaben
der ersten und dritten Luftgeschwindigkeitssensoren, und
- Einrichtungen zum Öffnen des zweiten Bremsschalters für ein Abschalten der zweiten Bremswicklungen,
wenn die Ausgabe des zweiten Luftgeschwindigkeitssensors von den Ausgaben der ersten und
dritten Luftgeschwindigkeitssensoren abweicht.
27. Verfahren zur Optimierung der Flugeigenschaften eines Hubschraubers durch Einstellung eines Leitwerkes,
dadurch gekennzeichnet,
- die longitudinalen Blattverstellbefehle, die gemeinsamen
Blattverstellbefehle und die Luftge-
030048/0707
schwindigkeit zur Bildung von Sensorausgängssignalen
gemessen werden,
- daß ein Steuersignal in Abhängigkeit von einer vorgegebenen Kombination dieser Signale gebildet
wird, und"
- daß die Lage des Stabilisators in Abhängigkeit von der Steuerfunktion verändert wird.
28. Verfahren nach Anspruch 27, dadurch gekennzeichnet, daß das Leitwerk bei Luftgeschwindigkeiten
festgelegt wird, die unter einem vorgegebenen Schwellenwert liegen.
29. Verfahren nach Anspruch 27, dadurch gekennzeichnet,
daß Veränderungen des Anstellwinkels des Leit-
. werks unterhalb von Luftgeschwindigkeiten verhindert
werden, die unter einem.vorgegebenen Schwellenwert liegen.
30. Verfahren nach Anspruch 27, dadurch gekennzeichnet, daß das Leitwerk in einer Stellung verriegelt
wird, wenn einer von einer vorgegebenen Gruppe von Parametern falsch ist, die zur Erzeugung und.Verwendung der Steuerfunktion dienen.
030048/0707
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US06/039,943 US4304375A (en) | 1979-05-17 | 1979-05-17 | Electrically controlled elevator |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3018200A1 true DE3018200A1 (de) | 1980-11-27 |
DE3018200C2 DE3018200C2 (de) | 1992-04-30 |
Family
ID=21908206
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19803018200 Granted DE3018200A1 (de) | 1979-05-17 | 1980-05-13 | Steuerung fuer ein hubschrauber-hoehenruder |
Country Status (12)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4304375A (de) |
JP (1) | JPS568799A (de) |
AU (1) | AU536643B2 (de) |
BR (1) | BR8003067A (de) |
CA (1) | CA1132683A (de) |
DE (1) | DE3018200A1 (de) |
ES (1) | ES491516A0 (de) |
FR (1) | FR2456663A1 (de) |
GB (1) | GB2050980B (de) |
IL (1) | IL60081A (de) |
IT (1) | IT1147048B (de) |
MX (1) | MX6588E (de) |
Families Citing this family (37)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4371936A (en) * | 1981-03-30 | 1983-02-01 | United Technologies Corporation | Attitude trimmed airspeed/attitude controls |
US4385356A (en) * | 1981-03-30 | 1983-05-24 | United Technologies Corporation | Non-saturating airspeed/attitude controls |
US4371937A (en) * | 1981-03-30 | 1983-02-01 | United Technologies Corporation | Retaining airspeed hold engagement in low speed maneuver |
US4371938A (en) * | 1981-03-30 | 1983-02-01 | United Technologies Corporation | Automatic airspeed engage/disengage |
US4594537A (en) * | 1983-12-27 | 1986-06-10 | United Technologies Corporation | Redundant control system for X-wing valve actuators |
DE3416969A1 (de) * | 1984-05-08 | 1985-11-14 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn | Verfahren und vorrichtung zur steuerkraftstabilisierung bei einem drehfluegelflugzeug |
DE3431597A1 (de) * | 1984-08-28 | 1986-03-13 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn | Vorrichtung zur verbesserung der laengssteuerstabilitaet von luftfahrzeugen |
FR2604001B1 (fr) * | 1986-09-15 | 1988-12-09 | Aerospatiale | Systeme de commande de vol electrique avec protection en incidence pour aeronef |
US4826110A (en) * | 1987-06-22 | 1989-05-02 | The Boeing Company | Oscillatory failure monitor |
US4858491A (en) * | 1988-01-21 | 1989-08-22 | Plessey Incorporated | Fail-free actuator assembly |
JPH0226301A (ja) * | 1988-07-12 | 1990-01-29 | Teijin Seiki Co Ltd | サーボ制御装置 |
US5058824A (en) * | 1989-12-21 | 1991-10-22 | United Technologies Corporation | Servo control system for a co-axial rotary winged aircraft |
