DE393684C - Stabilisierungsvorrichtung fuer Flugzeuge - Google Patents

Description

Der Gegenstand der Erfindung ist eine Stabilisierungsvorrichtung für Flugzeuge, die sich dadurch kennzeichnet, daß in das Handsteuerungsgestänge eine von einem Neigungsmesser, Geschwindigkeitsmesser o. dgl. beeinflußte SoIenoideinrichtung oder eine entsprechende hydraulische oder pneumatische Einrichtung eingeschaltet ist, die bei Bewegungen der Handsteuerung über bestimmte Grenzen hinaus eine ίο Verlängerung oder Verkürzung des Steuergestänges bewirkt.

Gemäß einer besonderen Ausführungsform der Erfindung ist der Handhebel des Seitensteuers federnd gelagert, 30 daß zwar mit dem Steuergriff schnelle Bewegungen möglich sind, das Steuergestänge aber diesen Bewegungen infolge der Einschaltung einer Dämpfungseinrichtung nur mit einer dem Trägheitsmoment der Flugzeugmassen entsprechenden, mit der Dämpfungsvorrichtung einstellbaren Verzögerung folgt.

Eine weitere Ausfühiungsform der Erfindung kennzeichnet sich dadurch, daß das Handsteuerungsgestriebe des Höhensteuers nicht nur durch eine Solenoideinrichtung oder eine entsprechende hydraulische oder pneumatische Einrichtung sondern auch durch eine von einem Höhenmesser oder Luftdruckmesser unmittelbar oder mittelbar gesteuerte Vorrichtung derart beeinflußt wird, daß das Flugzeug bis zu einer am Höhen- oder Druckmesser einstellbaren Höhe steigen kann, nach Erreichung derselben sich aber dauernd in dieser Höhe bewegen muß, bis die den Handhebel beeinflussende selbsttätig wirkende Votrichtung wieder von Hand ausgeschaltet wird.

In der Anwendung der Erfindung auf Seitensteuer besteht eine weitere Ausfühiungsform darin, daß das Handsteuerungsgetriebe des Seitensteuerö ■ nicht nur durch eine Solenoideinrichtung oder eine entsprechende hydraulische oder pneumatische Einrichtung sondern auch durch eine von einem Neigungsmesser unmittelbar oder mittelbar gesteuerte Vorrichtung derart beeinflußt wird, daß das Flugzeug eine bestimmte, auf den Neigungsmessser einstellbare Neigung nicht verlassen kann und daher in einer bestimmten gleichmäßigen Kurve fliegen muß.

Die bisher bekannten Stabilisierungsvorrichtungen beruhen im Gegensatz zu der Erfindung darauf, daß zur Erhaltung der Stabilität des Flugzeuges nur die Erhaltung einer bestimmten Pendellage notwendig ist. Die bekannten Einrichtungen beziehen sich daher auch alle auf Psndelvorrichtungen, die sowohl die Lage der Längsachse als auch die der Querachse des Flugzeuges zu einer gedachten horizontalen Ebene automatisch sichern. Ein mit dieser Pendelvorrichtung beispielsweise verbundenes Barometer hat keinen andern Zweck, als die Pendelvorrichtung, die zur Beibehaltung einer bestimmten Lage der Längsachse dient, solange auszuschalten, bis eine bestimmte Höhe erreicht ist, oder so oft auszuschalten, wie das Flugzeug die gewünschte Höhe verlassen will.

Im Gegensatz hierzu wird gemäß der Erfindung davon ausgegangen, daß die Stabilität des Flugzeuges in der Längsachse lediglich eine Funktion der Geschwindigkeit ist. Der Erfindungsgegenstand ist daher derart ausgebildet, daß die Beibehaltung bestimmter Grenzgeschwindigkeiten gesichert wird, die zur Erhaltung der Stabilität erforderlich sind. Zwischen diesen Grenzgeschwindigkeiten können nun Bewegungen des Höhensteuers ausgeführt werden, die beim Steigen des Flugzeuges bis zur unteren Grenzgeschwindigkeit, beim Sinken bis zur oberen Grenzgeschwindigkeit führen können. Diese Bewegungen können z. B. durch ein Barometer hervorgerufen werden, welches gemäß der Erfindung sekundär zu dem eigentlichen Stabilisierungsapparat arbeitet, ohne daß dieser durch das Barometer unwirksam gemacht wird.

Während also bei den bekannten Stabilisierungsvorrichtungen Pendelvorrich :ungen in Tätigkeit treten, die eine bestimmte Lage der Flugzeuglängsachse zu einer gedachten horizontalen Ebene sichern, aber beim Steigen oder Sinken des Flugzeuges durch ein Barometer unwirksam gemacht werden, arbeitet der Erfindungsgegenstand mit einer Geschwindigkeitsregulierung des Flugzeuges, die die Beibehaltung einer unteren und oberen Grenzgeschwindigkeit sichert, ohne daß das Barometer durch die Stabilisierungseinrichtung unwirksam gemacht wird.

Der Erfindungsgegenstand ist auf beiliegenden Zeichnungen veranschaulicht.

Abb. ι zeigt schema tisch die Steueranordnung für das Höhensteuer,

Abb. 2 ebenfalls schematisch die Steueranordnung für die beiden Verwindungsklappen,

Abb. 3 ebenfalls schematisch die Steueran-Ordnung für das Seitensteuer,

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Füi die Höhensteuerung, Quersteuerung und Seitensteuerung ergeben sich drei Arbeitskreise, die in den dargestellten Ausführungsbeispielen als elektrische Stromkreise wiedergegeben sind. Die Betätigung des Höhensteuers H nach Abb. ι von Hand erfolgt durch den Steuergriff a. Als selbsttätig wirkendes Sicherheitsorgan ist ein Geschwindigkeitsmesser h vorgesehen, der bei der dargestellten Anordnung nach dem

ίο Staudruckprinzip ausgebildet ist. Hiernach ist der kürzere Schenkel des Geschwindigkeitsmessers in der Fahrtrichtung offen, so daß er infolge des Fahrtwindes unter höherem Druck steht als der längere Schenkel, der entgegen der Fahrtrichtung offen ist. Es steht daher während der Fahrt in dem kürzeren Schenkel der Flüssigkeitsspiegel niedriger als in dem längeren Schenkel. Die elektrischen Kontaktleitungen sind an die beiden Schenkel des Geschwindigkeitsmessers so angeschlossen, daß bei einer bestimmten Geschwindigkeit des Flugzeuges der Strom unterbrochen ist, dagegen bei Überschreiten bzw. Unterschreiten dieser Geschwindigkeit je ein besonderei Stromschluß erfolgt, der einen auf das Höhensteuer wirkenden Magneten in der einen oder anderen Richtung bewegt.

Im Falle zu geringer Geschwindigkeit steigt in dem nach vorn offenen Staudruckschenkel die Kontaktflüssigkeit (Quecksilber) und der Stromkreis c wird über die Batterie B geschlossen. Der Magnet C zieht den Eisenkern K entgegen der Wirkung einer Feder F in seinen Hohlraum. Der Eisenkern K beeinflußt hierbei das Steuergestänge 5 des Höhensteuers H, so daß dieses um einen gewissen Betrag mit seinem hinteren Rande nach aufwärts schwingt. Das zu starke Steigen des Flugzeuges, das die Verlangsamung der Fluggeschwindigkeit zur Folge hatte, wird selbsttätig verringert.

Wird'die^Flugzeuggaschwindigkeit zu hoch, z. B. bei der Abwärtsbewegung des Flugzeuges, so wird durch den Geschwindigkeitsmesser b der zweite Stromkreis d geschlossen, da die Kontaktflüssigkeit im kleinen Schenkel durch den erhöhten Staudruck sinkt, dagegen im größeren Schenkel steigt. Der Eisenkern K wird in den Magneten D hineingezogen und das Steuergestänge 5 bewirkt ein Ausschwingen des Höhensteuers derart, daß dessen hintere Kante sich nach abwärts bewegt. Das Flugzeug sinkt daher weniger schnell.

