DE642043C

DE642043C - Device for the automatic control of an aircraft by means of a single gyro

Info

Publication number: DE642043C
Application number: DEC45443D
Authority: DE
Original assignee: S Smith and Sons Ltd
Current assignee: S Smith and Sons Ltd
Priority date: 1931-10-06
Filing date: 1931-10-06
Publication date: 1937-02-24

Description

Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zur selbsttätigen Steuerung eines Luftfahrzeugs mittels eines einzigen Kreisels, dessen Rotor im Luftfahrzeug mit drei Freiheitsgraden gelagert ist und dessen Umlaufachse sich in Richtung der Längsachse des Luftfahrzeugs erstreckt. Bei dieser Vorrichtung sind außerdem noch Hilfsmittel vorgesehen, die durch den Kreisel gesteuert werden zwecks Betätigung des Seiten- und Höhenruders in Abhängigkeit von der Winkelverschiebung des Rotors relativ zum Flugzeug um eine senkrechte Querachse. Mit dieser bekannten Kreiselvorrichtung wird das Luftfahrzeug längs einer in bezug auf die Drehachse des Kreiselrotors fest liegenden Linie gesteuert, indem die Seiten- und Höhenruder bei einer Abweichung des Luftfahrzeugs von dieser Linie einzeln oder gemeinsam selbsttätig gesteuert werden, um diese Abweichung zu korrigieren. Es ist vorgeschlagen worden, derartige Vorrichtungen für führerlose Flugzeuge zu verwenden, bei denen der abgesetzte Kurs des Flugzeugs nicht geändert zu werden braucht. Die Erfindung bezweckt eine derartige Ausbildung dieser bekannten Steuervorrichtungen mit einem einzigen Steuerkreisel in der Weise, daß auf den Rotor ein Drehmoment um eine Querachse zu seiner Umlaufachse ausgeübt werden kann, um eine Präzession des Kreiselrotors um eine dritte Freiheitsachse zu bewirken, um das Flugzeug durch gemeinsame oder getrennte Betätigung der Seiten- und Höhenruder auf einen neuen Kurs zu legen.The invention relates to a device for the automatic control of an aircraft by means of a single gyro, the rotor of which is mounted in the aircraft with three degrees of freedom and whose axis of rotation extends in the direction of the longitudinal axis of the aircraft. at this device is also provided with aids that are controlled by the gyro are used to operate the rudder and elevator depending on the angular displacement of the rotor relative to the Plane around a vertical transverse axis. With this known gyro device that The aircraft is steered along a line which is fixed in relation to the axis of rotation of the gyro rotor, by the rudder and elevator if the aircraft deviates from this Line can be controlled individually or together automatically in order to correct this deviation. It has been proposed to use such devices for pilotless aircraft, where the aircraft's remote course does not need to be changed. The invention aims at such a design these known control devices with a single control gyro in such a way that that a torque is exerted on the rotor about a transverse axis to its axis of rotation can be used to cause the gyro rotor to precession around a third axis of freedom, to set the aircraft on a new course by operating the rudder and elevator together or separately.

Es sind bereits von Hand gesteuerte Vorrichtungen zur Ausübung eines Drehmoments auf den Rotor um eine Querachse zur Umlaufachse zwecks Erzielung einer Präzession des Rotors um eine dritte Achse bekannt. Diese bekannten Vorrichtungen dienen zum Stabilisieren des Kurses bewegter Systeme, z. B. Luft- oder Wasserfahrzeuge, und bestehen aus einem auf das Seitenruder einwirkenden Kreisel mit drei Freiheitsgraden und Hilfsmitteln, Kreisel mit zwei Freiheitsgraden, Magnetsystem u. a. m. Um trotz der Kursstabilisierung durch die beiden Kreisel Kurven fliegen zu können, ist mit dem Kurskreisel ein elektromagnetisches System verbunden, das gestattet, mittels geeigneter, von Hand betätigter Schalter willkürlich ein nach Größe und Drehsinn einstellbares Drehmoment auf die senkrechte Präzessionsachse des Kurskreisels auszuüben. Mit Hilfe dieses Drehmoments kann das Fahrzeug mit dem Kurskreisel in eine neue Gleichgewichtslage gebracht werden, die einer bestimmten Kurve entspricht, worauf der Kurskreisel und sein Hüfskreisel das Fahrzeug in der Kurve stabilisieren.There are already manually controlled devices for exerting a torque on the rotor about a transverse axis to the axis of rotation in order to achieve a precession of the Known rotor about a third axis. These known devices are used for stabilization the course of moving systems, e.g. B. Aircraft or watercraft, and consist of one Gyro acting on the rudder with three degrees of freedom and aids, gyro with two degrees of freedom, magnet system, etc. m. To despite the course stabilization by the Being able to turn both gyroscopes is an electromagnetic system with the course gyro connected, which allows, by means of a suitable, manually operated switch, an arbitrary after Size and direction of rotation adjustable torque on the vertical precession axis of the course top exercise. With the help of this torque, the vehicle can be brought into a new equilibrium position with the course gyro which corresponds to a certain curve, whereupon the course top and its hip top stabilize the vehicle in the curve.

Dieser letztgenannten bekannten Vorrichtung gegenüber unterscheidet sich die Vorrichtung gemäß der Erfindung dadurch, daß bei der bekannten Vorrichtung das Drehmoment um die Achse ausgeübt wird, um welche das Flugzeug durch das Seitenruder gesteuert werden soll und daß das Drehmoment nur ausgeübt wird, um einen Kurvenflug einzuleiten, nicht jedoch während der Fortsetzung des Kurvenflugs,The device differs from this last-mentioned known device according to the invention characterized in that in the known device, the torque around the Axis is exercised around which the aircraft is to be steered by the rudder and that the torque is only applied to initiate a turn, but not during the continuation of the turn,

während bei der Vorrichtung gemäß der Erfindung das Drehmoment um eine Achse ausgeübt wird, die rechtwinklig zu derjenigen liegt, um welche das Flugzeug gesteuert werden $ und daß das Drehmoment während des Kurvenflugs aufrechterhalten wird. Außerdem* ist die bekannte Vorrichtung von sehr verwickelt.while in the device according to the invention the torque is exerted about an axis perpendicular to that about which the aircraft is being steered $ and that the torque is maintained during turning. Aside from that* the known device is very intricate.

ter Bauart und bedarf noch außer den Kreiseln der Hinzufügung weiterer Steuervorrichtungen, ίο ehe sie die Anforderungen zur Steuerung des Seitenruders des Fahrzeugs befriedigt. Außerdem steuert die bekannte Vorrichtung nur die Seiten- und Querruder, nicht aber das Höhenruder des Luftfahrzeugs, so daß ein besonderer Kreisel oder eine andere Steuervorrichtung zu diesem Zweck vorgesehen werden müßte.the design and requires the addition of further control devices in addition to the gyroscopes, ίο before it satisfies the rudder control requirements of the craft. aside from that the known device controls only the rudder and ailerons, but not the elevator of the aircraft, so that a special gyro or other control device too should be provided for this purpose.

Gegenüber den bekannten Vorrichtungen weist die Vorrichtung gemäß der Erfindung eine erheblich einfachere und wirksamere Bauart auf und macht die zuerst erwähnten, für führerlose Flugzeuge vorgeschlagenen Kreiselvorrichtungen ohne weiteres für bemannte Flugzeuge verwendbar. Compared to the known devices, the device according to the invention has a considerably simpler and more effective design and makes the first mentioned, for driverless Aircraft proposed gyro devices readily usable for manned aircraft.

Im Gegensatz zur Vorrichtung gemäß der Erfindung war es bisher bei einem Flugzeug, dessen Ruder von einem Kreisel gesteuert wurde, notwendig, den Kreisel unwirksam zu machen und dann das Flugzeug von Hand in einen neuen Kurs zu steuern, d. h. das Flugzeug wurde bei dieser bekannten Anordnung während der Schwenkbewegung nicht vom Kreisel gesteuert, während mit der Vorrichtung gemäß der Erfindung das Flugzeug sowohl während des Befliegens eines geradlinigen Kurses als auch beim Befliegen von Kurven ständig von der Kreiselvorrichtung gesteuert wird.In contrast to the device according to the invention, it was previously in an aircraft, its Rudder was controlled by a gyro, necessary to disable the gyro and then manually steer the aircraft into a new course, d. H. the plane was at this known arrangement is not controlled by the gyro during the pivoting movement, while with the device according to the invention the aircraft both during flight a straight course as well as when flying curves constantly from the gyro device is controlled.

Es sei noch erwähnt, daß auch bereits Kreiselvorrichtungen vorgeschlagen worden sind, bei welchen der Rotor nur zwei Freiheitsgrade besitzt. Ein derartiger Kreisel kann zwar zur Festlegung der Krümmung einer Kurve dienen, jedoch ist er nicht imstande, das Flugzeug auf einen vorbestimmten Kurs zurückzulegen, wenn es einmal aus diesem abgewichen ist. Zu diesem Zweck ist ein Kreisel erforderlich, dessen Rotor mit drei Freiheitsgraden im Luftfahrzeug gelagert ist, auf. den sich die Erfindung ausschließlich bezieht.It should also be mentioned that gyroscopic devices have also been proposed at which the rotor has only two degrees of freedom. Such a gyro can be used for Serving down the curvature of a curve, however, he is unable to get the plane on to travel a predetermined course once it has deviated from it. To this The purpose is a gyro, the rotor of which is mounted in the aircraft with three degrees of freedom is on. to which the invention relates exclusively.

Der Erfindungszweck wird dadurch erreicht, daß das Drehmoment, welches die an sich bekannte Wirkung der Präzession des Kreiselrotors um eine dritte Freiheitsachse bewirkt, mittels getrennter, unabhängig voneinander von Hand gesteuerter, auf die senkrecht zur Umlaufachse des Rotors verlaufenden Präzessionsachsen wirkender Vorrichtungen erzeugt wird. Die Kursänderung in der waagerechten Ebene wird vorzugsweise durch einen umsteuerbaren Motor bewirkt, der mit einem Neigungsring, in dem der Rotor gelagert ist, verbunden ist und der nach Wunsch des Piloten betätigt wird, um auf diesen Ring ein Drehmoment um seine Drehachse auszuüben, damit ein Azimutring, in .dem der Neigungsring gelagert ist, sich in der oder der anderen Richtung bewegt.The purpose of the invention is achieved in that the torque, which is known per se Effect of precession of the gyro rotor around a third axis of freedom caused, by means of separate, independent of each other Hand-controlled, on the precession axes running perpendicular to the rotation axis of the rotor acting devices is generated. The course change in the horizontal plane is preferably effected by a reversible motor equipped with a bevel ring, in to which the rotor is mounted and which is operated at the pilot's request to to exert a torque on this ring around its axis of rotation, so that an azimuth ring, in .dem the inclination ring is mounted, moves in one direction or the other.

££%rch die Erdumdrehung, die Reibung in den ^äiljern und andere Gründe hat die Umlauf-ί ä'chse des Rotors die Neigung, sich in einer senk££% rch the rotation of the earth, the friction in the ^ äiljern and other reasons has the circulation ί Axis of the rotor has the tendency to be in a lower

rechten Ebene aufwärts oder abwärts zu verschieben. Diese Neigung ist besonders stark, wenn das Luftfahrzeug von Osten nach Westen oder umgekehrt fliegt. Bei Kreiselvorrichtungen ist es üblich, eine Ausgleichsvorrichtung einzubauen, um dieses Kippen der Rotorachse auszugleichen. Die Vorrichtung wird betätigt, wenn die Umlauf achse des Rotors in einer senkrechten Ebene aus einer vorbestimmten Lage, beispielsweise der waagerechten, abweicht, um durch Ausübung eines Drehmoments auf den Rotor diese Abweichung zu korrigieren. Es ist ein Merkmal der vorliegenden Erfindung, eine Ausgleichvorrichtung als Mittel zur Änderung des Kurses des Luftfahrzeuges in einer senkrechten Ebene zu benutzen. Demgemäß ist eine Ausgleichvorrichtung vorgesehen, die nach Wunsch des Piloten so einstellbar ist, daß sie für einen gewissen Bereich von Lagen der Umlaufachse des Rotors in der senkrechten Ebene kein Drehmoment auf den Rotor ausübt, so daß durch die Einstellung der Vorrichtung der Pilot das Luftfahrzeug längs einer gewünschten Linie in einer senkrechten Ebene steuern kann. Eine Ausführungsform der Vorrichtung gemäß der Erfindung, die die oben beschriebenen und andere Merkmale aufweist, ist beispielsweise in den Zeichnungen dargestellt und im folgenden beschrieben.move the right level up or down. This tendency is particularly strong if the aircraft is flying from east to west or vice versa. For gyroscopic devices it is common to incorporate a compensation device to compensate for this tilting of the rotor axis. The device is actuated when the axis of rotation of the rotor in a vertical Level from a predetermined position, for example the horizontal, deviates to correct this deviation by exerting a torque on the rotor. It is a feature of the present invention, a balancing device as a means of change the course of the aircraft in a vertical plane. Accordingly is a compensation device is provided which is adjustable as desired by the pilot so that it is for a certain range of positions of the axis of rotation of the rotor in the vertical plane Torque exerts on the rotor, so that by adjusting the device the pilot steer the aircraft along a desired line in a vertical plane. An embodiment of the device according to the invention, which is described above and has other features, is shown for example in the drawings and in described below.

