DE574705C - Selbsttaetige Kurssteuerung fuer Luftfahrzeuge - Google Patents

Description

Es ist bereits bekannt, daß Schräglage eines Luftfahrzeuges den Kurs beeinflußt, so daß ein Luftfahrzeug, welches z. B. durch eine Bö oder andere Einflüsse plötzlich aus der Gleichgewichtslage in bezug auf die Längsachse abgelenkt wird, vom Kurs abweicht, und daß ferner durch die Schräglage, die ein Flugzeug in der Kurve einnehmen muß, ebenfalls die Kurssteuerung beeinflußt wird. Die Einflüsse, welche die Schräglage eines Flugzeuges auf die Kurssteuerung ausübt, machen sich besonders bei der selbsttätigen Kurssteuerung nachteilig bemerkbar, bei welcher das Seitenruder durch einen oder häufiger durch zwei Impulse beeinflußt wird, welche durch einen Kompaß und/oder ein auf Drehungen des Flugzeuges um die senkrechte Achse ansprechendes Gerät beeinflußt werden. Es ist bereits vorgeschlagen worden, bei solchen Steuerungen auch einen von der scheinbaren Querneigung abhängigen Impuls auf die Steuerung zur Einwirkung zu bringen. Es hat sich indessen · gezeigt, daß auch die von der Querneigung allein abhängigen, z. B.

durch ein Ouerneigungspendel ausgeübten Impulse nicht imstande sind, die Einwirkungen der Schräglagen des Flugzeuges auf die Kurssteuerungen in der erforderlichen Weise auszugleichen, wie dies durch den Flugzeugführer bei der Handsteuerung erfolgt. Der durch ein Querneigungspendel oder ein ähnliches auf die scheinbare Querneigung ansprechendes Gerät ausgeübte Einfluß macht sich z. B. erst bemerkbar, wenn infolge der Störung, z. B. einer plötzlich einsetzenden Bö, eine beträchtliche Abweichung von der richtigen Schräglage eingetreten ist, während der Einfluß in ähnlicher Weise, wie es durch den Flugzeugführer bei Handsteuerung geschieht, bereits im Entstehen aufgefangen werden müßte. Auch der beim Übergang in eine Kurve infolge der damit verbundenen Neigung des Flugzeuges auftretende Einfluß auf die Seitensteuerung kann durch einfache Querneigungspendel nicht in der erforderliehen Weise berücksichtigt werden.

Diesen und anderen Nachteilen der bisher bekannten Kurssteuerungen wird durch die Erfindung dadurch abgeholfen, daß die Seitensteuerung durch einen von der Drehgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges um die Längsachse abgeleiteten Impuls zusätzlich beeinflußt wird. Ein solcher Einfluß wirkt berichtigend auf die Seitensteuerung des Flugzeuges gleich im Entstehen der Störung ein. Er fängt die Störungen gewissermaßen sofort auf, noch bevor das Luftfahrzeug eine störende Schräglage eingenommen hat. Auch beim Übergang in eine Kurve macht sich der von der Drehgeschwindigkeit um die Längs-

achse abgeleitete Einfluß sofort bemerkbar, auch wenn das Luftfahrzeug allmählich mit ständig richtiger Schräglage in die Kurve übergeht, in "welchem Falle ein Ouerneigungspendel oder ein ähnliches Gerät keinen Ausschlag machen würde, also auch die Steuerung nicht berichtigen könnte.

Je nach der besonderen Bauart des Luftfahrzeuges und seinen dadurch bedingten besonderen Flugeigenschaften ist die Art der Stärke des von der Ouerneigung bzw. der Drehgeschwindigkeit um die Längsachse auf die Seitensteuerung ausgeübten Einflusses verschieden. Um' nicht für jedes Luftfahrzeug eine besondere Steuerung konstruieren zu müssen, empfiehlt es sich, die Stärke, mit der der erfindungsgemäß von der Drehgeschwindigkeit um die Längsachse abgeleitete Impuls auf die Seitensteuerung wirkt, einstellbar zu machen. Wird die Seitensteuerung durch einen Kreisel mit zwei Freiheitsgraden und zur Flugzeugquerachse paralleler Drehachse, einen sogenannten Wendezeigerkreisel, beeinflußt, wie dies meist der Fall ist, so kann die Erfindung in der Weise ausgeführt werden, daß der von der Drehgeschwindigkeit um die Längsachse abgeleitete Einfluß gegen den Präzessionseinfluß des Kreisels geschaltet wird. Den von der Drehgeschwindigkeit um die Längsachse abzuleitenden Impuls kann man zweckmäßig auch von einem Kreisel mit zwei Freiheitsgraden ableiten, dessen Drehachse, wie beim Wendezeigerkreisel, zur Querachse parallel ist, während die Präzessionsachse, d. h. diejenige Achse, um die der Kreiselrahmen seine Präzessionsschwingungen ausführt, nicht zur Längsachse, sondern zur Hochachse parallel liegt. Die Präzessionswirkungen der beiden Kreisel können dann auf ein den Rudermotor schaltendes Relais, z. B. ein Strahlrohr, zur Einwirkung gebracht werden, wobei dann zweckmäßig Einstellmittel vorzusehen sind, um das Verhältnis, in welchem die beiden Kreisel auf das Relais, z. B. das Strahlrohr, einwirken, je nach den besonderen Flugeigenschaften des Luftfahrzeuges, für welches die Steuerung bestimmt ist, einstellen zu können.

Den gleichen Zweck kann man indessen auch mit einem einzigen Kreisel erreichen, wenn die Präzessionsachse des Kreiselrahmens nicht unveränderlich parallel zur Flugzeuglängsachse gelagert wird, sondern z.B. in einem besonderen Rahmen, welcher um eine zur Flugzeugquerachse parallele Achse schwenkbar ist. Mit Hilfe eines solchen Rahmens läßt sich die Präzessionsachse des Kreisels in beliebige Winkel zur Längsachse geneigt einstellen. Ist α der Winkel, um den die Präzessionsachse des Kreisels geneigt ist, und ist ferner K die Präzessionskraft, mit welcher der Kreisel bei einer bestimmten Drehgeschwindigkeit um eine zu dem Präzessionsrahmen senkrechte Achse präzediert, so beträgt die Präzessionskraft bei einer Drehung des Flugzeuges allein um die Hochachse

= K cos a,

(1)

während die Präzessionskraft bei einer Drehung allein um die Längsachse

L = K sin α (2)

ist. Bringt man demzufolge den Präzessionsausschlag des Kreisels auf die Seitensteuerung, ζ. B. über ein Relais für den Rudermotor, zur Einwirkung, so ist der von einer Drehung um die Hochachse herrührende Anteil des Einflusses auf die Steuerung proportional K cos α, während der von einer Drehung um die Längsachse abhängige Anteil des Einflusses proportional K sin α ist. Man kann daher durch Einstellen der Präzessionsachse des Kreisels unter einem bestimmten Winkel gegen die Längsachse die von der Neigung des Flugzeuges auf- die Kurssteuerung herrührenden Einflüsse mit einem derartigen Gerät je nach den besonderen Flugeigenschaften des betreffenden Flugzeuges vollständig berücksichtigen.

In den Zeichnungen ist eine Ausführungs- go form der Erfindung schematisch dargestellt. Abb. ι zeigt Anordnung des Kreisels in bezug auf das als Strahlrohr ausgebildete Relais für den Rudermotor im Aufriß, während Abb. 2 das Schema der Steuerung im Grundriß zeigt.