In die beiden Stromkreise c und d können Warnungslampen W eingeschaltet sein, die den Führer von der selbsttätigen Wirkungsweise des Geschwindigkeitsmessers unterrichten. fc Das Steuergestänge S ist mit der Stange S¹, die an dem Steuergriff α angelenkt ist, so gekuppelt, daß die Gesamtlänge von S-S¹ sich verlängert oder verkürzt, je nachdem der mit dem Gestänge S verbundene Eisenkern K durch die Magnete C bzw. D in der einen oder anderen Richtung bewegt wird. Wird der Eisenkern K in den Magneten C hineingezogen, dann erfolgt eine Verkürzung des Steuergestänges, wird der Kern K von dem Magneten D beeinflußt, dann eifolgt eine Verlängerung des Steuargestänges. Wird demnach, während einer der beiden Stromkreise c oder d geschlossen ist, der Steuergriff a vom Führer betätigt, dann ist infolge der Verkürzung oder Verlängerung des Steuergestänges ein Übersteuern des Flugzeuges ausgeschlossen.

Als selbsttätig wirkendes Sicherheitsorgan zur Beeinflussung der beiden Verwindungsklappen V, V¹ (Abb. 2) ist ein Pendel P vorgesehen. Dieses bewirkt beim Ausschwingen nach der einen oder anderen Richtung Kontaktschluß, so daß je einer von zwsi Stromkreisen geschlossen wird, von denen der eine e den Magneten E und der andere e¹ den Magneten^¹ erregt. Bei rechts hängendem Flugzeug wird der Stromkreis e¹ geschlossen, so daß sieh der Eisenkern K in Richtung gegen den Magneten E¹ bewegt. Da der Kern K durch je ein Gestänge mit den beiden Verwindungsklappen V, V¹ verbunden ist, wird bei der erwähnten Bewegung des Kernes K unter dem Einfluß des Magneten E¹ die rechte Verwindungsklappe F¹ gesenkt und die linke Verwindungsklappe V gehoben. Bei links hängendem Flugzeug wird der Stromkreis e des Magneten E geschlossen. Die Bewegung der beiden Verwindungsklappen ist dann umgekehrt.

Für die Beeinflussung des Seitensteuers (Abb. 3) ist ein Neigungsmesser N vorgesehen, der je nach dem Ausschwingen nach rechts oder links einen Stromkreis e oder e¹ schließt und dementsprechend einen Magneten E oder E¹ erregt. Die Kontakte der beiden Stromkreise e und e¹ sind an den festen Anschlägen des Neigungsmessers N angeordnet. Der von den Magneten E und E¹ beeinflußte Kern K ist mit einer Stange 5¹ verbunden, welche, je nachdem sie sich in der einen oder anderen Richtung bewegt, mittels einer geeigneten Übertragung, z. B. mittels Zahnstange und Zahnrad, das (in Draufsicht dargestellte) Seitensteuer R zum Ausschwingen bringt.

Erreicht zum Beispiel beim Kurvenpflug der Neigungswinkel des Flugzeuges infolge zu scharfer Kurve den zugelassenen Höchstwert, so schaltet der Neigungsmesser N bei Linkskurve den Magneten E¹ ein und zieht damit den Kern K und daher das Seitensteuer R aus der Steuerlage I in die Mittelstellung II. Bei zu starker Rechtskurve wird der Stromkreis des Magneten E geschlossen. Die Beeinflussung des Seitensteuers R erfolgt in umgekehrter Richtung, In den Stromkreisen können wiederum Warnungslampen W für den Flugzeugführer eingeschaltet sein.