Fig. ι ist eine Draufsicht auf die Vorrichtung, Fig. 2 eine Seitenansicht der Vorrichtung von der linken Seite der Fig. 1 gesehen;Fig. Ι is a plan view of the device, Fig. 2 is a side view of the device from seen the left side of Fig. 1;

Fig 3 ist ein Schnitt nach der Linie 3-3 von Fig. 2;Figure 3 is a section on line 3-3 of Figure 2;

Fig. 4 ist eine Vorderansicht der Vorrichtung; Fig. 5 zeigt die Vorrichtung zur Steuerung des Seitenruders undFig. 4 is a front view of the device; Fig. 5 shows the device for controlling of the rudder and

Fig. 6 eine schematische Darstellung des hierzu benutzten Ventils.6 shows a schematic representation of the valve used for this purpose.

Gleiche Bezugszeichen bezeichnen in den verschiedenen Figuren gleiche Teile.The same reference symbols denote the same parts in the various figures.

Die in den Zeichnungen dargestellte Vorrichtung dient zur Steuerung eines Flugzeuges. Gemäß Fig. 5 ist die Vorrichtung auf einem festen Rahmen 10 befestigt, der einen doppelarmigen Hebel 11 um eine Drehachse 12 drehbar trägt. Die Drehachse 12 trägt ferner einen zweiten Hebel 13, der mit dem Hebel 11 durch einen Stift 14 verbunden ist. An den Enden des Hebels 11 sind Kabel zur Betätigung des Seitenruders befestigt, so daß das Seitenruder bewegt wird, wenn der Hebel gedreht wird. Das Ende des Hebels 13 ist an eine Kolbenstange 15 angelenkt, die einen Zylinder 16The device shown in the drawings is used to control an aircraft. According to Fig. 5, the device is mounted on a fixed frame 10, which has a double-armed Lever 11 rotatably carries about an axis of rotation 12. The axis of rotation 12 also carries a second lever 13, which with the lever 11 by a pin 14 is connected. At the ends of the lever 11 are cables for operating the Rudder attached so that the rudder is moved when the lever is turned. The end of the lever 13 is articulated to a piston rod 15 which has a cylinder 16

durchtritt und in dem Zylinder einen Kolben trägt. Der Zylinder ist bei 17 in Drehlagern gelagert und hat an seinen beiden Enden Öffnungen 18. Wenn also Druckluft durch eine der öffnungen 18 zugeführt wird und die andere Öffnung in freier Verbindung mit der Außenluft steht/ wird der Kolben und die Kolbenstange bewegt und schwenkt den Hebel 11, um das Seitenruder zu bewegen. An der den Hebel 11 tragenden Drehachse 12 ist weiter ein Hebel 19 befestigt, der einen einstellbaren Stift 20 trägt. Der Stift 20 ragt in einen Schlitz eines Hebels 21, der an einem auf dem Rahmen bei 23 drehbar gelagerten Teil 22 befestigt ist, so daß, wenn der Hebel 11 geschwenkt wird, auch der Hebel 21 geschwenkt wird und dadurch auch der Teil 22 gedreht wird. Die in Fig. 1 bis 4 dargestellte Vorrichtung ist auf dem Teil 22 befestigt und wire daher gedreht, wenn das Seitenruder zu einem später zu beschreibenden Zweck gedreht wird.passes through and carries a piston in the cylinder. The cylinder is in pivot bearings at 17 stored and has openings at both ends 18. So if compressed air through a is supplied to the openings 18 and the other opening in free communication with the outside air stands / is moved the piston and the piston rod and pivots the lever 11 to move the rudder. On the axis of rotation 12 carrying the lever 11 there is also a lever 19 attached, which carries an adjustable pin 20. The pin 20 protrudes into a slot of a Lever 21, which is attached to a part 22 rotatably mounted on the frame at 23, so that when the lever 11 is pivoted, the lever 21 is also pivoted and thereby part 22 is also rotated. The device shown in FIGS. 1 to 4 is on part 22 attached and therefore rotated when the rudder is to be described later Purpose is rotated.