FR2661149B1 (fr) * | 1990-04-24 | 1992-08-14 | Aerospatiale | Systeme pour le pilotage d'un avion en tangage. |
JP2902071B2 (ja) * | 1990-08-02 | 1999-06-07 | 三菱重工業株式会社 | ヘリコプタロータ防振装置 |
CA2059802C (en) * | 1991-02-01 | 1997-12-02 | Dennis W. Waggamon | Wiring error detector for door operator |
FR2771706B1 (fr) * | 1997-12-01 | 2000-01-28 | Eurocopter France | Dispositif de commande d'une surface aerodynamique d'equilibrage en tangage d'un helicoptere |
US6097165A (en) * | 1998-08-03 | 2000-08-01 | Ace-Tronics | Method and apparatus for handling brake failure in variable frequency drive motors |
FR2830630B1 (fr) * | 2001-10-05 | 2004-07-30 | Eurocopter France | Dispositif de pilotage automatique d'un helicoptere et systeme de pilotage automatique comportant un tel dispositif |
FR2832685A1 (fr) * | 2001-11-23 | 2003-05-30 | Conception & Dev Michelin Sa | Direction electrique pour vehicule, a redondance triple |
US6885917B2 (en) * | 2002-11-07 | 2005-04-26 | The Boeing Company | Enhanced flight control systems and methods for a jet powered tri-mode aircraft |
JP2005054843A (ja) * | 2003-08-01 | 2005-03-03 | Fanuc Ltd | ブレーキ装置 |
US7021587B1 (en) | 2004-01-07 | 2006-04-04 | Trutrak Flight Systems, Inc | Dual channel fail-safe system and method for adjusting aircraft trim |
US7762501B2 (en) * | 2005-08-31 | 2010-07-27 | Bell Helicopter Textron Inc. | Method and apparatus for improving main rotor yoke fatigue life |
DE102007012425A1 (de) * | 2007-03-15 | 2008-09-18 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren und Einrichtung zur Höhenflossentrimmung bei einem Flugzeug |
FR2916420B1 (fr) * | 2007-05-22 | 2009-08-28 | Eurocopter France | Helicoptere hybride rapide a grande distance franchissable avec controle de l'assiette longitudinale. |
FR2959205B1 (fr) * | 2010-04-27 | 2012-04-13 | Eurocopter France | Procede de commande et de regulation de l'angle de braquage d'un empennage d'helicoptere hybride |
FR3005300B1 (fr) | 2013-05-03 | 2016-10-21 | Eurocopter France | Systeme et procede de commande d'un moyen de stabilisation en tangage d'un aeronef |
NL2011184C2 (en) * | 2013-07-17 | 2015-01-21 | Univ Delft Tech | Helicopter. |
US20170267338A1 (en) | 2014-10-01 | 2017-09-21 | Sikorsky Aircraft Corporation | Acoustic signature variation of aircraft utilizing a clutch |
EP3201077B1 (de) | 2014-10-01 | 2020-05-20 | Sikorsky Aircraft Corporation | Doppelrotor, drehflügelflugzeug |
EP3224135B1 (de) | 2014-11-25 | 2020-04-01 | Sikorsky Aircraft Corporation | Flugsteuerungssystem für ein drehflügelflugzeug |
DE102015203411A1 (de) * | 2015-02-26 | 2016-09-01 | Zf Friedrichshafen Ag | Aktuator für Luftfahrtanwendungen |
FR3035979B1 (fr) | 2015-05-05 | 2018-08-17 | Airbus Helicopters | Loi de commande avancee pour empennage braquable |
US10691140B2 (en) | 2017-03-01 | 2020-06-23 | Textron Innovations, Inc. | Rotorcraft control mode transition smoothing |
US11067981B2 (en) | 2017-03-01 | 2021-07-20 | Textron Innovations, Inc. | Aircraft control mode transition smoothing |
JP6779183B2 (ja) * | 2017-07-18 | 2020-11-04 | 川崎重工業株式会社 | 電気機械式アクチュエータを備える航空機操舵システム |
EP3613671B1 (de) * | 2018-08-22 | 2021-05-05 | Bell Helicopter Textron Inc. | Glättung einer drehflüglersteuerungsübergang |
Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4103848A (en) * | 1977-03-08 | 1978-08-01 | United Technologies Corporation | Variable incidence helicopter stabilator and fail safe actuator |
Family Cites Families (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3584814A (en) * | 1967-07-18 | 1971-06-15 | Bell Aerospace Corp | Stability and control augmentation system |
US4032083A (en) * | 1976-04-12 | 1977-06-28 | United Technologies Corporation | Automatic gain control for stability augmentation systems |
US4095763A (en) * | 1977-02-25 | 1978-06-20 | Textron, Inc. | Fail safe augmentation system |
-
1979
- 1979-05-17 US US06/039,943 patent/US4304375A/en not_active Expired - Lifetime
-
1980
- 1980-05-12 GB GB8015631A patent/GB2050980B/en not_active Expired
- 1980-05-13 CA CA351,839A patent/CA1132683A/en not_active Expired
- 1980-05-13 DE DE19803018200 patent/DE3018200A1/de active Granted
- 1980-05-14 AU AU58398/80A patent/AU536643B2/en not_active Ceased
- 1980-05-14 ES ES491516A patent/ES491516A0/es active Granted
- 1980-05-15 IT IT48697/80A patent/IT1147048B/it active
- 1980-05-15 IL IL60081A patent/IL60081A/xx unknown
- 1980-05-16 BR BR8003067A patent/BR8003067A/pt unknown
- 1980-05-16 MX MX808820U patent/MX6588E/es unknown
- 1980-05-17 JP JP6469680A patent/JPS568799A/ja active Granted
- 1980-05-19 FR FR8011095A patent/FR2456663A1/fr active Granted
Patent Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4103848A (en) * | 1977-03-08 | 1978-08-01 | United Technologies Corporation | Variable incidence helicopter stabilator and fail safe actuator |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
GB2050980B (en) | 1983-03-02 |
IL60081A (en) | 1983-12-30 |
GB2050980A (en) | 1981-01-14 |
ES8104102A1 (es) | 1981-03-16 |
AU5839880A (en) | 1980-11-20 |
FR2456663A1 (fr) | 1980-12-12 |
JPH037560B2 (de) | 1991-02-01 |
DE3018200C2 (de) | 1992-04-30 |
IT1147048B (it) | 1986-11-19 |
IT8048697A0 (it) | 1980-05-15 |
AU536643B2 (en) | 1984-05-17 |
CA1132683A (en) | 1982-09-28 |
MX6588E (es) | 1985-07-26 |
FR2456663B1 (de) | 1984-02-10 |
US4304375A (en) | 1981-12-08 |
JPS568799A (en) | 1981-01-29 |
BR8003067A (pt) | 1980-12-23 |
ES491516A0 (es) | 1981-03-16 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE3018200A1 (de) | Steuerung fuer ein hubschrauber-hoehenruder | |
DE69206805T2 (de) | Selbstanpassende begrenzungsvorrichtung für die eingangsignale eines steuerungssystems | |
DE3416369C2 (de) | Vorrichtung zur Regelung der Geschwindigkeit eines Fahrzeugs | |
DE2807902C2 (de) | Steuereinrichtung mit aktiver Kraft rückführung | |
DE69306721T2 (de) | Handsteuerungsystem | |
DE2310045C2 (de) | Flugsteuereinrichtung | |
DE69204070T2 (de) | Hubschraubermotorsteuerung mit von der zyklischen blattwinkeländerung in querrichtung abhängigem vorhersagewert. | |
DE3729963A1 (de) | Antiblockierbremsregelsystem mit fahrgeschwindigkeitsabhaengigem schlupfgrenzwert | |
DE3884745T2 (de) | Vorrichtung zur steuerung der geschwindigkeit eines servomotors. | |
DE69534317T2 (de) | Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit für Autopilot/Flugbahnregler | |
DE102009038155B4 (de) | Servomotorsteuergerät | |
DE69206269T2 (de) | Hubschraubermotorsteuerung mit Vorhersage in Abhangigkeit der Giereingabe. | |
CH677393A5 (de) | ||
EP0160834B1 (de) | Vorrichtung zur Steuerkraftstabilisierung bei einem Drehflügelflugzeug | |
WO2002060741A1 (de) | Lenksystem für nicht spurgebundene fahrzeuge | |
DE3200839C1 (de) | Vorrichtung zum Trimmen von Flugzeugen | |
DE69205173T2 (de) | Giersteuerung bei hohen Geschwindigkeiten für Drehflügelflugzeug. | |
DE2005534A1 (de) | Proportional wirkende Trimmeinrichtung, insbesondere für Luftfahrzeuge | |
DE3700410C2 (de) | ||
DE19954807A1 (de) | Verfahren und Vorrichtung zur Steuerung eines Fahrzeugs | |
DE69811422T2 (de) | Elektronisches Flugzeugleistungskontrollhebelsystem | |
DE69502080T2 (de) | Giersteuerung mit Kraftgradientenrückführung für Hubschrauber | |
DE69510757T2 (de) | Zyklisches Steuerungssystem mit Kraftgradientenrückführung für Hubschrauber | |
DE69817615T2 (de) | VORRICHTUNG UND VERFAHREN ZUR STEUERUNG DER LENKUNGSKRAFT EINES MECHANISCHEN STEUERUNGSSYSTEMS fÜR EIN FLUGZEUG | |
EP4059813B1 (de) | Regelungseinrichtung und verfahren zur lenkwinkelregelung eines fahrzeugs |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
8110 | Request for examination paragraph 44 | ||
D2 | Grant after examination | ||
8364 | No opposition during term of opposition | ||
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |