DE3428224A1

DE3428224A1 - Vorrichtung zur regelung der kraftstoffzufuhr bei drehfluegelflugzeugen

Info

Publication number: DE3428224A1
Application number: DE19843428224
Authority: DE
Inventors: Dean Earl Trumbull Conn. Cooper; James John North Haven Conn. Howlett
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: Raytheon Technologies Corp
Priority date: 1983-08-01
Filing date: 1984-07-31
Publication date: 1985-02-14
Anticipated expiration: 2004-08-01
Also published as: IL72461A; CA1246717A; IT8422117A0; GB2144244A; IT1174616B; DE3428224C2; JPS6038297A; JPH0733159B2; FR2550161A1; FR2550161B1; GB8417638D0; GB2144244B

Description

Vorrichtung zur Regelung der Kraftstoffzufuhr bei Drehflügelflugzeugen

Die Erfindung bezieht sich auf die Steuerung von Flugzeugen und betrifft insbesondere die Steuerung des Triebwerkes aufgrund des Flugzustandes der Zelle des Flugzeugs, um die Manövrierbarkeit des Flugzeugs zu verbessern.

Im nachstehenden wird hauptsächlich die Steuerung von Hubschraubern beschrieben. Die hier offenbarte Lehre gilt jedoch ganz allgemein für Drehflügelflugzeuge.

Bei modernen Hubschraubern verringert der Trend zu Hauptrotorsystemen mit herabgesetzter Trägheit (Drehmoment) die Menge der gespeicherten Energie im Rotorsystem. Dieser Trend macht die Rotoren gegen große, vorübergehende Geschwindigkeitsänderungen während einiger Flugmanöver empfindlich. Derartige Gescbwindlgkeitsänderungen des Hauptrotorsystems in Verbindung mit anderen Flugeigenschaften der Hubschrauber ändern die Hubkraft und Steuerfähigkeit des Rotors und werfen die Lagetrimmung des Flugzeugs um und verursachen eine unerwünschte Rücktrifft, wenn es darum geht_>an Höhe oder Geschwindigkeit zu gewinnen. Eine unerwünschte Störung der Lagetrimmung führt entweder zu einer Erhöhung der Arbeitsbelastung des Piloten (häufig in kritischen Zeitpunkten) oder zu einer Sättigung des Systems zur Erhöhung der Flugzeugstabilität oder zu beidem. Es ist daher bekannt, eine Vorrichtung für die Zumessung von Kraftstoff vorzusehen, um die Rotorgeschwindigkeit bei einer Bezugsgeschwindigkeit steuern zu können. Eine derartige Vorrichtung ist in der US-Patentanmeldung 369 301 der Anmelderin vom 16.04.1982 beschrieben. Zu bestimmten Zeitpunkten kann jedoch eine genaue Regelung der Rotorgeschwindigkeit nachteilig sein.

Eine koordiniert geflogene Kurve ist !gleichwertig mit einem Hochziehen im Sinne der Belastungen, die auf den

Hubschrauber, insbesondere auf den Hauptrotor einwirken. Dies beruht auf der Kraft, die notwendigerweise auf den Hubschrauber durch die Rotoren ausgeübt wird, um die erforderliche Richtungsbeschleunigung gegen die Masse des Hubschraubers zu bewirken und bei einem Hochziehen die Erdbeschleunigung zu überwinden. Ein Querneigungswinkel von 60° der nicht ungewöhnlich ist, verdoppelt nominell die auf den Hauptrotor wirkende Last. Je nach den vorherrschenden Bedingungen könnte dies dazu führen, daß der Rotor bestrebt ist, zu beschleunigen. Da unter diesen Bedingungen das erforderliche Drehmoment abnimmt, ist leicht einzusehen, daß ein Unterbinden der Beschleunigung des Rotors und eine Anforderung von mehr Drehmoment einem derartigen Sachverhalt entgegenwirken. Die zur Verfügung stehende Hub- oder Schubkraft des Rotors und damit das Lastvielfache könnten erhöht werden, wenn die Rotorgeschwindigkeit zunehmen könnte.

Man beachte das folgende. Ein Hubschrauber fliegt mit Reisegeschwindigkeit, beispielsweise mit mindestens 60 Knoten, und der Pilot beginnt eine koordiniert geflogene Kurve. In einem Fall wird aufgrund einer Kombination von Steuereingängen eine Flugbahn gewählt, die eine Vorwärtsgeschwindigkeit ( und/oder Höhe) ergibt, die nachlassen (bleed off) kann. Unter diesen Bedingungen, die aufgrund des Energieaustausch-Vorganges vorübergehend sind, wird das vom Rotor benötigte Drehmoment herabgesetzt, während der Rotor die Neigung hat, zu beschleunigen (die kinetische und/oder potentielle Energie der Zelle des Flugzeugs wird vom Rotor aufgebraucht). Die vorhandene Vorrichtung für die Zumessung von Kraftstoff unterdrückt diese Neigung, indem vom Drehmoment der Antriebsmaschine Abstand genommen wird, um das Gleichgewicht des Drehmoments zwischen dem vom Hauptrotor benötigten Drehmoment und dem der Antriebsmaschine zugeführten Drehmoment aufrecht zu erhalten, um die Bezugsgeschwindigkeit des Rotors beizubehalten, was nicht wünschtenswert ist. Bei einem derartigen Sachverhalt wäre es wünschenswert, wie dies oben festgestellt wor-

den ist, die Beschleunigung des Rotors zu einer neuen Bezugsgröße zu machen, um hierdurch den Hubschrauber mit einem Potential für eine größere Hub- oder Schubkraft zu versehen, angefangen von der erhöhten Rotorgeschwindigkeit und damit der Fähigkeit, höhere Werte für das Lastvielfache zu erzielen. Im anderen Fall möchte der Pilot die Vorwärtsgeschwindigkeit (und Höhe) in einer stetigen Kurve beibehalten. Unter diesen Bedingungen, bei welchen die ferhöhte Hub- oder Schubkraft (die zur Aufrechterhaltung des Lastvielfachen in der Kurve erforderlich ist) ein höheres, vom Motor benötigtes Drehmoment ergibt, muß die Antriebsmaschine die Energie bereitstellen, um die Regelung der Rotorgeschwindigkeit aufrecht zu erhalten. Unter diesen Umständen könnte der Pilot durch ein Erhöhen des Steuereingangs eine erhöhte Hub- oder Schubkraft (und Lastvielfaches) bis zur Leistungsgrenze der Antriebsmaschine herausholen. In einer den Wünschen gerechter werdenden Weise würde die Leistung der vorhandenen Antriebsmaschine besser genutzt werden, wenn die Rotorgeschwindigkeit auf einem höheren Wert zu einer neuen Bezugsgröße gemacht wird, um eine höhere kritische Geschwindigkeit und höhere Steuergrenzen beim Rotor zu erreichen. Diese beiden spezifischen Bedingungen werden zur Erläuterung verwendet, es gibt jedoch andere Fälle bei Flugmanövern, die aus der geeigneten Einstellung der Bezugsgeschwindigkeit des Rotors einen VortBil ziehen können. Allen derartigen Manövern ist die Längsneigung der ZeIIe_x des Flugzeugs gemeinsam. Die Längsneigung wird notwendigerweise als Teil zur Durchführung des Manövers erzeugt.

Es ist daher Ziel und Zweck der Erfindung, die Nachteile der Regelung der Rotorgeschwindigkeit zu beseitigen, indem der Rotor die Möglichkeit erhält, bei einem Manöver mit positiver Last zu beschleunigen, wodurch die verfügbare Hub- oder Schubkraft vergrößert wird und damit das Lastvielfache des Flugzeugs bei Reisegeschwindigkeiten potentiell gesteigert werden kann. Es ist ferner Ziel und Zweck der Erfindung, ohne zusätzliche Sensoren und mit einem Minimum an zusätzlichen

Schaltkreisen auszukommen, wo ein automatisches Flugsteuersystem vorhanden ist.

Gemäß der Erfindung wird die Rotorgeschwindigkeit, die bei einer Freistrahlturbine der Geschwindigkeit der frei angestrahlten Turbine direkt proportional ist, abgetastet und mit Hilfe einer Vorrichtung für die Zumessung von Kraftstoff auf einer Bezugsgeschwindigkeit gehalten. Die Bezugsgeschwindigkeit wird als eine Funktion der Längsneigung vorgespannt, die einem Manöver mit positiver Last entspricht, um die Rotorgeschwindigkeit in einer geregelten Weise zu erhöhet] und damit die zur Verfügung stehende Hub- oder Schubkraft zu steigern, und die Last des Flugzeugs zu verbessern.

Die Erfindung kann in einer Vielfalt von analogen oder digitalen Steuerungen oder rechnergesteuerten Einrichtungen, in einer geradlinigen Weise oder mit zusätzlich eingebauten Merkmalen in die Praxis umgesetzt werden, um eine weiterentwickelte Steuerung zu erzielen. Die Erfindung kann leicht verwirklicht werden, indem Vorrichtungen und Techniken verwendet werden, die dem Fachmann anhand der hier gegebenen Ausführungen keinerlei Schwierigkeiten bereiten.

Weitere Ziele, Merkmale und Vorteile der Erfindung gehen aus der nachfolgenden Beschreibung von Ausführungsbeispielen hervor, die in der Zeichnung dargestellt sind.

Die einzige Fig. der Zeichnung zeigt ein vereinfachtes, scbematisches Blockdiagramm einer Vorrichtung für die Zumessung von Kraftstoff gemäß der Erfindung für einen Hubschrauber.

In der einzigen Figur ist eine Vorrichtung für die Zumessung von Kraftstoff für einen Hubschrauber gezeigt. Ein Hauptrotor 10 ist über eine Welle 12 mit einem Getriebekasten 13 verbunden. Der Getriebekasten 13 wird von einer Antriebswelle 14 über eine Freilaufkupplung 16 angetrieben. Die Frei-

laufkupplung 16 steht in eingerücktem Zustand mit einer Abtriebswelle 18 einer Antriebsmaschine 20 in Verbindung. Die Freilaufkupplung 16 ist jedoch während der Eigendrehung ausgerückt. Der Getriebekasten 15 treibt auch einen Schwanzrotor 22 über eine Verbindungswelle 24 an, so daß sich der Hauptrotor 10 und der Schwanzrotor 22 immer mit Geschwindigkeiten drehen, die eine feste Beziehung zueinander haben. Der Schwanzrotor 22 dreht sich beispielsweise 5 malschneller als der Hauptrotor.

Die Antriebsmaschine 20 weist eine Freistrahlturbine auf, bei welcher die Abtriebswelle 18 von einer frei angestrahlten Turbine 26 angetrieben wird. Die Turbine 26 wird ihrerseits von Gasen aus einem Gasgenerator angetrieben. Der Gasgenerator weist einen Turboverdichter mit einem Verdichter 28 auf, der über eine Welle 30 mit einer den Verdichter antreibenden Turbine 32 verbunden ist. Der Gasgenerator weist ferner eine Brennstufe 34 auf, welcher durch Kraftstoffleitungen 36 Kraftstoff von einer Kraftstoffpumpe 38 über ein Dosierventil 40 zugeführt wird.

Die Vorrichtung für die Zumessung des Kraftstoffes liefert die richtige Kraftstoffmenge in die Kraftstoffleitungen 36, um eine gewünschte Rotorgeschwindigkeit aufrecht zu erhalten. Im Rahmen dieser Erörterung wird die Eigendrehung bzw. Autorotation vernachlässigt, während die Geschwindigkeit der frei angestrahlten Turbine 26 ein Maß für die Rotorgeschwindigkeit ist. Ein Tachometer 42 mißt daher die Geschwindigkeit der frei angestrahlten Turbine 26 (beispielsweise bei der Abtriebswelle 18), um ein tatsächliches Signal für die Rotorgeschwindigkeit über eine Leitung 44 an eine Knotenstelle 46 abzugeben. Obgleich es nicht näher angegeben ist, kann das Signal für die Turbinengeschwindigkeit in der Leitung 44 gefiltert werden, bevor es der Knotenstelle 46 zugeführt wird, um Störungen zu beseitigen und annehmbare Stabilitätsgrenzen zu gewährleisten. Ein Bezugssignal 48 für die Rotor-

geschwindigkeit, das auf eine 100#ige Nenndrehzahl eingestellt ist, wird ebenfalls der Knotenstelle 46 zugeführt. Der Ausgang der Knotenstelle 46 ist ein über eine Leitung 52 abgegebenes, auf die Rotorgeschwindigkeit bezogenes Fehlersignal, das normalerweise Null ist oder, in anderen Worten ausgedrückt, den Unterschied zwischen dem Signal der tatsächlichen Geschwindigkeit und dem Signal der Bezugsgeschwindigkeit darstellt. Ein Turbinenregler 54 spricht auf das Fehlersignal der Rotorgeschwindigkeit in der Leitung 52 und auf das Bezugssignal an. Der Turbinenregler 54 gibt in Verbindung mit einem Gasgenerator-Regler 58 ein Steuersignal für den Kraftstoff an das Dosierventil 40 ab, so daß die richtige Kraftstoffmenge von der Kraftstoffpumpe 38 zu den Kraftstoffleitungen 36 gefördert wird, um die Rotorgeschwindigkeit auf der Bezugsgeschwindigkeit zu halten. Dies schafft eine Servoschleife, die mehrfach in einfacher Weise verwirklicht werden kann. Das Bezugssignal für die Rotorgeschwindigkeit kann an der Knotenstelle 46 durch Piepton-Steuerbefehle aus einer Leitung 5° vorgespannt werden. Die Piepton-Steuerbefehle kommen von einer nicht dargestellten Einrichtung, die der Geschwindigkeit entsprechende Tonsignale abgibt. Das Bezugssignal für die Rotorgeschwindigkeit kann an der Knotenstelle auch durch ein aus einer Leitung ?0 kommendes, vorgespanntes Bezugssignal der Rotorgeschwindigkeit vorgespannt werden. Wenn das Bezugssignal 48 der Rotorgeschwindigkeit vorgespannt wird (hinauf), wird das Fehlersignal der Rotorgeschwindigkeit aus Null herausgesteuert (vorgespannt), worauf die Vorrichtung für die Zumessung von Kraftstoff dafür sorgt, daß die Antriebsmaschine bzw. der Rotor auf einer höheren Bezugsgeschwindigkeit gehalten werden.

Unter Bezugnahme auf den erfindungsgemäßen Abschnitt , der den Lastfaktor bzw. das Lastvielfache erhöht, wird die Längsneigung des Flugzeugs durch einen entsprechenden Kreisel 72 festgestellt, der das Signal für die Längsneigung abgibt, das durch einen signalformenden Schaltkreis 74 geformt wird. Der signalformende Schaltkreis 74 kann in ein bestehendes, auto-

matisches Flugsteuersystem 76 (AFOS) eingebaut sein und das Signal für die Längsneigung einbeziehen, verstärken, verzögern, begrenzen usw., um die Zunahme der Rotorgeschwindigkeit den Lastanforderungen eines bestimmten Flugzeugs anzupassen. Es gibt auch eine Rotorgeschwindigkeit, bei deren Überschreitung eine Beschädigung des Rotors auftreten kann. Der signalformende Schaltkreis kann in einen bestehenden Schaltkreis eingebaut sein, wie dies in der US-Patentschrift 4 127 245 beschrieben ist, auf die hier Bezug genommen wird (in dieser US-PS entspricht das in der Leitung 32 vom Verstärker 34 kommende Signal dem hier beschriebenen, geformten Signal für die Längsneigung). Ein Schalter 78 spricht auf ein Signal für die Fluggeschwindigkeit an, das von einer Einrichtung 80 zur Messung der Fluggeschwindigkeit abgegeben wird. Wenn der Schalter 78 in Abhängigkeit von einem Signal für die Fluggeschwindigkeit geschlossen ist, das der Reisegeschwindigkeit entspricht, gibt der Schalter 78 das geformte Signal für die Längsneigung an die Leitung 70 als vorgespanntes Bezugssignal für die Rotorgeschwindigkeit ab, das auf die Beschleunigung des Rotors eingeht, wie dies im vorstehenden beschrieben worden ist. Der signalformende Schaltkreis 74 kann auch auf das Signal für die Fluggeschwindigkeit ansprechen, beispielsweise um die Gesamtempfindlichkeit (Verstärkung) zu beeinflußen. In ähnlicher Weise können andere Parameter des Flugzeugs abgetastet werden, um die Reaktion auf die vorliegende Situation genauer zuschneiden zu können.

In einer Schiebekurve, auch wenn der Inklinationswinkel in der Trägheitsachse verharrt, wird eine Längsneigung in die Flugkörperachse induziert (beispielsweise bei einem an einem Hubschrauber befestigten Kreisel zur Bestimmung der Längsneigung). Die induzierte Längsneigung.ist proportional zum Gieldrungswinkel und zum Sinus des Querneigungswinkels. Ein Manöver bei positiver Längsneigung (Flugkörperachse) fordert dem Hauptrotor eine hohe Last proportional zur festgestellten Längsneigung ab, um dem Lastvielfachen standzuhalten.

Das Signal für die Längsneigung wird daher als Indikator für das Lastvielfaohe verwendet, um auf die Beschleunigung des Rotors einzugehen und das Potential für die erhöhte Hub- ader Schubkraft des Rotors zu schaffen. Bei Manövern mit positiver Last nimmt die Rotorgeschwindigkeit zu, um die Hub- oder Schubkraft und damit das Lastvielfache zu erhöhen, das entwickelt werden kann. In einem Fall, d.h. bei einer Kurve ohne Rücksicht auf die Vorwärtsgeschwindigkeit und den Höhenverlust, ergänzt das Vorspannen des Bezugssignals der Rotorgeschwindigkeit die natürliche Neigung des Rotors zur Beschleunigung. In einem anderen lall, bei welchem die Vorwärtsgeschwindigkeit und die Höhe während der Kurve beibehalten werden, sorgt ein Eingehen auf die Beschleunigung des Rotors für eine potentiell größere Hub- bzw. Schubkraft des Rotors während die kritische Geschwindigkeit und die Steuergrenzen eingehalten werden. Längsneigungen, die bei Manövern mit negativer Last auftreten, werden nicht verwendet, um die Bezugsgeschwindigkeit des Rotors herabzusetzen, da dies vom Gesichtspunkt der Steuerung unerwünscht wäre und unter anderem komplizierte Nebenwirkungen hätte.

Es sei feststellt, daß das Lastvielfache beispielsweise direkt durch einen Beschleunigungsmesser 73 in der vertikalen Flugzeugachse erfaßt werden könnte, um ein Signal zu erzeugen, das geformt wird, um das Bezugssignal für die Rotorgeschwindigkeit entweder allein oder in Verbindung mit dem Signal für die Längsneigung vorzuspannen.

Obgleich die Erfindung aus Gründen der Klarheit in Verbindung mit einer analogen Datenverarbeitung beschrieben worden ist, können die erforderlichen Schritte zur Signalverarbeitung vorzugsweise auch in einem digitalen Rechner vorgenommen werden, wenn ein digitaler Rechner zur Verfügung steht. Bei einer digitalen Kraftstoffregelung können die erfindungsgemäßen Punktionen zur Signalverarbeitung durch verhältnismäßig einfache Programmierschritte vorgenommen werden, die zu der hier be-

schriebenen Signalverarbeitung offensichtlich analog sind. Es kann auch eine einfache, hydromechanische Regeleinrichtung verwendet werden, welche die dem Gasgenerator zugeführte Kraftstoffmenge regelt und in der Lage ist, ein für den Gasgenerator erforderliches Geschwindigkeitssignal vom Turbinenregler 54 aufzunehmen. Diese hydromechanische Regeleinrichtung kann bei einem Hubschrauber mit einem digitalen, automatischen Flugsteuersystern eingesetzt werden, bei welchem die Verarbeitung der Geschwindigkeitssignale der Antriebsmaschine unter Anwendung der Erfindung durch einfache Programmierschritte vorgenommen werden kann, die im Rechner für die automatische Plugsteuerung durchgeführt werden. Aber dies gehört nicht zum Konzept dar Erfindung. Es reicht aus, wenn die Erfindung in einer Weise in die Praxis umgesetzt wird, bei welcher das Bezugssignal für die Rotorgeschwindigkeit als Punktion der Längsneigung de,s Flugzeugs vorgespannt wird. Die Längsneigung kann durch einen an Bord befindlichen Kreisel bestimmt werden.

Obgleich die Erfindung anhand von Ausführungsbeispielen beschrieben worden ist, dürfte es für den Fachmann klar sein, daß mannigfache Änderungen, Weglassungen und Hinzufügungen vorgenommen werden können, ohne vom Geist und Umfang der Erfindung abzuweichen.

- Leerseite -

Claims

CHpl.-Chem. Dr. Steven ANtJ Dipl.Ws. Dieter FLACH

Dipl.-lng. Dietmar HAUG Dipl.-Chem. Dr. Richard KNEISSL

^SKSSfS so 31, Juli

Anm.: United Technologies Corporation AZ: 223 Zi/Ul Hartford, Ct., V. St. A.

Vorrichtung zur Regelung der Kraftstoffzufuhr bei Drehflügelflugzeugen

Patentansprüche

Vorrichtung zur Regelung der Kraftstoffzufuhr bei Drehflügelflugzeugen für die Steuerung der Geschwindigkeit des Rotors, der von einer Antriebsmaschine angetrieben wird mit einer Tachometereinrichtung, welche ein Signal für die tatsächliche Geschwindigkeit abgibt, das der tatsächlichen Rotorgeschwindigkeit entspricht; einer Ventileinrichtung für den Kraftstoff, die auf ein Steuersignal für die Zumessung von Kraftstoff zur Antriebsmaschine anspricht, um die Geschwindigkeit des Rotors zu steuern; und einer signalverarbeitenden Einrichtung, welche auf

die Tachometereinrichtung anspricht und mit der Ventileinrichtung für den Kraftstoff verbunden ist, zur Abgabe eines Bezugssignals für die Rotorgeschwindigkeit, das der gewünschten Rotorgeschwindigkeit entspricht, zur Abgabe eines Fehlersignals für die Rotorgeschwindigkeit als Differenz zwischen dem Signal der tatsächlichen Geschwindigkeit und dem Bezugssignal für die Rotorgeschwindigkeit, und zur Abgabe eines Steuersignals für den Kraftstoff an die Ventileinrichtung für den Kraftstoff in Abhängigkeit vom Fehlersignal der Rotorgeschwindigkeit, gekennzeichnet durch eine Einrichtung zur Abgabe eines Signals /für die Längsneigung, dös der Längsneigung des Drehflügelflugzeugs entspricht} und

den Anschluss der signalverarbeitenden Einrichtung, die auf die Einrichtung für die Längsneigung anspricht und eine Einrichtung zur Abgabe eines vorgespannten Bezugssignals aufweist, um das Bezugssignal der Rotorgeschwindigkeit als eine Funktion des Signals für die Längsneigung vorzuspannen, wodurch das Fehlersignal für die Rotorgeschwindigkeit vorgespannt und das Steuersignal für den Kraftstoff in Abhängigkeit von der Längsneigung erhöht wird, um das Potential des Lastvielfachen während eines Manövers mit positiver Last zu steigern.
2. Vorrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch eine die Fluggeschwindigkeit messende Einrichtung, welche ein der Fluggeschwindigkeit des Drehflügelflugzeugs entsprechendes Signal an die Einrichtung zur Verarbeitung der Signale abgibt, wobei das vorgespannte Bezugssignal für die Rotorgeschwindigkeit als eine Funktion des Signals für die Fluggeschwindigkeit und des Signals für die Längsneigung vorgesehen ist.
3. Vorrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch eine die Fluggeschwindigkeit messende Einrichtung, welche ein der Fluggeschwindigkeit des Drehflügelflugzeugs entsprechendes Signal an eine die Signale verarbeitende Einrichtung abgibt, wobei das vorgespannte Bezugssignal für die Rotorgeschwindigkeit nur vorgesehen ist, wenn das Signal für die Fluggeschwindigkeit mindestens einer Grenzfluggeschwindigkeit entspricht.
4. Vorrichtung zur Regelung der Kraftstoffzufuhr bei Drehflügelflugzeugen für die Steuerung der- Geschwindigkeit des Rotors, der von einer Antriebsmaschine angetrieben wird, mit

einer Tachometereinrichtung, welche ein Signal für die tatsächliche Geschwindigkeit abgibt, das der tatsächlichen Rotorgeschwindigkeit entspricht; einer Ventileinrichtung für den Kraftstoff, die auf ein Steuersignal für den Kraftstoff anspricht, um den Kraftstoff der Antriebsmaschine zuzumessen, und die Geschwindigkeit des Rotors zu steuern; und einer signalverarbeitenden Einrichtung, welche auf die Tachometereinrichtung anspricht und mit der Ventileinrichtung für den Kraftstoff verbunden ist, zur Abgabe eines Bezugssignals für die Rotorgeschwindigkeit, das einer gewünschten Rotorgeschwindigkeit entspricht, zur Abgabe eines Fehlersignals für die Rotorgeschwindigkeit als Differenz zwischen dem Signal für die tatsächliche Rotorgeschwindigkeit und dem Signal für die Bezugsgeschwindigkeit, und zur Abgabe eines Steuersignals für den Kraftstoff an die Ventileinrichtung für den Kraftstoff in Abhängigkeit vom Fehlersignal für die Rotorgeschwindigkeit, dadurch gekennzeichnet, daß eine Einrichtung zum Abtasten des Lastvielfachen vorgesehen ist, die ein Signal abgibt, das dem Lastvielfachen beim Drehflügelflugzeug entspricht; und

die Einrichtung zum Verarbeiten der Signale auf die Einrichtung zum Abtasten des Lastvielfachen anspricht und eine Einrichtung aufweist, welche ein vorgespanntes Bezugssignal für die Rotorgeschwindigkeit in Abhängigkeit vom Signal des Lastvielfachen abgibt, um das Bezugssignal für die Rotorgeschwindigkeit als eine Punktion des Signals für das Lastvielfache vorzuspannen, wodurch das Fehlersignal für die Rotorgeschwindigkeit vorgespannt und das Steuersignal für den Kraftstoff in Abhängigkeit vom Lastvielfachen erhöht wird, um das Potential des Lastvielfachen während eines Manövers mit positiver Last zu steigern.
5. Vorrichtung nach Anspruch 4, gekennzeichnet durch eine Einrichtung für die Längsneigung, welche ein der Längsneigung des Drehflügelflugzeugs entsprechendes Signal an die Einrichtung zur Verarbeitung der Signale abgibt, wobei das vorgespannte Bezugssignal für die Rotorgesctawindigkeit als eine Funktion des Signals der Längsneigung und des Signals des Lastvielfachen vorgesehen ist.