Das Höhenruder des Flugzeugs wird durch einen Mechanismus betätigt, der dem eben beschriebenen gleicht mit der Ausnahme, daß die Teile 20 bis 23 fortfallen und der Hebel 19 mit einem Bowdenzug verbunden ist. Da im übrigen dieser Mechanismus dem eben beschriebenen völlig gleicht, schien es nicht nötig, ihn zeichnerisch darzustellen und besonders zu beschreiben. The elevator of the aircraft is operated by a mechanism similar to that just described is the same with the exception that the parts 20 to 23 are omitted and the lever 19 with it is connected to a Bowden cable. Since the rest of this mechanism is the one just described is completely the same, it did not seem necessary to depict it graphically and specifically to describe it.

Die Vorrichtung zur selbsttätigen Steuerung des Luftfahrzeugs ist auf einer Grundplatte 24 (Fig. ι und 2) befestigt, die ihrerseits an dem Teil 22 befestigt ist. An der Grundplatte 24 sitzen eine Frontplatte 25 und ein Rahmen 26. Ein drehbar gelagerter Azimutring 27 dreht sich um eine aufrechte Achse 28. Ein Neigungsring 29 ist drehbar um eine zum Azimutring quer liegende Achse 30 gelagert, und ein Rotor 31 dreht sich um eine Achse 32 des Neigungsringes. Es sind einstellbare Gewichte 33 vorgesehen, so daß das Seitenruder und der Neigungsring um die Querachse des letzteren und der Azimutring um seine aufrechte Achse ausbalanciert werden können. Die Vorrichtung ist so gebaut, daß der Neigungsring 29 für gewöhnlich die in Fig. 2 dargestellte Lage in bezug auf den Azimutring einnimmt, wobei die Umlaufachse des Rotors gekippt ist und die Vorrichtung in dem Flugzeug so gelagert ist, daß die Umlaufächse 32 sich in Richtung der Längsachse des Flugzeugs erstreckt, wobei ihr vorderes Ende höher liegt als ihr hinteres Ende, d. h. daß die Frontplatte25 der Vorderseite des Flugzeugs zugekehrt ■ ist.The device for the automatic control of the aircraft is on a base plate 24 (Fig. 1 and 2) attached, which in turn is attached to the part 22. On the base plate 24 sit a front plate 25 and a frame 26. A rotatably mounted azimuth ring 27 rotates about an upright axis 28. A bevel ring 29 is rotatable about a transverse to the azimuth ring lying axis 30, and a rotor 31 rotates about an axis 32 of the inclination ring. Adjustable weights 33 are provided so that the rudder and pitch ring rotate the transverse axis of the latter and the azimuth ring are balanced about its upright axis can. The device is constructed so that the inclination ring 29 is usually as shown in FIG assumes the position shown in relation to the azimuth ring, the axis of rotation of the rotor is tilted and the device is mounted in the aircraft in such a way that the rotary axis 32 extends in the direction of the longitudinal axis of the aircraft with its forward end being higher as its rear end, d. H. that the front panel 25 faces the front of the aircraft.

Der Rotor wird durch nicht dargestellte Preß-.luftdüsen angetrieben, die vom Azimutring 27 getragen werden. Die Preßluft wird den Düsen durch das untere Azimutringlager, das zu diesem Zweck hohl ist, zugeführt. Der Azimutring trägt einen vorstehenden Arm 34, der über einen Lenker 35 mit einem Steuerschieber 36 (Fig. 2) verbunden ist, der in einem Ventilgehäuse 37 gleitet. Das Ventilgehäuse hat drei Ringkammern 38, 39, 40 und einen Nippel 41, der mit einer mit dem Durchlaß 39 in Verbindung stehenden Preßluftzufuhrleitung verbunden ist. Zwei Nippel 42, 43 stehen mit der Kammer 40 und zwei Nippel 44, 45 mit der Kammer 38 in Verbindung. Die Nippel 43, 44 sind durch biegsame Rohrleitungen mit je einem der Nippel 18 des Steuerzylinders 16 (Fig. 5) verbunden. Die Nippel 42 und 45 sind mit einem Ventil verbunden, mittels dessen sie mit der Außenluft in Verbindung gebracht werden können, so daß beide Enden des Steuerzylinders nach der Außenluft zu. offen oder geschlossen sind, um diese beiden Nippel zu schließen.The rotor is driven by air nozzles, not shown driven, which are carried by the azimuth ring 27. The compressed air is the nozzles through the lower azimuth ring bearing, which is to this Purpose is hollow, fed. The azimuth ring carries a protruding arm 34 which is about a handlebar 35 is connected to a control slide 36 (Fig. 2) which is in a valve housing 37 slides. The valve housing has three annular chambers 38, 39, 40 and a nipple 41, which is connected to a compressed air supply line connected to the passage 39 is. Two nipples 42, 43 are connected to the chamber 40 and two nipples 44, 45 are connected to the chamber 38. The nipples 43, 44 are by flexible pipes with one of the nipples 18 of the control cylinder 16 (Fig. 5) tied together. The nipples 42 and 45 are connected to a valve, by means of which they with the outside air can be brought into communication so that both ends of the control cylinder to the outside air. are open or closed to close these two nipples.

Bei einer relativen Drehbewegung zwischen dem Flugzeug und dem Rotor um die Achse 28 wird der Azimutring 27 relativ zum Rahmen 26 und zu der Frontplatte 25, an der das Ventilgehäuse 37 befestigt ist, gedreht. Dadurch wird der Steuerschieber 36 im Gehäuse 37 verschoben und die Preßluft führende Kammer 39 mittels des Steuerschieberhohlraumes 46 in Verbindung mit einer der Kammern 38 oder 40 und gleichzeitig die andere dieser beiden Kammern durch das Ende des Ventilgehäuses in Verbindung mit der Außenluft gebracht. Solange das Flugzeug selbsttätig gesteuert wird, sind die Nippel 42 und 45 geschlossen, so daß eine Bewegung des Ventils Preßluft vom Nippel 41 durch eine der Kammern 38 oder 40 an dem einen Ende des Steuerzylinders 16 zutreten läßt Gleichzeitig wird das andere Ende des Motors durch den anderen Durchlaß 38 oder 40 mit der Außenluft verbunden. Der Motor wird daher den Hebel 11 und damit das Seitenruder verschwenken. Die Bewegung des Hebels 11 schwenkt dabei den Hebel 21, und die ganze Kreiselvorrichtung wird um die Achse 23 (Fig. 5) gedreht. Diese Achse fällt im wesentlichen mit der Achse 28 des Azimutringes zusammen, so daß die Grundplatte 24, die Frontplatte 25 und der Rahmen 26 gleichzeitig gedreht werden, während der Azimutring selbst keine Drehung erfährt. Die Anordnung ist derart, daß diese Teile sich so drehen, daß das Ventilgehäuse 37 in der gleichen Richtung gedreht wird, wie vorher der Steuerschieber 36 verschoben wurde, so daß, nachdem das Seitenruder um ein der Bewegung des Schiebers 36 in dem Gehäuse proportionales Maß, d. h. um ein Maß, das proportional der Lagenänderung zwischen Rotorachse und Flugzeugachse ist, gedreht worden ist, der Schieber 36 und das Gehäuse 37 wieder in dieselbe in Fig. 2 dargestellte Relativlage zurückgebracht werden. Das Seitenruder wird also um ein Maß bewegt, das proportional der Richtungsänderung des Flugzeuges ist und in solcher Richtung, daß es dahin wirkt, diese Richtungsänderung aufzuheben. Aus dem bis-In the event of a relative rotational movement between the aircraft and the rotor about the axis 28 the azimuth ring 27 is relative to the frame 26 and to the front plate 25 on which the valve housing 37 is attached, rotated. As a result, the control slide 36 is displaced in the housing 37 and the compressed air leading chamber 39 by means of the control slide cavity 46 in connection with one of the chambers 38 or 40 and at the same time the other of these two chambers brought into communication with the outside air through the end of the valve housing. As long as that Aircraft is automatically controlled, the nipples 42 and 45 are closed, allowing movement of the valve compressed air from the nipple 41 through one of the chambers 38 or 40 to the allows one end of the control cylinder 16 to enter At the same time, the other end of the engine through the other passage 38 or 40 connected to the outside air. The engine will therefore pivot the lever 11 and thus the rudder. The movement of the lever 11 pivots the lever 21, and the whole Gyro device is rotated about axis 23 (Fig. 5). This axis essentially coincides the axis 28 of the azimuth ring together, so that the base plate 24, the front plate 25 and the frame 26 can be rotated simultaneously, while the azimuth ring itself does not rotate learns. The arrangement is such that these parts rotate so that the valve housing 37 is rotated in the same direction as the control slide 36 was previously moved, so that after the rudder is turned one of the movement of the slide 36 in the housing proportional measure, d. H. by an amount that is proportional to the change in position between the rotor axis and the aircraft axis has been rotated, the slide 36 and the housing 37 again be brought back into the same relative position shown in FIG. The rudder will thus moved by an amount that is proportional to the change in direction of the aircraft and in such a direction that it acts to cancel this change of direction. From the previous

her Gesagten geht hervor, daß die Vorrichtung das Seitenruder selbsttätig bewegt, um die Längsachse des Flugzeugs im wesentlichen in der Vertikalebene zu halten, in der die Umlaufachse des Rotors liegt.What has been said here shows that the device moves the rudder automatically to the To keep the longitudinal axis of the aircraft essentially in the vertical plane in which the axis of rotation of the rotor.

Der die Höhenruder verschwenkende Steuerzylinder wird in gleicher Weise wie der Seitenruderzylinder 16 durch einen Steuerschieber 47 (Fig. 4) gesteuert, der in einem Gehäuse 48 gleitet. Da dieses Ventil dem eben beschriebenen gleicht, braucht es nicht weiter beschrieben zu werden. Das Gehäuse 48 gleitet in senkrechten Führungen 49 auf der Frontplatte (Fig. 4) und ist über einen Lenker 50 mit einem Arm eines Hebels 51 verbunden. Von einer Spiralfeder 52 ist das eine Ende mit dem Hebel 51 und das andere Ende mit einer an der Frontplatte befestigten festen Platte 53 verbunden. Diese Feder sucht den Hebel im Uhrzeigersinn zu schwenken und das Ventilgehäuse 48 zu heben. Der andere Arm des Hebels 51 ist über einen Bowdenzug 54 mit dem in Fig. 5 dargestellten Hebel 19 der zur Betätigung des Höhenruders dienenden Einrichtung verbunden. Die Anordnung ist derart, daß, wenn der Höhenruderzylinder in Betrieb gesetzt wird, um das Höhenruder nach oben oder unten zu schwenken, der Bowdenzug 54 verkürzt oder verlängert wird, so daß er den Hebel 51 gegen oder im Uhrzeigersinn dreht und somit die Bewegung des Ventils 48 in derselben Richtung mit Hilfe der Feder 52 freigibt, wie vorher der Schieber 47 bewegt wurde. Dadurch wird das Gehäuse in eine Lage bewegt, um das Ventil 47, 48 zu schließen, nachdem die Höhenruder um ein Maß bewegt worden sind, das proportional der Abweichung der Flugzeugachse in einer vertikalen Ebene aus einer in bezug auf die Umlaufachse 32 festen Lage ist. Das Ventil 47 wird durch den Neigungsring 29 über ein in Fig. 2 und 3 dargestelltes Relais gesteuert. Das Ventil 47 ist durch ein Gelenk 55 mit einem doppelarmigen Hebel 56 verbunden, der in einem Arm 57 drehbar ist. Eine Feder 58 dient zur Aufnahme des Rückschlages zwischen dem Ventil 47 und dem Hebel 56. Der Hebel 56 ist ferner mit einer hohlen Kolbenstange 59 verbunden, auf der ein Kolben 60 befestigt.ist. Der Kolben gleitet in einem zweiseitigen Zylinder 61, der einen Durchlaß 62 zur Verbindung der beiden Enden des Zylinders miteinander und mit einer Preßluftzufuhrleitung 63 hat. Die öffnungen in dem Zylinder werden durch zwei einstellbare Nadelventile 64 geregelt, durch die die Luftzufuhr gedrosselt wird. Das Ventil 65 gleitet innerhalb der Kolbenstange 59 und ist durch einen biegsamen Lenker 66 mit dem Neigungsring 29 verbunden, so daß eine Relativbewegung zwischen dem Neigungsring und dem Rahmen 26 aus der in Fig. 2 gezeigten Lage das Ventil 65 innerhalb der Kolbenstange auf oder ab bewegt. Von dem oberen Ende des Zylinders führen zur Innenseite der Kolbenstange in der Nähe des unteren