Mit dem vom Kern K beeinflußten Gestänge S

des Seitensteuers R (Abb. 3) ist wiederum, wie bei dem Höhensteuer H (Abb. i), das zum Steuergriff α führende Gestänge S¹ so verbunden, daß die Gesamtlänge des Steuergestänges S-S¹ je nach* der Verschiebung des Kernes K verlängert oder verkürzt wird. Das Steuergestänge S¹ ist bei der Anordnung nach der Abb. 3 nicht unmittelbar mit dem Steuergriff α verbunden, sondern greift an einem Hebel G (perspektivisch gezeichnet) an, auf den der Handgriff α unter Zwischenschaltung einer Feder / einwirkt. An dem freien' Ende des Gestänges S¹ ist ein in einem Zylinder spielender Dämpfungskolben L befestigt, durch den die EinstellbewegungT des"* Handgriffes a, die an und für sich durch die Feder / in gewissem Grade gedämpft auf den Hebel G_f übertragen wird, in einer bestimmten,* den Massen des Flugzeuges entsprechenden Verzögerung ! erfolgt.

Diese Dämpfungseinrichtung L hat ihre Bedeutung insbesondere beim Zusammenwirken des Seitensteuers mit der Quersteuerung nach Abb. 2 ; die gleichzeitige Betätigung der Quersteuerung und derjSeitensteuerung erfolgt bekanntlich? beim Kurvenflug, der mittels des | Handhebels α nach Abb. 3 einzustellen ist. j Fliegt aber das Flugzeug geradeaus und beginnt I hierbei nach rechts oder links zu* hängen, dann | bewirkt die Pendeleinrichtung P nach Abb. 2 ! selbsttätig ein Einstellen der rechten oder linken \ Verwindungsklappe V oder T*¹, ohne daßjes'der ; Betätigung des Seitensteuers bedarf ; die Dämp- ■ fungseinrichtung spielt also hierbei keine Rolle mehr. J

Bei'den im Vorstehenden gekennzeichneten j Vorrichtungen sind zur Beeinflussung der Steuerflächen nach Abb. 1 bis 3 oder zur Verlängerung oder Verkürzung des Gestänges nach Abb. 1 und 3 elektrische Stromkreise vorgesehen. Statt dieser können in den drei Arbeitskreisen mecha- ' nische Einrichtungen vorgesehen werden, z. B. : in Form doppelt wirkender Arbeitszylinder, die durch Druckluft, Druckwasser oder ein anderes j Druckmittel betrieben werden. Hierbei wäre , das Umsteuerorgan dieses Arbeitszylinders un- ; mittelbar oder mittelbar von dem betreffenden selbsttätig wirkenden Sicherheitsorgan, also dem Geschwindigkeitsmesser nach Abb. 1 oder dem ■ Pendel nach*Abb. 2^oder dem Neigungsmesser nach Abb. 3 zu beeinflussen.

Für den Notfall müssen bei'den Anordnungen > nach den Abb. 1 und 3 Kupplungen vorgesehen werden, die an Stellender eingebauten Sicherheitsorgane die'Einzelteile des Steuergestänges in eine vollkommen starre Verbindung bringen, so daß die Verlängerung und Verkürzung des . Steuergestänges ausgeschlossen wird. Ebenso müssen für den Notfall Vorkehrungen getroffen sein, um die Betätigung der seitlichen Verwindungsklappen von Hand zu ermöglichen.

Bei den bisher beschriebenen Einrichtungen nach Abb. 1 bis 3 ist nur die Quersteuerung ! (Querstabilisierung) durch die Verwindungsklappen (Abb. 2) vollkommen selbsttätig wirkend.iwährend die Höhensteuerung nach Abb.i und die Seitensteuerung nach Abb. 3 halb selbsttätig sind.

Bei dieser halb selbsttätigen Steuerung verhindern also die eingebauten Sicherheitsorgane ; durch Verlängerung oder Verkürzung der Steuergestänge lediglich ein Übersteuern des Flugzeuges von Hand. Sollen auch'die Höhen- und Seitensteuer vollkommen selbsttätig wirken, was aber nur während des Fluges in gleichbleibender Höhe und in gleichbleibender Richtung oder Kurve stattfinden'kann, so ist die ! Bewegung des Steuergriffs α des Höhensteuers// (Abb. i) von zwei durch einen Barometer M ' beeinflußten Stromkreisen 0 und u abhängig zu machen, ebenso die Bewegung des Steuergriffes a des Seitensteuers (Abb. 3) von zwei Stromkreisen 0, ti, die durch die Vereinigung des Neigungsmessers N mit einem Pendel T'¹ beeinflußt werden. Die Stromkreise 0, u nebst den zugehörigen Organen sind in den Abb. 1 und 3 gestrichelt dargestellt.

Die vollkommen selbsttätige Höhensteuerung nach Abb. 1 könnte gleichzeitig als Startvorrichtung schon am Erdboden benutzt werden, go wenn die Kontaktmarken der Stromkreise 0 und u am Barometer M für eine bestimmte Höhe, die einem bestimmten Luftdruck entspricht, eingestellt werden. Es würde dann für den Führer die Betätigung des Höhensteuers von Hand mittels des Steuergriffes α (Abb. 1) entbehrlich werden, solange sich das Flugzeug innerhalb der eingestellten Höhe bewegt. Ist letztere noch nicht erreicht, dann würde die Kontaktflüssigkeit in dem längeren geschlossenen Schenkel des Barometers M den Stromkreis u geschlossen halten, so daß der Magnet U den Kern K¹ anzieht. Hierdurch wird der Steuergiiffa mit dem Gestänge S¹, S bewegt, derart, daß das Höhensteuer H mit seiner hinteren Kante nach abwärts schwingt. Selbstredend kann diese Einstellbewegung des Höhensteuers H nur innerhalb derjenigen Grenzen erfolgen, die duich den Geschwindigkeitsmesser b zugelassen werden. Ist die gewünschte Höhe erreicht, also unterdessen der auf den kürzeren, offenen Schenkel des Barometers M wirkende Luftdruck entsprechend gesunken, dann wird der Stromkreis u unterbrochen und das Höhensteuer H nimmt durch Federwirkung F¹ seine Normalstellung ein, soweit nicht der Geschwindigkeitsmesser b seine Wirkung geltend macht. Wird aber die gewünschte Höhe überschritten, dann schließt sich der Stromkreis 0, da der Spiegel der Kontaktflüssigkeit in dem kürzeren offenen Schenkel des Barometers M weiter steigt. Dementsprechend wird der Magnet (J

erregt, der seinerseits den Kern K¹ anzieht und mittels des Gestänges S¹, S das Höhensieuer mrt seiner hinteren Kante nach auf war ts^ausschwingt; auch diese Schwingbewegung^ erfolgt unter der Überwachung des Geschwindigkeitsmessers^. Das Höhensteuer H kehrt in seine Ausgangslage zurück, sobald das Flugzeug auf die durch die Kontaktmarken eingestellte Höhe gesunken ist.

to Während die selbsttätige Höhensteuerung als Startvorrichtung in dem gekennzeichneten Sinne benutzt werden kann, ist eine Landung stets von dem Führer abhängig, da hierbei zwei Umstände mitspielen, die nicht immer von dem Flugzeug aus mechanisch zur Steuerung des Apparates herangezogen werden können. Es handelt sich nämlich einerseits um die Berücksichtigung der jeweiligen Entfernung des Flugzeugs vom Erdboden und anderseits um die Geschwindigkeit des Flugzeuges relativ zum Erdboden.

Die mit dem Neigungsmesser A^r nach Abb. 3. verbundene Pendelanordnung P¹ beeinflußt die zugehörigen Stromkreise 0 und u in sinngemäßer Weise, wobei die Kontakte dieser Stromkreise an bewegliche Anschläge des Neigungsmessers N angeschlossen sind, die nach dem Durchmesser der Kurve, die eine Zeit lang eingehalten werden soll, eingestellt werden können. Der Kern K¹ bewegt wiederum, wie bei Abb. 1, den Handgriff α nach der einen oder anderen Richtung, je nachdem von dem Stromkreis 0 oder u der eine oder andere Magnet O oder JJ erregt wird. Auch an Stelle der gestrichelt dargestellten Stromkreise nach Abb. 1 und 3 können mechanische Arbeitskreise treten, und zwar wiederum beispielsweise in Form von Arbeitszylindern, die durch Preßluft oder ein anderes Druckmittel betrieben werden. Die Steuervorrichtungen für diese Arbeitszylinder, die die Handgriffe α nach Abb. 1 und 3 betätigen, werden durch den Barometer M oder durch den Neigungsmesser N mittelbar oder unmittelbar beeinflußt.