Zur Verstellung des Seitenruders dient der in dem Zylinder 1 arbeitende Kolben 2. In bekannter Weise wird den beiden Zylinderkammern Druckmittel, zweckmäßig Druckluft, durch zwei Leitungen 3,4 zugeführt, welche von dicht nebeneinander in einem Verteilerstück 5 vorgesehenen Düsen 6,7 ausgehen. Vor den Düsen spielt in bekannter Weise ein Strahlrohr 8, welches um eine _1Os Achse 9 drehbar gelagert ist, durch die dem Strahlrohr ständig Druckmittel, z. B. Druckluft, zugeführt wird. In der Mittelstellung werden die beiden Düsen 6, 7 durch den aus dem Strahlrohr 8 austretenden Luftstrahl no gleichmäßig beaufschlagt, so daß λόγ und hinter dem Kolben 2 in der Druckkammer der gleiche Druck herrscht und das Ruder in Ruhe bleibt. Wird dagegen das Strahlrohr im Uhrzeigersinn oder gegen diesen ausgelenkt, so erhält die Düse 6 mehr bzw. weniger Druckluft als die Düse 7, so daß der Druck vor dem Kolben 2 steigt bzw. sinkt und hinter dem Kolben 2 sinkt bzw. steigt und der Kolben sich daher nach rechts bzw. links unter Verstellung des Seitenruders bewegt. An dem Strahlrohr greift nun einerseits die

Membran Ii der Membran dose 12, andererseits der Präzessionsrahmen 13 des Kreisels 14 an, der in bekannter Weise durch einen aus der Düse 15 austretenden Luftstrom in rasche Drehung um seine in dem Präzessionsrahmen 13 gelagerte Achse 16 versetzt wird. Die beiden Kammern der Membran 12 werden in bekannter Weise durch einen Kompaß beeinflußt, derart, daß beiderseits der Membran gleicher Druck herrscht, wenn das Flugzeug dem Sollkurs anliegt, während der Druck in der einen bzw. der anderen Kammer steigt bzw. sinkt, wenn das Luftfahrzeug in dem einen oder anderen Sinne vomKurs abweicht.

Ferner ist in üblicher Weise eine Rückführung vorgesehen, welche zweckmäßig, wie in Abb. 2 dargestellt, derart ausgebildet ist, daß durch die Bewegungen des Kolbens 2 das mit der Kolbenstange 17 durch einen Seilzug 18 verbundene Joch 19, welches außerdem unter dem Einfluß einer Rückholfeder 20 steht, um eine Achse 21 gedreht wird und dadurch die Blattfeder 23, welche mit dem Strahlrohr und dem Joch 19 verbunden ist, in dem einen oder anderen Sinne mehr oder weniger spannt. Die Feder 23 übt die erforderliche Rückführwirkung auf das Strahlrohr 8 aus. Liegt die Präzessionsachse 24 des Kreiselrahmens parallel zur Flugzeuglängsachse, so arbeitet die Steuerung in der bekannten Weise. Bei Abweichen des Flugzeuges von dem Sollkurs suchen die Membran 11 sowie der Kreiselrahmen 13 das Strahlrohr auszulenken, wobei sich der von dem Kreisel ausgeübte, der Drehgeschwindigkeit um die Hochachse proportionale Einfluß mit dem von der Membran 11 _ausgeübten, der Winkelabweichung vom Sollkurs proportionalen Einfluß überlagert. Um erfindungsgemäß den von der Drehgeschwindigkeit um die Längsachse abhängigen Einfluß ebenfalls auch noch auf die Seitensteuerung zur Einwirkung zu bringen, ist bei dem Ausführungbeispiel der Präzessionsrahmen 13 in dem Rahmen 28- gelagert, welcher in zwei Lagerplatten 29, 30 um die zur Querachse parallele Achse 31 schwenkbar gelagert ist. In die eine Lagerplatte 30 ist eine kreisförmige Nut 33 eingeschnitten, in welche ein an dem Rahmen 28 fest angeordneter Bolzen 34 sich führt, so daß der Rahmen 28 in beliebigen Stellungen mittels einer Schraube 35 festklemmbar ist. Ferner ist an dem Rahmen 28 ein Zeiger 36 vorgesehen, welcher über einer Gradteilung 37 spielt. An dem Präzessionsrahmen 13 ist ein kreisförmiger Bügel 41 angeordnet, welcher in einer Art am Strahlrohr 8 befestigten Führungsgabel 42 gleitet oder auch in einer Führungsgabel, welche federnd mit dem Strahlrohr 8 verbunden ist. Wird der Rahmen 28 in eine schräge Lage, wie sie in Abb. 1 strich

punktiert, dargestellt ist, geschwenkt, so präzediert der Kreisel sowohl bei Drehungen des Flugzeuges um die Hochachse als auch bei Drehungen um die Längsachse. Der auf das 65 Strahlrohr und somit auf die Seitensteuerung übertragene Einfluß ist, wenn der Neigungswinkel der Präzessionsachse gegen die Neigungsachse mit α bezeichnet wird, bei Drehungen um die Hochachse proportional cos cc, 70 bei Drehungen um die Längsachse proportional sin ct. Durch Einstellung auf einen bestimmten Winkel kann daher erreicht werden, daß die Drehgeschwindigkeit um die Längsachse in gewünschter Stärke die Seitensteue- 75 rung beeinflußt. So kann z. B. bei Einbau einer derartigen Einrichtung in ein Flugzeug durch Versuche die günstigste Stellung für die Längsachse gefunden werden, bei der der von der Querneigung herrührende Einfluß 80 auf die Seitensteuerung vollständig oder so vollständig wie möglich ausgeglichen wird. Die Einstellbarkeit des von der Drehgeschwindigkeit um die Längsachse herrührenden Einflusses auf die Seitensteuerung läßt 85 sich mit einfachen Mitteln auch dann erreichen, wenn zur Berücksichtigung dieses Einflusses ein besonderer Kreisel oder ein anderes auf Drehgeschwindigkeiten um die Längsachse ansprechendes, geeignetes Gerät 90 vorgesehen ist. Hierzu können die verschiedenartigsten, an sich bekannten Mittel verwandt werden. Der Einfluß auf die Seitensteuerung braucht auch nicht notwendigerweise auf das Seitenruder, sondern kann auf 95 jedes zur Beeinflussung der Seitensteuerung geeignete Mittel zur Einwirkung gebracht werden.

Claims (6)

Patentansprüche:

1. Selbsttätige Kurssteuerung für Luftfahrzeuge, welche durch einen von der Kursabweichung abhängigen Einfluß und/oder von der Winkelgeschwindigkeit um die Hochachse abhängigen Einfluß betätigt wird, dadurch gekennzeichnet, daß auf die Seitensteuerung (Strahlrohr 8) die der Winkelgeschwindigkeit um die Längsachse entsprechende Präzessionswirkung eines Kreisels mit zwei Freiheitsgraden zur Einwirkung gebracht ist, dessen Präzessionsachse zur Flugzeuglängsachse nicht parallel, z. B. senkrecht, angeordnet ist.

2. Selbsttätige Kurssteuerung nach Anspruch i, dadurch gekennzeichnet, daß die Stärke der Einwirkung des entsprechend der Winkelgeschwindigkeit um die Längsachse'mit Präzessionsausschlägen antwortenden Kreisels auf die Seitensteuerung (Strahlrohr 8) einstellbar ist.

3. Selbsttätige Kurssteuerung nach Anspruch ι und/oder 2, bei der die Seitensteuerung durch einen auf Drehungen um die Hochachse mit Präzessionsausschlägen antwortenden Kreisel mit zwei Freiheitsgraden beeinflußt wird, gekennzeichnet durch eine derartige Anordnung des Kreisels (14), daß die Präzessionsachse (24) in einer zur Hochachse und Längsachse des Flugzeuges parallelen Ebene gegen die Hochachse um einen spitzen Winkel geneigt liegt.

4. Selbsttätige Kurssteuerung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Neigungswinkel zwischen Hochachse des Flugzeuges und Präzessionsachse (24) des Kreisels (14) einstellbar (28, 31, 33,

34. 35) ist.

5. Selbsttätige Kurssteuerung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß der Präzessionsrahmen (13) des Kreisels (14) in einem besonderen, um eine zur Flugzeugquerachse parallele Achse (31) drehbar und in gewünschten Stellungen (37) festklemmbaren (33, 34, 35) Rahmen (28) gelagert ist.

6. Selbsttätige Kurssteuerung nach Anspruch 5, gekennzeichnet durch einen Gradbogen (37), über welchem ein an dem den Präzessionsrahmen (13) tragenden Rahmen (28) angeordneter Zeiger (36) spielt.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen