DE3534611A1

DE3534611A1 - DEVICE FOR AUTOMATICALLY CONTROLLING AN AERODYNAMIC COMPENSATING DEVICE ASSOCIATED WITH AN AERODYNAMIC CONTROL SURFACE OF AN AIRCRAFT

Info

Publication number: DE3534611A1
Application number: DE19853534611
Authority: DE
Inventors: Jacues Levignac Poccard
Original assignee: Airbus Group SAS
Current assignee: Airbus Group SAS
Priority date: 1984-10-02
Filing date: 1985-09-26
Publication date: 1986-04-10
Also published as: GB2164905B; ES8703373A1; FR2571021B1; GB8523633D0; GB2164905A; FR2571021A1; ES548100A0

Description

Vorrichtung zum automatischen Steuern einer aerodynamischen Ausqleichvorrichtung, die einer aerodynamischen Steuerfläche eines Luftfahrzeuges zugeordnet ist.Device for the automatic control of an aerodynamic compensation device, which is assigned to an aerodynamic control surface of an aircraft.

Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zum automatischen Steuern einer aerodynamsichen Ausgleichvorrichtung, die einer aerodynamischen Steuerfläche, insbesondere einem Seitenruder zugeordnet ist.The invention relates to a device for automatically controlling an aerodynamic compensation device, the an aerodynamic control surface, in particular a rudder assigned.

Aus Gründen der Stabilität, der Steuerung und des Gleichgewichts ist es bereits bekannt einer aerodynamischen Steuerfläche, beispielshalber einem Flügel eines Luftfahrzeuges ein Höhen- oder Seitenruder eine aerodynamische Ausgleichsvorrichtung zuzuordnen, die ihrerseits aus einer an der aerodynamischen Fläche angelenkten Klappe an deren Hinter- oder Austrittskante besteht und die entweder gegenüber der aerodynamischen Fläche eine ausgerichtete Stellung oder Schrägstellungen einnehmen kann. Darüber hinaus ist bekannt, Vorrichtungen für die automatischeFor reasons of stability, control and balance it is already known to be an aerodynamic one Control surface, for example a wing of an aircraft an elevator or rudder to assign an aerodynamic compensation device, which in turn consists of a on the aerodynamic surface hinged flap is at the trailing or trailing edge and either can assume an aligned position or inclinations with respect to the aerodynamic surface. About that It is also known devices for automatic

Steuerung der Ausgleichsvorrichtungen ausgehend von einer durch den Piloten gegenüber der aerodynamischen Fläche veranlaüten Bewegung vorzusehen. Derartige Vorrichtungen bestehen im allgemeinen aus einem Gestänge, das an dem Aufbau angelenkt ist, an dem die aerodynamische Fläche selbstControl of the balancing devices starting from a caused by the pilot to provide movement in relation to the aerodynamic surface. Such devices generally consist of a linkage that is hinged to the structure on which the aerodynamic surface itself

schwenkbar angeordnet ist. Ausführungsbeispiele derartiger aerodynamischer Ausgleichsvorrichtungen sowie deren Gteuermechanismen sind in den US-A-2 094 488, LJS-A-2 2 252 284, US-A-2 357 465, US-A-2 435 922, US-A-2 557 426, US-A-2 743 889. US-A- 3 000 595, US-A- 3 261 573 und US-A-3 295 797 be-is pivotably arranged. Embodiments of such aerodynamic compensation devices and their control mechanisms are in US-A-2,094,488, LJS-A-2,252,284, US-A-2,357,465, US-A-2,435,922, US-A-2,557,426, US-A-2,743 889 US-A- 3 000 595, US-A- 3 261 573 and US-A-3 295 797

u · uu · u

schrieben.wrote.

In diesen bekannten Vorrichtungen ist die Veränderung des Lenkungsausschlags der Ausgleichvorrichtung gegenüber der aerodynamischen Fläche im allgemeinen eine lineare Funktion des Lenkungsausschlags der aerodynamscihen Fläche.In these known devices, the change in The steering deflection of the compensating device in relation to the aerodynamic surface is generally linear Function of the steering deflection of the aerodynamic area.

Manchmal ist zur Gewährleistung eines erhöhten Ausgleichs bei einer gesteigerten Auslenkung der aerodynamischen Fläche diese Funktion nicht linear.Sometimes there is a need to ensure greater compensation for an increased deflection of the aerodynamic Area this function is not linear.

Demzufolge ist es Zielsetzung der Erfindung eine Vorrichtung der beschriebenen Art zu schaffen, mit der insbesondere bei Anwendung mit einem Seitenruder folgende Bedingungen υrfüllt werden:
■>Accordingly, the aim of the invention is to create a device of the type described with which the following conditions are met, especially when used with a rudder:
■>

1°) Liefern eines aerodynamsichen Ausgleichs, der hinreichend kraftvoll ist, bei geringer Geschwindigkeit die volle Auslenkung des Seitenruders oder -steuers normgemäß zu ermöglichen,um im Falle einer Motor- oder Startpanne oder bei Gasgebung nur eines Motors anläßlich der Landung die Flugzeugkontrolle zu gewährleisten, ohne dabei vorn Piloten über durch die Norm bestimmte und hinausgehende Belastungen oder Betätigungskräfte zu verlangen.1 °) Providing an aerodynamic compensation that is sufficient is powerful, full deflection at low speed of the rudder or rudder in accordance with the standard to enable in the event of an engine or take-off failure or if only one engine is accelerated, the aircraft control on the occasion of landing to ensure that the pilot does not have to deal with loads that are determined by the norm and that go beyond the limits or to demand actuation forces.

2°) Liefern eines aerodynamsichen Ausgleichs, der hinreichend kraftvoll ist, um bei geringer Geschwindigkeit die notwendige Auslenkung des Ruders zu ermöglichen, so daß ein stabilisierter Schiebeflug erreicht wird, um die Kontrolle des Flugzeuges nach den Kriterien der Norm während der Landung und des Starts bei starken Querwinden zugewährleisten, ohne dabei vom Piloten2 °) Providing an aerodynamic compensation that is powerful enough to be able to operate at low speed to enable the necessary deflection of the rudder so that a stabilized sliding flight is achieved, to control the aircraft according to the criteria of the standard during landing and take-off in the case of strong Ensure cross winds without affecting the pilot

über durch die Norm bestimmte und hinausgehende Belastungen zu verlangen;over loads determined by the standard and going beyond to demand;

3^U) Aufrechterhalten des richtigen Richtungsbestrebens im gesamten Flugbereich an den Fluglageregelungsorganen;3 ^U ) Maintaining the correct directional efforts in the entire flight area at the flight attitude control organs;

4°) Vermeiden im Gesamtflugbereich des Überschreitens ,η der strukturalen Festigkeit des Luftfahrzeuges durch übermäßiges Auslenken des Ruders anläßlich der durch die Norm festgelegten Belastungsbeaufschlagung der Fluglageregelungsorgane ;4 °) Avoid crossing in the entire flight area , η of the structural strength of the aircraft due to excessive Deflection of the rudder in response to the load imposed on the flight attitude control organs specified by the standard ;

5^U) Vermeiden der Hinbewegung auf eine unumkehrbare Katastrophenlage bei Momenterteilung eines irn ungekehrten Sinne laufenden Steuerbefehls im Falle einer Motorpanne, und 6^U) Sicherstellung von normalen Fluglageregelungskräften bei symmetrischen Normalflug, so daß eine günstige Nullrüekstellung des Ruders erreicht wird, wenn an die Fluglageregelungsorgane keine Kräfte gegeben werden.5 ^U ) Avoiding the movement towards an irreversible catastrophe situation by issuing a momentary control command running in the opposite direction in the event of an engine breakdown, and 6 ^U ) Ensuring normal flight attitude control forces in normal symmetrical flight, so that a favorable zero return of the rudder is achieved if none of the attitude control organs are sent Powers are given.

,p. Es ist dabei bekannt, daß derartige Bedingungen um so delikater zu realisieren sind, wie die Größe des Luftfahrzeuges, die Geschwindigkeitsabstände und die Flugsymmetrien ins Gewicht fallen. Dissymmetrien dieser Art treten insbesondere bei mehrmotorigen Flugzeugen auf, bei denen, p. It is known that such conditions are so It is more delicate to realize, such as the size of the aircraft, the speed distances and the flight symmetries matter. Dissymmetries of this type occur in particular in multi-engine aircraft in which

,r ein oder mehrere Motoren einer Seite ausfallen, wobei dann der Schub nur durch den oder die Motoren der anderen Seite gewährleistet ist., r one or more motors on one side fail, where then the thrust only from the engine or engines of the other Side is guaranteed.

Zu diesem Zwecke ist eine Vorrichtung zum automatischenFor this purpose is a device for automatic

2Q Steuern einer am hinteren Teil einer am Aufbau des Luftfahrzeuges selbst angelenkten aerodynamischen Steuerfläche eines Luftfahrzeuges schwenkbar gelagerten aerodynamischen Ausgleichvorrichtung bestehend aus einer an einer Seite an der aerodynamischen Ausgleichvorrichtung angelenkten und an der anderen Seite mit dem Aufbau des Luftfahrzeuges derart verbundenen Stange, daß ein von der aerodynamischen Steuerfläche erteilter Ruderausschlag automatisch den Ausschlag der aerodynamischen Ausgleichvorrichtung gegenüber der aerodynamischen Steuerfläche bewirkt, dadurch2Q Controlling one at the rear of the aircraft, one at the structure of the aircraft self-articulated aerodynamic control surface of an aircraft pivotably mounted aerodynamic Compensation device consisting of an articulated on one side of the aerodynamic compensation device and on the other hand with the structure of the aircraft like this connected rod that a rudder deflection given by the aerodynamic control surface automatically the This causes the deflection of the aerodynamic compensation device in relation to the aerodynamic control surface

jQ gekennzeichnet, daß auf der der aerodynamischen Ausgleichvorrichtung gegenüberliegenden Seite die Stange mit einem Hebel schwenkbar liegt, der seinerseits am Aufbau des Luftfahrzeuges angelenkt ist, und daß Mittel zum Verschieben des Gelenkknotenpunktes der Stange undjQ characterized that on the opposite side of the aerodynamic compensation device, the rod with a Lever is pivotable, which in turn is articulated on the structure of the aircraft, and that means for Moving the hinge point of the rod and

des Hebels in einer zumindest annähernd transversal zur aerodynamischen Fläche (8) in Verbindung mit dem von der aerodynamischen Fläche gesteuerten Ausschlag vorgesehen sind.
b of the lever are provided in an at least approximately transverse to the aerodynamic surface (8) in connection with the deflection controlled by the aerodynamic surface.
b