Nach Vorstehendem besteht also die Möglichkeit einer halb automatischen Steuerung des Flugzeuges, während die Höhensteuerung (Betätigung der Verwindungsklappen) vollkommen selbsttätig gesteuert wird. Ebenso kann aber auch das Flugzeug eine vollkommen selbsttätige Steuerung erhalten, indem zusätzliche Arbeitskreise eingeschaltet '■ werden, die d''e Steuergriffe für das Höhensteuer j und Seitensteuer beeinflussen. Bei vollkommen ; selbsttätiger Steuerung tritt also vor den j Sicherheitsstromkreis des Geschwindigkeitsmessers (Abb. 1) noch ein barometrisch gesteuertes Organ und vor den Sicherheitsstromkreis des Neigungsmessers (Abb. 3) ein zweiter Stromkreis, der durch unmittelbare Beeinflussung des Seitensteuergriffes jede Abweichung des Fhigzeuges von einer festgelegten Richtung (Geradeausflug oder Kurvanflug) hindert.

Claims (4)

-Ansprüche:

1. Stabilisierungsvorrichtung für Flugzeuge, dadurch gekennzeichnet, daß in das Handsteuerungsgestänge eine von einem Neigungsmesser, Geschwindigkeitsmesser o. dgl. beeinflußte Solenoideinrichtung oder eine entsprechende hydraulische oder pneumatische Einrichtung eingeschaltet ist, die bei Bewegungen der Handsteuerung über bestimmte Grenzen hinaus eine Verlängerung oder Verkürzung des Steuergestänges bewirkt.

2. Stabüisierungsvorrichtung nach Anspruch i, dadurch gekennzeichnet, daß der Handhebel des Seitensteuers federnd gelagert ist, so daß zwar mit dem Steuergriff schnelle Bewegungen möglich sind, das Steuergestänge aber diesen Bewegungen infolge der Einschaltung einer Dämpfungseinrichtung nur mit einer dem Trägheitsmoment der Flugzeugmassen entsprechenden, mit der Dämpfungsvorrichtung sinstellbaren Verzögerung folgt.

3. Stabilisierungsvorrichtung nach Anspruch i, dadurch gekennzeichnet, daß das Handsteuerungsgetriebe des Höhenstauers nicht nur durch eine Solenoideinrichtung oder eine entsprechende hydraulische oder pneumatische Einrichtung, sondern auch durch eine von einem Höhenmesser oder Luftdruckmesser unmittelbar oder mittelbar gesteuerte Vorrichtung derart beeinflußt wird, daß das Flugzeug bis zu einer am Höhen- oder Druckmesser einstellbaren Höhe steigen kann, nach Erreichung derselben sich aber dauernd in dieser Höhe bewegen muß, bis die den Handhebel beeinflussende selbsttätig wirkende Vorrichtung wieder von Hand ausgeschaltet wird.

4. Stäbilisierungsvorrichtung nach Anspruch i, dadurch gekennzeichnet, daß das Handsteuerungsgetriebe des Seitensteuers nicht nur durch eine Solenoideinrichtung oder eine entsprechende hydraulische oder pneumatische Einrichtung, sondern auch durch eine von einem Neigungsmesser unmittelbar oder mittelbar gesteuerte Vorrichtung derart beeinflußt wird, daß das Flugzeug eine bestimmte, auf dem Neigungsmesser einstellbare Neigung nicht verlassen kann und daher in einer bestimmten gleichmäßigen Kurve fliegen muß.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen.