DE3428224C2 - Vorrichtung zur automatischen Regelung der Rotordrehzahl eines Hubschraubers - Google Patents
Vorrichtung zur automatischen Regelung der Rotordrehzahl eines HubschraubersInfo
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Description
Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zur automatischen
Regelung der Rotordrehzahl eines Hubschraubers, bei der über
einen Soll-Ist-Wert-Vergleich der Rotordrehzahl die Kraft
stoffzufuhr des den Rotor antreibenden Triebwerks geregelt
wird, mit
einer ersten Einrichtung zum Erzeugen eines die gewünschte Rotordrehzahl darstellenden Bezugssignals,
einer zweiten Einrichtung zur Abgabe eines die momentane Rotordrehzahl darstellenden Rotordrehzahlsignals,
einer dritten Einrichtung zur Verarbeitung der die gewünsch te und die momentane Rotordrehzahl darstellenden Signale und zur Abgabe eines eine eventuelle Differenz zwischen der gewünschten und der momentanen Rotordrehzahl darstellenden Fehlersignals, und
einer vierten Einrichtung, die auf das Fehlersignal an spricht und die Kraftstoffzufuhr zu dem Triebwerk in Ab hängigkeit von dem Fehlersignal regelt, um die momentane Rotordrehzahl auf die gewünschte Rotordrehzahl einzusteuern.
einer ersten Einrichtung zum Erzeugen eines die gewünschte Rotordrehzahl darstellenden Bezugssignals,
einer zweiten Einrichtung zur Abgabe eines die momentane Rotordrehzahl darstellenden Rotordrehzahlsignals,
einer dritten Einrichtung zur Verarbeitung der die gewünsch te und die momentane Rotordrehzahl darstellenden Signale und zur Abgabe eines eine eventuelle Differenz zwischen der gewünschten und der momentanen Rotordrehzahl darstellenden Fehlersignals, und
einer vierten Einrichtung, die auf das Fehlersignal an spricht und die Kraftstoffzufuhr zu dem Triebwerk in Ab hängigkeit von dem Fehlersignal regelt, um die momentane Rotordrehzahl auf die gewünschte Rotordrehzahl einzusteuern.
Bei modernen Hubschraubern verringert der Trend zu Haupt
rotorsystemen mit herabgesetzter Trägheit (Drehmoment) die
Menge der gespeicherten Energie im Rotorsystem. Dieser
Trend macht die Rotoren gegen große, vorübergehende
Drehzahländerungen während einiger Flugmanöver empfind
lich. Derartige Drehzahländerungen des Hauptrotor
systems in Verbindung mit anderen Flugeigenschaften der Hub
schrauber ändern die Hubkraft und Steuerfähigkeit des Rotors
und werfen die Lagetrimmung des Flugzeugs um und verursachen
eine unerwünschte Verzögerung beim Gewinnen von Höhe oder
Geschwindigkeit. Eine unerwünschte Störung der
Lagetrimmung führt entweder zu einer Erhöhung der Arbeits
belastung des Piloten (häufig in kritischen Zeitpunkten) oder
zu einer Sättigung des Systems zur Erhöhung der Flugzeug
stabilität oder zu beidem. Es ist daher aus der Praxis bekannt, eine Vor
richtung für die Zumessung von Kraftstoff vorzusehen, um
die Rotordrehzahl auf eine Bezugsdrehzahl
regeln zu können.
Zu bestimmten Zeitpunkten kann jedoch diese
Regelung der Rotordrehzahl nachteilig sein.
Eine koordiniert geflogene Kurve ist gleichwertig mit
einem Hochziehen im Sinne der Belastungen, die auf den
Hubschrauber, insbesondere auf die Hauptrotorblätter einwirken.