Somit ermöglichen es die Verschiebemittel, daß dem Automatisierungsgrad der Vorrichtung (im Hinblick auf den Ausschlagwinkel der Ausgleichvorrichtung und dem Ausschlagwinkel der Steuerfläche) ein Gesetz des geld wünschten Einflußeffekts zukommt.Thus, the displacement means make it possible to adjust the degree of automation of the device (with regard to on the deflection angle of the compensation device and the deflection angle of the control surface) a law of money desired influencing effect.

Vorzugsweise liegt der Gelenkknotenpunkt der Stange und des Hebels zumindest annähernd in der transversalen Ebene,die die Drehachse der aerodynamsichen Steuerfläche \b am Aufbau des Luftfahrzeuges in einer gegenüber der Achse exzentrischen Position durläuft.Preferably, the articulation point of the rod and the lever is located at least approximately in the transverse plane, the durläuft the rotational axis of the control surface aerodynamsichen \ b on the structure of the aircraft in a position eccentric relative to the axis.

In einer vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung bestehen die Verschiebemittel des Gelenkknotenpunktes aus einem Nocken, der am Aufbau des Luftfahrzeuges angelenkt ist, der drehfest mit der aerodynamischen Steuerfläche verbunden ist und gegen den der Hebel zu liegen kommt.In an advantageous embodiment of the invention the means of displacement of the articulation point consist of a cam, which is attached to the structure of the aircraft is articulated, which is rotatably connected to the aerodynamic control surface and against which the lever comes to rest.

2b Somit ist der nicht lineare Einflußeffekt des Automatisierung.sgrades durch das Nockenprofil gegeben.2 b Thus, the non-linear influencing effect of the degree of automation is given by the cam profile.

Hierbei ist das Nockenprofil derart ausgebildet, daß sich im Bereich des symmetrischen Fluges:
JOThe cam profile is designed in such a way that in the area of symmetrical flight:
JO

- ein in der Nähe der neutralen Position der Steuerfläche liegender reduzierter Automatisierungsgrad mit dem Ziel von derergünstigerer Rückführung in ihre Neutralstellung und- A reduced degree of automation close to the neutral position of the control surface with the aim from the more favorable return to their neutral position and

- ein auf ausreichender Höhe liegender erhöhter Automatisierungsgrad erzielt wird, derart, daß ein dem stabilisierten Schiebeflug entsprechender Seitenruderausschlag erzielt wird, der gegenüber dem beim Starten und Landen ^l> (Ausschlag etwa der Hälfte des Maximalausschlags des Seitenruders) auftretenden Querwind erforderlich ist;- an increased degree of automation is achieved at a sufficient height, such that a rudder deflection corresponding to the stabilized sliding flight is achieved, which ^{is required compared to the cross wind occurring during take-off and landing l} > (deflection about half of the maximum deflection of the rudder);

Anhand der Größe des Automatisierungsgrades ist es möglich, bei niedrigen Geschwindigkeiten mit an die lü Fluglageregelungsorganen normgemäß gelegten Kräften stabilisierte Schiebeflüge zu erzielen und durch Kräfteüättigung eine Schiebeflugbegrenzung bei hoher Geschwindigkeit zu gewährleisten.Based on the size of the degree of automation, it is possible to use the lü flight attitude control organs to achieve stabilized sliding flights with forces applied according to the standard and through force saturation a sliding limitation at high speed to ensure.

_ sowie ein Automatisierungsgrad verwirklichen läßt, der in der Folge bis auf Null bei maximalem Ruderausschlag abnimmt, wodurch die Kräfteumkehr an den Fluglageregelungsorganen bei großem Ruderausschlag während eines starken Schiebeflugs eliminiert wird._ as well as realizing a degree of automation, which subsequently decreases to zero at maximum rudder deflection, which reverses the forces on the flight attitude control organs is eliminated in the event of a large rudder deflection during a strong push.

Es ist zweckmäßig die Anordnung des Hebels und des Nockens derart vorzusehen, daß sich der Hebel aufgrund der auf die Steuerfläche gegebenen aerodynamischen Kräfte gegen den Nocken legt.
2b It is expedient to provide the arrangement of the lever and the cam in such a way that the lever lies against the cam due to the aerodynamic forces applied to the control surface.
2 B

Dennoch sind darüber hinaus federnde Mittel vorgesehen,
um den Hebel gegen den Nocken zu drücken.Nevertheless, resilient means are also provided,
to push the lever against the cam.

Nach einem bevorzugten Ausführungsbeispiel ist das Profil des Nockens mittels beweglicher, am Nocken selbst eingesetzter schiefer Ebenen modifizierbar.According to a preferred embodiment, the profile of the cam is movable by means of the cam even the inclined planes used can be modified.

ifif

Somit kann im Falle einer Dissymmetriepanne der Motoren das Nockenprofil durch Verschieben der einen oder der anderen beweglichen schiefen Ebene modifiziert werden, was zur Folge hat, den Automatisierungsgrad ^l> für den maximalen Seitenruderausschlag bis auf einen [Maximalen Wert anwachsen zu lassen, und zwar nur auf der der in Betracht kommenden Motorpanne entgegenwirkenden Auüschlagseite.Thus, in the event of a dissymmetry of the motors, the cam profile can be modified by shifting one or the other movable inclined plane, which has the consequence of increasing the degree of automation ^l > for the maximum rudder deflection to a maximum value, namely only to the flip side counteracting the engine breakdown in question.

lü Demzufolge ist es möglich, den maximalen Ausschlag des Seitenruders auf der in Betracht körnenden Seite mit an die entsprechend der Norm an die Fluglageregelungsorgane gegebenen Kräfte zu erziel-en, wobei jedoch das Risiko der Kräfteumkehrung im Falle einer vom Piloten widersinnig eingeleiteten Handlung vermieden wird.lü As a result, it is possible to use the maximum deflection of the rudder on the side under consideration to the flight attitude control organs according to the standard to achieve given forces, but with the risk of the inversion of forces in the case of a dated Pilots absurdly initiated action is avoided.

Das Verschieben der einen oder der anderen schiefen Ebene kann durch einen elektrischen Schalter durchgeführt werden, der durch ein Signal gesteuert wird, das den Ausfall eines Motors dahingehend anzeigt, ob es sich bei dem ausgefallenen Motor um den Motor auf der linken oder der rechten Seite handelt. Die Rücknahme oder -stellung der schiefen Ebene kommt zustande, wenn das Motorausfallsignal verschwindet.Moving one or the other inclined plane can be carried out by an electrical switch controlled by a signal that indicates the failure of an engine as to whether it with the failed engine around the engine on the left or the right hand side. The inclined plane is withdrawn or repositioned when the motor failure signal disappears.

Die Erfindung wird anhand¹ der nächstfolgenden Beschreibung eines in den Zeichnungen dargestellten Ausführungsbeispiels näher erläutert. Hierbei zeigen: The invention is explained in more detail with reference to FIG. ^{1 in} the next description of an exemplary embodiment shown in the drawings. Here show:

Fig. 1 eine schattenbildartige schematische Darstellung eines doppelmotorigen Flugzeuges, in das die Vorrichtung nach der Erfindung eingesetzt ist.Fig. 1 is a silhouette-like schematic representation of a twin-engine aircraft in which the device is used according to the invention.

Fig. 2 schematische Darstellungen ja, Jd, £, ei und £, die die Relativstellungen des Leitwerks, des Seitenruders und der im Normalflug des in Fig. 1 gezeigten Flugzeuges zugeordneten aerodynamischen Ausgleichvorrichtung ¹J wiedergeben.2 schematic representations yes, Jd, £, ei and £, which reproduce the relative positions of the tail unit, the rudder and the aerodynamic compensating device ¹ J associated with the aircraft shown in FIG. 1 during normal flight.

Fig. 3 schematische Darstellungen £ und Jf_, die zwei Helativstellungen des Leitwerks, des Seitenruders und der zugeordneten Ausgleichvorrichtung bei ausgefallenem Motor zeigen.Fig. 3 schematic representations £ and Jf_, the two Helative positions of the tail unit, the rudder and show the associated compensation device when the engine has failed.

Fig. 4 ist eine schematische Ansicht, aus der die Winkel bestimmt werden können, die in die Definition des Automatisierungsgrades der erfindungsgemäßen Vorrichtung eingehen.Fig. 4 is a schematic view from which the angles involved in the definition can be determined the degree of automation of the device according to the invention enter.

Figuren 5, 6 und 7 Kurvendiagramme, die die Schwankungen des Automatisierungsgrades als Funktion des Seitenruderausschlags bei Flug mit zwei Motoren bzw. bei Flug mit einem ausgefallenen Motor erkennen lassen.FIGS. 5, 6 and 7 are graphs showing the fluctuations in the degree of automation as a function of the rudder deflection when flying with two engines or when flying with a failed engine.

Fig. 8 zeigt eine Ausführungsform nach der Erfindung und dieFig. 8 shows an embodiment according to the invention and the

Figuren 9 und 10 zeigen zwei Betriebsstellungen der Ausführungsform nach Fig. 8.FIGS. 9 and 10 show two operating positions of the embodiment according to FIG. 8.

Anhand der Figuren und der nachfolgenden Beschreibung wird die Erfindung insbesondere in Anwendung auf ein Seitenruders bei zweimotorigen Propellerflugzeugen erläutert, die mit nichtservogestützten Steuerungen ausgestattet sind.Using the figures and the description below the invention is particularly applied to a rudder in twin-engine propeller aircraft that are equipped with non-servo-assisted controls.

soso

Jer Umriß des in Fig. 1 dargestellten Flugzeuges 1 besitzt einen rechten MOtor 2 und einen linken Motor 3, die auf den symmetrisch zur Längsachse X-X des Flugzeuges angeordenten Flügeln 4 bzw. 5 sitzen. Am hinteren Teil
^l) weist das Flugzeug 1 ein senkrecht stehendes Seitenleitwerk 6 auf, das fest mit dem Aufbau des Flugzeugs verbunden ist. Am hinteren Teil des Leitwerks 6 ist zumindest annähernd vertikal um die Achse 7 ein Seitenruder 8 schwenkbar eingesetzt.
IGThe outline of the aircraft 1 shown in FIG. 1 has a right motor 2 and a left motor 3, which are seated on the wings 4 and 5, which are arranged symmetrically to the longitudinal axis XX of the aircraft. At the back
^l ) the aircraft 1 has a vertical rudder unit 6 which is firmly connected to the structure of the aircraft. At the rear part of the tail unit 6, a rudder 8 is inserted at least approximately vertically about the axis 7 so as to be pivotable.
IG

Darüber hinaus ist auf der Flügelhinterkantenseite des Seitenruders 8 eine aerodynamische Ausgleichvorrichtung schwenkbar um eine Achse 10 zumindest allgemein parallel zur Achse 7 gelagert.In addition, on the wing trailing edge side of the rudder 8, there is an aerodynamic compensation device mounted pivotably about an axis 10 at least generally parallel to the axis 7.

Das Ruder 8 wird durch Befehle vom Piloten oder Kopiloten mit Hilfe von bekannten und nicht dargestellten Einrichtungen betätigt. Die Ausgleichvorrichtung 9, die in der Fachsprache auch oft "tab", d.h. Hilfsruder genannt wird, wird ausgehend von der Bewegung des Ruders 8 mittels einer Vorrichtung gesteuert, wie sie im Ausführungsbeispiel anhand der Figuren 8, 9 und IU im einzelnen dargestellt ist.The rudder 8 is controlled by commands from the pilot or co-pilot operated with the help of known and not shown devices. The compensation device 9, the In technical jargon it is often called "tab", i.e. auxiliary rudder, is based on the movement of the Rudder 8 is controlled by means of a device as shown in the exemplary embodiment on the basis of FIGS. 8, 9 and IU is shown in detail.

^^ Bei Vortrieb des Flugzeuges 1 durch die Motoren 2 und 3 müssen das Ruder 8 und die aerodynamische Ausgleichvorrichtung 9 in Abhängigkeit von den Flugbedingungen eine der in den Schemata a_ bis £ der Fig. 2 dargestellten Relativpositionen einnehmen. Darüber hinaus wird das^^ When the aircraft 1 is propelled by the motors 2 and 3, the rudder 8 and the aerodynamic compensation device 9 must assume one of the relative positions shown in the diagrams a_ to £ in FIG. 2, depending on the flight conditions. In addition, the

^ Flugzeug bei Ausfall des linken Motors 3 vom rechten Motor vorgetrieben, wobei das Leitwerk 6, das Seitenruder 8 und die aerodynamische Ausgleichvorrichtung 9 die im Schema £ der Fig. 3 dargestellte Konfiguration anzunehmen haben. Demgegenüber werden symmetrischerweise
diese Einheiten bei Ausfall des rechten Motors und^ Aircraft propelled by the right engine in the event of failure of the left engine 3, the tail unit 6, the rudder 8 and the aerodynamic compensation device 9 having to assume the configuration shown in the diagram of FIG. 3. In contrast, be symmetrical
these units in the event of failure of the right engine and

alleinigem Vortrieb durch den linken Motor 3 eine Gestaltung haben, die dem Schema £ der Fig. 3 entspricht.sole propulsion by the left motor 3 have a design that corresponds to the scheme £ of FIG.

^l> Die Steuervorrichtung der Ausgleichvorrichtung 9 leitet die Ausrichtung letzterer selbsttätig von der ab, die vom Piloten oder Kopiloten an das Seitenruder erteilt wurde. Demzufolge kann man bei R gleich dem Winkel zwischen der Längsachse X-X des Flugzeugs 1 und der Längsachse Y-Y des Seitenruders 8, und bei T gleich dem Winkel zwischen der Längsachse Z-Z der aerodynamischen Ausgleichvorrichtung 9 und der Achse Y-Y des Ruders U (siehe Figur 4) die Abhängigkeit der Schwenkungsoder Ausrichtungsveränderung der Ausgleichvorrichtung ^l > The control device of the compensation device 9 automatically derives the alignment of the latter from that given by the pilot or co-pilot to the rudder. Accordingly, at R one can be equal to the angle between the longitudinal axis XX of the aircraft 1 and the longitudinal axis YY of the rudder 8, and at T equal to the angle between the longitudinal axis ZZ of the aerodynamic compensation device 9 and the axis YY of the rudder U (see Figure 4) Dependence of the change in pivoting or alignment of the compensating device

1 ^ζ> 9 in Bezug auf die Ausrichtungsveränderung des Ruders 8 durch die Beziehung:1 ^ζ > 9 in relation to the change in direction of the rudder 8 through the relationship:

definieren, wobei diese Beziehung t allgemein auch als "Automatisierungsgrad" bezeichnet wird.define, where this relationship t is also generally referred to as the "degree of automation".

Erfindungsgemäß wurde die Vorrichtung zur automatischen
2^lj Steuerung der Ausgleichvorrichtung 9 derart aufgebaut, daß die Schwankungen oder Veränderungen des Grades t in Abhängigkeit von R je nach dem gegebenen Fall dem Verlauf der einen oder anderen Kurve K, L, M der Figuren 5,6 und 7 folgt. In diesen Figuren wurde davon ausgegangen, daß gegenüber seiner neutralen Stellung (d.h. die Stellung 0 in Verlängerung des Leitwerks 6) das Ruder 8 um die Achse 7 von der einen oder anderen
Seite um einen maximalen Winkel RM gedreht werden kann.According to the invention the device for automatic
2 ^lj control of the compensating device 9 constructed in such a way that the fluctuations or changes in the degree t as a function of R follows the course of one or the other curve K, L, M of FIGS. 5, 6 and 7, depending on the given case. In these figures it was assumed that compared to its neutral position (ie the position 0 in extension of the tail unit 6) the rudder 8 about the axis 7 of one or the other
Page can be rotated by a maximum angle RM.

ti ο i Vortrieb des Flugzeuges 1 durch die beiden Motoren 2 und 3 nach der Erfindung arbeitet die selbsttätige Steuerung derart, daß dem Automatisierungsgrad t_ die in der Kurve K der Figur 5 dargestellten Veränderungen '-> mitgeteilt werden:ti ο i propulsion of the aircraft 1 by the two motors 2 and 3 according to the invention, the automatic control works in such a way that the degree of automation t_ is informed of the changes shown in curve K of FIG. 5:

in der Nähe der neutralen Stellung des Rodders 8,near the neutral position of the Rodders 8,

in der R=O ist, nimmt der Automatisierungsgrad dem partiellen Minimum entsprechende Werte nahe tO an, so daß die Rückstellung des Ruders in seine neutrale Stellung begünstigt wird;in which R = O, the degree of automation takes values corresponding to the partial minimum close to tO on, so that the return of the rudder to its neutral position is favored;

zwischen dem Wert R = O und einem Werte nahe RM wächst der Automatisierungsgrad t_ bis zu einem l-laxi-between the value R = O and a value close to RM , the degree of automation t_ increases to a laxi-

I¹J mum A oder B an, wo er den Maximalwert tM annimmt. Somit wird ein Automatisierungsgrad erreicht, der ausreicht, den Ausschlag des Ruders 8 herbeizuführen, der dem.KtabilisiertanSchicteflug gegen den Querwind beim Start und beim tanden entspricht. Dieser Wert tM des Automatisierungsgrades erlaubt stabilisierte Schiebeflüge bei niedrigen Geschiwndigkeiten bei an die Fluglageregelungsorgane entsprechend der Norm gegebenen Betätigungskräften, wobei eine Begrenzung der Schiebeflüge bei hoher Geschwindigkeit durch Kräftesättigung gewährleistet wird;I ¹ J mum A or B, where it assumes the maximum value tM. A degree of automation is thus achieved that is sufficient to cause the rudder 8 to deflect, which corresponds to the stabilized flight against the cross wind at takeoff and during tanden. This value tM of the degree of automation allows stabilized sliding flights at low speeds with actuating forces given to the attitude control organs in accordance with the standard, whereby a limitation of the sliding flights at high speed is ensured by saturation of forces;

- zwischen dem Maximum A oder B und dem Wert RM nimmt der Automatisierungsgrad t_ bis auf Null bei einem Haximalausschlag des Ruders 8 ab, wodurch eine Kräfteumkehr auf die Fluglageregelungsorgane für große Ruderausschläge bei starkem Schiebeflug ausgeräumt wird. - Between the maximum A or B and the value RM, the degree of automation t_ decreases to zero with a maximum deflection of the rudder 8, which eliminates a force reversal on the flight attitude control organs for large rudder deflections during strong sliding flight.

Der Verlauf der Kurve K ist gegenüber der Achse der J^ symmetrisch.The course of the curve K is symmetrical with respect to the axis of the J ^.

Übrigens ist die selbsttätige Vorrichtung nach der Erfindung bei einem Ausfall einer der Motoren 2 oder 3 und bei Vortrieb des Flugzeuges durch nur einen Motor so beschaffen, daU die Veränderung des Grades b J-_ einzig und allein von der gegen die in Betracht kommende Seite des ausgefallenen Motors modifiziert wird, um ihn bis auf einen anderen Maximalwert t'M für den maximalen Ausschlag RM des Ruders 8 anwachsen zu lassen. Demzufolge ist es möglich, den maximalen Ausschlag des Ruders 8 der in Betracht kommenden Seite mit den der Norm entsprechenden Belastungskräften auf die Fluglageregelungsorgane zu erhalten, wobei gleichzeitig die Gefahr einer Kräfteumkehr im Falle einer widersinnig seitens des Piloten veranlaßten übermäßigen Kräftebeaufschlagung vermieden wird.Incidentally, if one of the motors 2 or 3 fails and the aircraft is propelled by only one motor, the automatic device according to the invention is designed in such a way that the change in degree b J-_ is solely from the opposite side of the The failed motor is modified in order to let it grow to a different maximum value t'M for the maximum deflection RM of the rudder 8. As a result, it is possible to obtain the maximum deflection of the rudder 8 on the side in question with the load forces on the attitude control organs corresponding to the norm, while at the same time avoiding the risk of a force reversal in the event of an excessive application of forces caused by the pilot.