Dies beruht auf der Kraft, die notwendigerweise auf den Hub
schrauber durch die Rotorblätter ausgeübt wird, um die erforder
liche Richtungsbeschleunigung gegen die Masse des Hubschraubers
zu bewirken und bei einem Hochziehen die Erdbeschleunigung
zu überwinden. Ein Querneigungswinkel von 60°, der nicht un
gewöhnlich 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 ab
nimmt, ist leicht einzusehen, daß sich ein Unterbinden der Be
schleunigung des Rotors und eine Anforderung von mehr Dreh
moment einander entgegenwirken. Die zur
Verfügung stehende Hub- oder Schubkraft des Rotors und damit
das Lastvielfache könnten erhöht werden, wenn die Rotor
drehzahl zunehmen könnte.
Man beachte das folgende. Ein Hubschrauber fliegt mit Reise
geschwindigkeit, beispielsweise mit mindestens 60 Knoten,
und der Pilot beginnt eine koordiniert geflogene Kurve. In
einem Fall wird aufgrund einer Kombination von Steuereingän
gen eine Flugbahn gewählt, die dazu führt, daß die Vorwärtsgeschwindigkeit
(und/oder Höhe) abnimmt. Unter
diesen Bedingungen, die aufgrund des Energieaustausch-Vor
ganges vorübergehend sind, wird das vom Rotor benötigte Dreh
moment 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 Regelung der Kraftstoffzufuhr unter
drückt diese Neigung, indem das Drehmoment des Triebwerks
herabgesetzt wird, um das Gleichgewicht des Dreh
moments zwischen dem vom Hauptrotor benötigten Drehmoment und
dem vom Triebwerk bereitgestellten Drehmoment aufrecht zu
erhalten, um die Bezugsdrehzahl des Rotors beizubehal
ten, was nicht wünschenswert ist. Bei einem derartigen Sach
verhalt wäre es wünschenswert, wie dies oben festgestellt Wor
den ist, die Beschleunigung des Rotors zu einer neuen Be
zugsgröße zu machen, um hierdurch den Hubschrauber mit einem
Potential für eine größere Hub- oder Schubkraft
aus der erhöhten Rotordrehzahl und infolgedessen mit der
Fähigkeit zu versehen, 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 erhöhte Hub- oder Schubkraft
(die zur Aufrechterhaltung des Lastvielfachen in der Kurve
erforderlich ist) ein höheres, vom Rotor benötigtes Drehmoment
ergibt, muß das Triebwerk die Energie bereitstellen, um
die Regelung der Rotordrehzahl aufrecht zu erhalten.
Unter diesen Umständen könnte der Pilot durch ein Erhöhen des
Steuereingangs eine erhöhte Hub- oder Schubkraft (und Last
vielfaches) bis zur Leistungsgrenze des Triebwerks
herausholen. In einer den Wünschen gerechter werdenden Weise
würde die vorhandene Leistung des Triebwerks besser
genutzt werden, wenn die Rotordrehzahl 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 Bezugs
drehzahl des Rotors einen Vorteil ziehen können. Allen
derartigen Manövern ist die Längsneigungswinkelgeschwindigkeit der Zelle des Flug
zeugs gemeinsam. Die Längsneigungswinkelgeschwindigkeit wird notwendigerweise als
Teil zur Durchführung des Manövers erzeugt.
Es ist daher die Aufgabe der Erfindung, die Nachteile der
Regelung der Rotordrehzahl zu beseitigen, indem der
Rotor die Möglichkeit erhält, bei einem Manöver mit positivem
Lastvielfachen zu beschleunigen, wodurch die verfügbare Hub- der Schub
kraft vergrößert wird und damit potentiell höhere Lastvielfachenwerte des Flug
zeugs bei Reisegeschwindigkeiten erreicht werden.
Außerdem sollen keine zu
sätzlichen Sensoren benötigt werden und soll nur ein Minimum an zusätzlichen
Schaltkreisen nötig sein, wo ein automatisches Flugsteuer
system (AFCS) vorhanden ist.
Die Aufgabe der Erfindung wird mit den Merkmalen des kennzeichnenden Teils des Patentanspruchs 1 gelöst.
Gemäß der Erfindung wird die
Bezugsdrehzahl
als eine Funktion des Lastvielfachen erhöht,
das bei einem Manöver mit positivem Lastvielfachen auftritt, um die Rotor
drehzahl in einer geregelten Weise zu erhöhen und damit
die zur Verfügung stehende Hub- oder Schubkraft zu steigern,
und die Belastbarkeit 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 weiter
entwickelte Steuerung zu erzielen.
Weitere Merkmale und Vorteile der Erfindung gehen aus
der nachfolgenden Beschreibung von Ausführungsbeispielen her
vor, die in der Zeichnung dargestellt sind.
Die einzige Figur der Zeichnung zeigt ein vereinfachtes, sche
matisches Blockdiagramm einer Vorrichtung für die Kraftstoffregelung
für einen Hubschrauber.
In der einzigen Figur ist eine Vorrichtung für die Regelung
der Kraftstoffzufuhr für einen Hubschrauber gezeigt. Ein Haupt
rotor 10 ist über eine Welle 12 mit einem Getriebekasten 13
verbunden. Der Getriebekasten 13 wird von einer Antriebs
welle 14 über eine Freilaufkupplung 16 angetrieben. Die Frei
laufkupplung 16 steht in eingerücktem Zustand mit einer Ab
triebswelle 18 eines Triebwerks 20 in Verbindung. Die
Freilaufkupplung 16 ist jedoch während der Eigendrehung aus
gerückt. Der Getriebekasten 13 treibt auch einen Heckrotor
22 über eine Verbindungswelle 24 an, so daß sich der Haupt
rotor 10 und der Heckrotor 22 immer mit Drehzahlen
drehen, die eine feste Beziehung zueinander haben. Der Heck
rotor 22 dreht sich beispielsweise 5 mal schneller als der
Hauptrotor.
Das Triebwerk 20 weist eine Freistrahlturbine auf, bei
welcher die Abtriebswelle 18 von einer frei angestrahlten Tur
bine 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 Brenn
stufe 34 auf, welcher durch Kraftstoffleitungen 36 Kraft
stoff von einer Kraftstoffpumpe 38 über ein Dosierventil 40
zugeführt wird.
Die Vorrichtung für die Regelung der Kraftstoffzufuhr liefert
die richtige Kraftstoffmenge in die Kraftstoffleitungen 36,
um eine gewünschte Rotordrehzahl aufrecht zu erhalten.
Im Rahmen dieser Erörterung wird die Eigendrehung bzw. Auto
rotation vernachlässigt, während die Drehzahl der
frei angestrahlten Turbine 26 ein Maß für die Rotordrehzahl
ist. Ein Tachometer 42 mißt daher die Drehzahl
der frei angestrahlten Turbine 26 (beispielsweise bei
der Abtriebswelle 18), um ein tatsächliches Signal für die
Rotordrehzahl über eine Leitung 44 an eine Knoten
stelle 46 abzugeben. Obgleich es nicht näher angegeben ist,
kann das Signal für die Turbinendrehzahl in der Leitung
44 gefiltert werden, bevor es der Knotenstelle 46 zugeführt
wird, um Störungen zu beseitigen und annehmbare Stabilitäts
grenzen zu gewährleisten. Ein Bezugssignal 48 für die Rotor
drehzahl, das auf eine 100%ige Nenndrehzahl eingestellt
ist, wird ebenfalls der Knotenstelle 46 zugeführt. Der Aus
gang der Knotenstelle 46 ist ein über eine Leitung 52 abgege
benes, auf die Rotordrehzahl bezogenes Fehlersignal,
das normalerweise Null ist oder, in anderen Worten ausgedrückt,
den Unterschied zwischen dem Signal der tatsächlichen Drehzahl
und dem Signal der Bezugsdrehzahl darstellt.
Ein Turbinenregler 54 spricht auf das Fehlersignal der Rotor
drehzahl in der Leitung 52 und auf das Bezugssignal 48
an. Der Turbinenregler 54 gibt in Verbindung mit einem Gas
generator-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 Rotordrehzahl auf der Bezugsdrehzahl
zu halten. Dies schafft eine Servoschleife, die mehrfach in
einfacher Weise verwirklicht werden kann. Das Bezugssignal für
die Rotordrehzahl kann an der Knotenstelle 46 durch
Piepton-Steuerbefehle aus einer Leitung 50 vorgespannt werden.
Die Piepton-Steuerbefehle kommen von einer nicht dargestellten
Einrichtung, die der Drehzahl entsprechende Tonsignale
abgibt. Das Bezugssignal für die Rotordrehzahl kann
an der Knotenstelle auch durch ein aus einer Leitung 70 kommen
des, vorgespanntes Bezugssignal der Rotordrehzahl vor
gespannt werden. Wenn das Bezugssignal 48 der Rotordrehzahl
vorgespannt wird (hinauf), wird das Fehlersignal der
Rotordrehzahl aus Null herausgesteuert (vorgespannt)
worauf die Vorrichtung für die Regelung der Kraftstoffzufuhr dafür
sorgt, daß das Triebwerk bzw. der Rotor auf einer höheren
Bezugsdrehzahl gehalten werden.
Unter Bezugnahme auf den erfindungsgemäßen Abschnitt, der
den Lastfaktor bzw. das Lastvielfache erhöht, wird die Längs
neigungswinkelgeschwindigkeit des Flugzeugs durch einen entsprechenden Kreisel 72
festgestellt, der ein die Längsneigungswinkelgeschwindigkeit darstellendes Längsneigungssignal abgibt, das
durch einen signalformenden Schaltkreis 74 geformt wird. Der
signalformende Schaltkreis 74 kann in ein bestehendes, auto
matisches Flugsteuersystem 76 (AFCS) eingebaut sein und das
Längsneigungssignal einbeziehen, verstärken, ver
zögern, begrenzen usw., um die Zunahme der Rotordrehzahl
den Lastanforderungen eines bestimmten Flugzeugs anzu
passen. Es gibt auch eine Rotordrehzahl, 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 Ver
stärker 34 kommende Signal dem hier beschriebenen, geformten
Längsneigungssignal). Ein Schalter 78 spricht auf
ein Signal für die Fluggeschwindigkeit an, das von einer Ein
richtung 80 zur Messung der Fluggeschwindigkeit abgegeben
wird. Wenn der Schalter 78 in Abhängigkeit von einem Signal
für die Fluggeschwindigkeit geschlossen ist, das der Reise
geschwindigkeit entspricht, gibt der Schalter 78 das geformte
Längsneigungssignal an die Leitung 70 als vorgespann
tes Bezugssignal für die Rotordrehzahl ab, das die Bezugsdrehzahl
des Rotors erhöht, 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 vorlie
gende Situation genauer zuschneiden zu können.
In einer Kurve mit Querneigung, auch wenn der Längsneigungswinkel in
der Trägheitsachse fest bleibt, wird eine Längsneigungswinkelgeschwindigkeit in die
Flugkörperachse induziert (beispielsweise bei einem an einem
Hubschrauber befestigten Kreisel zur Bestimmung der Längs
neigungswinkelgeschwindigkeit). Die induzierte Längsneigungswinkelgeschwindigkeit ist proportional zur
Gierungswinkelgeschwindigkeit und zum Sinus des Querneigungswinkels. Ein
Manöver mit positiver Längsneigungswinkelgeschwindigkeit (Flugkörperachse) fordert
dem Hauptrotor eine hohe Last proportional zur festgestellten
Längsneigungswinkelgeschwindigkeit ab, um das Lastvielfache aufrecht zu erhalten.
Das Längsneigungssignal wird daher als Indikator
für das Lastvielfache verwendet, um die Bezugsdrehzahl
des Rotors zu erhöhen und das Potential für eine erhöhte
Hub- oder Schubkraft des Rotors zu schaffen. Bei Manövern
mit positivem Lastvielfachen nimmt die Rotordrehzahl zu, um
die Hub- oder Schubkraft und damit das Lastvielfache zu er
höhen, das entwickelt werden kann. In einem Fall, d. h. bei
einer Kurve ohne Rücksicht auf einen Verlust von Vorwärtsgeschwindigkeit
und Höhen, ergänzt das Vorspannen des Bezugssignals
der Rotordrehzahl die natürliche Neigung des Rotors
zur Beschleunigung. In einem anderen Fall, bei welchem die
Vorwärtsgeschwindigkeit und die Höhe während der Kurve bei
behalten werden, sorgt ein Erhöhen der Bezugsdrehzahl
des Rotors für eine potentiell größere Hub- bzw. Schubkraft
des Rotors während die kritische Geschwindigkeit und die
Steuergrenzen eingehalten werden. Längsneigungswinkelgeschwindigkeiten, die
Manöver mit negativem Lastvielfachen anzeigen, werden nicht verwen
det, um die Bezugsdrehzahl 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 Rotordrehzahl
entweder allein oder in Verbindung mit dem
Längsneigungssignal vorzuspannen.
Obgleich die Erfindung aus Gründen der Klarheit in Verbindung
mit einer analogen Datenverarbeitung beschrieben worden ist,
können die erforderlichen Schritte zur Signalverarbeitung vor
zugsweise auch in einem digitalen Rechner vorgenommen werden,
wenn ein digitaler Rechner zur Verfügung steht. Bei einer
digitalen Kraftstoffregelung können die erfindungsgemäßen Funk
tionen zur Signalverarbeitung durch verhältnismäßig einfache
Programmierschritte vorgenommen werden, die zu der hier be
schriebenen Signalverarbeitung offensichtlich analog sind.
Es kann auch eine einfache, hydromechanische Regeleinrich
tung verwendet werden, welche die dem Gasgenerator zuge
führte Kraftstoffmenge regelt und in der Lage ist, ein für
den Gasgenerator erforderliches Drehzahlsignal vom
Turbinenregler 54 aufzunehmen. Diese hydromechanische Regel
einrichtung kann bei einem Hubschrauber mit einem digitalen,
automatischen Flugsteuersystem eingesetzt werden, bei welchem
die Verarbeitung der Drehzahlsignale des Triebwerks
unter Anwendung der Erfindung durch einfache Programmier
schritte vorgenommen werden kann, die im Rechner für die auto
matische Flugsteuerung durchgeführt werden. Aber dies ist nicht
bedeutsam für das Konzept der Erfindung. Es reicht aus, wenn die Erfin
dung in einer Weise in die Praxis umgesetzt wird, bei welcher
das Bezugssignal für die Rotordrehzahl als Funktion
der Längsneigungswinkelgeschwindigkeit des Flugzeugs vorgespannt wird. Die Längs
neigungswinkelgeschwindigkeit kann durch einen an Bord befindlichen Kreisel be
stimmt werden.
Obgleich die Erfindung anhand eines Ausführungsbeispiels bei einem Hubschrauber be
schrieben worden ist, sind unter dem Begriff "Hubschrauber" auch
andere Drehflügelflugzeuge zu verstehen.
Claims (4)
1. Vorrichtung zur automatischen Regelung der Rotordrehzahl
eines Hubschraubers, bei der über einen Soll-Ist-Wert-
Vergleich der Rotordrehzahl die Kraftstoffzufuhr des den
Rotor (10) antreibenden Triebwerks (20) geregelt wird, mit
einer ersten Einrichtung zum Erzeugen eines die gewünschte Rotordrehzahl darstellenden Bezugssignals (48),
einer zweiten Einrichtung (42) zur Abgabe eines die momen tane Rotordrehzahl darstellenden Rotordrehzahlsignals,
einer dritten Einrichtung (46) zur Verarbeitung der die ge wünschte und die momentane Rotordrehzahl darstellenden Signale (48) und zur Abgabe eines eine eventuelle Differenz zwischen der gewünschten und der momentanen Rotordrehzahl darstellenden Fehlersignals und
einer vierten Einrichtung (44, 58, 40), die auf das Fehler signal anspricht und die Kraftstoffzufuhr zu dem Triebwerk (20) in Abhängigkeit von dem Fehlersignal regelt, um die momentane Rotordrehzahl auf die gewünschte Rotordrehzahl einzusteuern, gekennzeichnet durch
eine fünfte Einrichtung (72, 73) zum Feststellen des Last vielfachen bei einem ein positives Lastvielfaches erzeugen den Manöver und zur Erzeugung eines das Lastvielfache dar stellenden Lastvielfachensignals,
eine sechste Einrichtung (74) zum Bearbeiten des Lastviel fachensignals und
eine siebte Einrichtung (46) zum Hinzufügen des bearbeite ten Lastvielfachensignals zum Bezugssignal (48) der Rotor drehzahl, um letztere über den gewünschten Wert hinaus auf eine erhöhte Rotordrehzahl während des Manövers zu erhöhen, wobei die sechste Einrichtung (44) das Lastvielfachensignal derart bearbeitet, daß die erhöhte Rotordrehzahl den Last anforderungen des Hubschraubers angepaßt ist.
einer ersten Einrichtung zum Erzeugen eines die gewünschte Rotordrehzahl darstellenden Bezugssignals (48),
einer zweiten Einrichtung (42) zur Abgabe eines die momen tane Rotordrehzahl darstellenden Rotordrehzahlsignals,
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eine fünfte Einrichtung (72, 73) zum Feststellen des Last vielfachen bei einem ein positives Lastvielfaches erzeugen den Manöver und zur Erzeugung eines das Lastvielfache dar stellenden Lastvielfachensignals,
eine sechste Einrichtung (74) zum Bearbeiten des Lastviel fachensignals und
eine siebte Einrichtung (46) zum Hinzufügen des bearbeite ten Lastvielfachensignals zum Bezugssignal (48) der Rotor drehzahl, um letztere über den gewünschten Wert hinaus auf eine erhöhte Rotordrehzahl während des Manövers zu erhöhen, wobei die sechste Einrichtung (44) das Lastvielfachensignal derart bearbeitet, daß die erhöhte Rotordrehzahl den Last anforderungen des Hubschraubers angepaßt ist.
2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß
die fünfte Einrichtung zum Feststellen des Lastvielfachen
und zur Erzeugung eines das Lastvielfache darstellenden
Lastvielfachensignals eine Einrichtung (72) zum Feststellen
der Längsneigungswinkelgeschwindigkeit und zur Erzeugung
eines die Längsneigungswinkelgeschwindigkeit darstellenden
Längsneigungssignals aufweist, wobei das Lastvielfache eine
Funktion der Längsneigungswinkelgeschwindigkeit ist, und
die sechste Einrichtung (74) zum Bearbeiten des Lastvielfa
chensignals das Längsneigungssignal derart bearbeitet, daß
die erhöhte Rotordrehzahl den Lastanforderungen des Hub
schraubers angepaßt ist, und die siebte Einrichtung (46)
das bearbeitete Längsneigungssignal dem Bezugssignal (48)
der Rotordrehzahl hinzufügt, um letztere auf die erhöhte
Rotordrehzahl zu erhöhen.
3. Vorrichtung nach Anspruch 2, gekennzeichnet durch eine
achte Einrichtung (80) zum Messen der Fluggeschwindigkeit
des Hubschraubers und Erzeugung eines hierzu korrespondie
renden Fluggeschwindigkeitssignals, wobei die sechste
Einrichtung (74) zum Bearbeiten des Längsneigungs- bzw.
Lastvielfachensignals auf das Fluggeschwindigkeitssignal
anspricht und die Bearbeitung eine Funktion davon ist.
4. Vorrichtung nach Anspruch 2, gekennzeichnet durch eine
achte Einrichtung (80) zum Messen der Fluggeschwindigkeit
des Hubschraubers und Erzeugung eines dazu korrespondieren
den Fluggeschwindigkeitssignals, wobei die sechste Ein
richtung (74) zum Bearbeiten des Längsneigungs- bzw.
Lastvielfachensignals auf das Fluggeschwindigkeitssignal
anspricht und die Bearbeitung eine Funktion davon ist, und
durch eine neunte Einrichtung (78), die das bearbeitete
Längsneigungs- bzw. Lastvielfachensignal dem Bezugssignal
für die Rotordrehzahl nur dann hinzufügt, wenn das Flugge
schwindigkeitssignal einem gewünschten Grenzwert ent
spricht.
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