In der Fig. 6 stellt die Kurve die von der erfindungsgemäßen Vorrichtung gelieferte Veränderung des Automatisierungsgrades JL bei ausgefallenem linken Motor 3 dar, während 2C in der Fig. 7 die Kurve M die entsprechende Veränderung im Falle des ausgefallenen rechten Motors 2 darstellt.In Fig. 6, the curve represents that of the invention Device provided change in the degree of automation JL with failed left motor 3, while 2C in FIG. 7, curve M represents the corresponding change in the case of the failed right motor 2.

In den Figuren 8 bis 10 ist ein Ausführungsbeispiel der Steuerungsvorrichtung nach der Erfindung dargestellt, 2'> daü so ausgebildet ist, daß Veränderungen des Automatiiiierungsgrades ähnlich denen der Figuren 5 bis 7 möglich gemacht werden.In Figures 8 to 10 is an embodiment the control device according to the invention shown, 2 '> that it is designed so that changes in the degree of automation similar to those of Figures 5 to 7 can be made possible.

Der Verankerungspunkt 11 der Steuerung der den Autornatisierungsgrad definierenden Ausgleichvorrichtung 9 wird durch das Ende eines Hebels 12 gestellt.The anchor point 11 of the control of the degree of automation The balancing device 9 defining the position is provided by the end of a lever 12.

Der Hebel 12 ist bei 13 am festen Aufbau des Leitwerks 6 angelenkt und liegt am Nocken 14 an, der um eine ebenfalls mit dem festen Aufbau des Leitwerks verbundeneThe lever 12 is hinged at 13 on the fixed structure of the tail unit 6 and rests on the cam 14, which is around a also associated with the fixed structure of the tail unit

Achse 16 schwenkbar eingesetzt ist.Axis 16 is used pivotably.

Die Anlage 15 des Hebels 12 am Nocken 14 wird natürlich durch die aerodynamischen Belastungen auf die Ausgleich- ^l> vorrichtung 9 und in Bestätigung durch eine Feder 17 bewerkstelligt.The system 15 of the lever 12 at the cam 14 is accomplished in 9 and confirmation by a spring 17, of course, device by the aerodynamic loads on the ^balance-l>.

Der Nocken 14 wird durch den Ausschlag des Ruders ü mittels eines Schwingarms 18 in der Drehung weitergeführt, H) wobei der maximale Drehwinkel x. des Nockens beispielsweise in der Größenordnung von + 50° für einen maximalen Ausschlag RN des Ruders von ^30° liegt.The cam 14 is caused by the deflection of the rudder ü continued rotation by means of a swing arm 18, H) where the maximum angle of rotation x. of the cam, for example is of the order of + 50 ° for a maximum deflection RN of the rudder of ^ 30 °.

Die Stange 19 ist auf der einen Seite bei 11 am Hebel 1'> 12 und auf der anderen Seite an einem Hebel 20 angelenkt, der um eine fest mit dem Ruder 8 verbundene Achse 21 schwenkbar gelagert ist.The rod 19 is on one side at 11 on the lever 1 '> 12 and articulated on the other side to a lever 20 around an axis firmly connected to the rudder 8 21 is pivotably mounted.

tin Schwingarm 22 stellt die Verbindung zwischen dem 2U Hebel 20 und der aerodynamischen Ausgleichvorrichtung 9 her.The swing arm 22 provides the connection between the 2U lever 20 and the aerodynamic compensation device 9 ago.

Das Profil des Nockens 14, der mit der Anlage 15 des Hebels 11 in Kontakt kommt, ist derart ausgebildet,The profile of the cam 14, which comes into contact with the abutment 15 of the lever 11, is designed in such a way that

25> daß das Gesetz der Veränderung des Automatisierungsgrades als Funktion des Ruderausschlags den in Fig. 5 dargestellen Verlauf nimmt. ^: 25> that the law of the change in the degree of automation as a function of the rudder deflection takes the course shown in FIG. ^:

Darüber hinaus liegen zwei bewegliche Schiefebenen 23 schwenkbar am Nocken 14, die normalerweise im Innern des
Nockens eingezogen sind. Die eine oder die andere dieser Schiefebenen kann durch einen elektrischen Schalter, der zwar nicht dargestellt aber am Nocken 14 eingesetzt ist, in eine heraustretende Stellung gebracht werden.In addition, there are two movable inclined planes 23 pivotable on the cam 14, which is normally inside the
Cams are retracted. One or the other of these inclined planes can be brought into a protruding position by an electrical switch which, although not shown, is used on the cam 14.

Wenn die Anlage 15 von Hebel 12 mit den in heraustretender Stellung befindlichen Schiefebenen 23 zusammenarbeitet, entspricht das Gesetz der Veränderung des Automatisierungsgrades als Funktion des Ruderauschlags demnach der Form, wie sie in einer der Figuren 6 bzw. 7 dargestellt ist.When the system 15 of lever 12 cooperates with the inclined planes 23 in the protruding position, corresponds to the law of the change in the degree of automation as a function of the rudder deflection the shape as shown in one of Figures 6 and 7, respectively.

In den Figuren 8 und 9 sind die Relativ/stellungen der v/erschiedenen Elemente der Vorrichtung nach der Erfindung bei Normalflug für Ruderausschläge von gleich 0° und 15^U rechts (Stellungen a. und b_ der Fig. 2) wiedergegeben. In der Fig. 9 ist eine Schiefebene 23 in herausgetretener Stellung, wobei diese Figur auch dem einsetzenden Gebrauch der Schiefebene bei ausgefallenem rechten Motor 2 entspricht. In der Figur 10 sind, durchgezeichnet dargestellt, die relativen Stellungen der verschiedenen Elemente der Vorrichtung nach der Erfindung bei Normalflug für Ausschläge des Ruders 8 gleich 3Ü^U rechts (Stellung c; der Fig. 2) sowie für einen identischen Ausschlag, jedoch in nicht durchgezogenen Strichen, die Positionen der entsprechenden Elemente bei einem Flug mit ausgefallenem rechten Motor 2 (Stellung _f der Fig. 3) wiedergegeben.FIGS. 8 and 9 show the relative positions of the various elements of the device according to the invention during normal flight for rudder deflections equal to 0 ° and 15 ^{U to the} right (positions a and b in FIG. 2). In FIG. 9, an inclined plane 23 is in the stepped-out position, this figure also corresponding to the incipient use of the inclined plane when the right motor 2 has failed. In FIG. 10, the relative positions of the various elements of the device according to the invention are shown drawn in normal flight for deflections of the rudder 8 equal to 3Ü ^U right (position c; of FIG. 2) and for an identical deflection, but not in a solid line Lines, the positions of the corresponding elements in a flight with a failed right engine 2 (position _f of FIG. 3).

Bei einem Ausführungsbeispiel, in dem RM gleich 3Q° betrug, hatte der Automatisierungsgrad folgende Werte:In one embodiment where RM equals 3Q ° the degree of automation had the following values:

tO bis 0° = 0,36tO to 0 ° = 0.36

tM bis + 15° = 0,48tM up to + 15 ° = 0.48

t'M bis + 30° = 0,70t'M up to + 30 ° = 0.70

In diesem Zusammenhang gilt, daß das Gesetz des Ausschlags zwischen Ausgleichvorrichtung 9 und Ruder 0 Funktion der aerodynamischen Eigenschaften jedes Flugzeugtyps ist und daß sich dieses Gesetz aus dem gegebenenfalls modifizierbaren Profil von Nocken 14 ergibt.In this context it applies that the law of the deflection between compensating device 9 and rudder 0 function the aerodynamic properties of each type of aircraft is and that this law results from the eventual modifiable profile of cam 14 results.

Claims

SNIAS 1130 Anin. No. 84 15 123 claims:

1. Device for the automatic control of an aerodynamic Compensating device (9) on the rear part of a self on the structure (6) of an aircraft hinged aerodynamic control surface (8) is pivotably mounted, consisting of one on one side of the aerodynamic compensation device (9) articulated and on the other side with the structure (6) of the air rod (19) connected to the vehicle in such a way that a rudder control provided by the aerodynamic control surface (8)

KJ deflection automatically the deflection of the aerodynamic Compensating device (9) with respect to the aerodynamic control surface (8) causes

characterized in that on that of the aerodynamic compensation device opposite side the rod (19) is pivotally connected to a lever (12), which in turn is attached to the structure (6) the aircraft is articulated, and that means for Moving the pivot point (11) of the rod (19) and the lever (12) in an at least approximately transverse direction to the aerodynamic surface (8) in connection with the deflection controlled by the aerodynamic surface are provided.

2. Device according to claim 1, characterized in that the articulation point (11) of the rod, (19) and the lever (12) lies at least approximately in the transverse plane passing through the axis of rotation

b (7) of the aerodynamic control surface (8) on the structure of the aircraft extends in an eccentric position with respect to the axis.

3. Device according to one of claims 1 or 2, characterized in that the means for moving the joint node from a There are cams (14) that are hinged to the structure (6) of the aircraft and with the aerodynamic control surface (8) is rotatably connected and rests on the lever (12).

4. Apparatus according to claim 3, characterized in that the lever (12) through on the control surface (8) given aerodynamic loading forces is applied to the cam.

5. Apparatus according to claim 4, characterized in that elastic means (7) against the lever (12) press the cam (14).

6. Device according to one of claims 1 to 5, characterized in that the profile (14) of the cam (14) can be modified with the aid of movable inclined surfaces (23) arranged on the cam

is.