Endes des Ventils 65 Durchlässe 67. Ähnliche nicht dargestellte Durchlässe führen von dem unteren Zylinderende zu der Innenseite der Kolbenstange in der Nähe des oberen Ventilendes. Wenn das Ventil 65 sich aus der in Fig. 3 dargestellten Lage aufwärts bewegt, so öffnet es die unteren Enden der Durchlässe 67, so daß das obere Zylinderende durch das Innere der Kolbenstange 59 mit der Außenluft in Verbindung gebracht wird. Der Kolben und die Kolbenstange werden daher durch den unter ihnen herrschenden Druck aufwärts bewegt, bis die oberen Enden der Durchlässe 67 wieder geschlossen werden; die Bewegung des Kolbens wird daher gleich derjenigen des Ventils sein, und der Hebel 56 wird um ein proportionales Maß geschwenkt und das Ventil 47 abwärts bewegen. Dieses Ventil 47 läßt Preßluft zu dem Steuerzylinder der Höhenruder treten, die bewegt werden sollen, und schwenkt ferner den Hebel 51 durch den Bowdenzug 54 gegen "den Uhrzeigersinn, so daß das Ventilgehäuse abwärts bewegt wird und die Preßluft von dem Höhenruder-Steuerzylinder abgeschnitten wird, nachdem die Bewegung der Höhenruder proportional zur relativen Bewegung zwischen dem Neigungsring und dem Rahmen 26 geworden ist. Gleichartige Vorgänge in umgekehrter Reihenfolge wiederholen sich, wenn das Ventil 65 durch den Neigungsring abwärts bewegt wird.The control cylinder which swivels the elevator becomes in the same way as the rudder cylinder 16 controlled by a control slide 47 (FIG. 4) which is located in a housing 48 slides. Since this valve is similar to the one just described, it does not need to be described further to become. The housing 48 slides in vertical guides 49 on the front panel (Fig. 4) and is connected to an arm of a lever 51 via a link 50. from a coil spring 52 is one end with the lever 51 and the other end with one on the Front panel attached fixed plate 53 connected. This spring looks for the lever in a clockwise direction to pivot and the valve housing 48 to lift. The other arm of the lever 51 is via a Bowden cable 54 with the lever 19 shown in Fig. 5 for actuating the Elevator serving device connected. The arrangement is such that when the The elevator cylinder is activated to move the elevator up or down pivot, the Bowden cable 54 is shortened or lengthened so that it counteracts the lever 51 or clockwise and thus movement of valve 48 in the same direction releases with the aid of the spring 52, as the slide 47 was previously moved. This will make that Housing moved to a position to close valve 47, 48 after the elevator is over a measure that is proportional to the deviation of the aircraft axis in a vertical plane from a relative to the axis of rotation 32 fixed position. The valve 47 is controlled by the inclination ring 29 controlled by a relay shown in Figs. The valve 47 is through a hinge 55 connected to a double-armed lever 56 which is rotatable in an arm 57. A spring 58 serves to absorb the kickback between the valve 47 and the lever 56. The lever 56 is also connected to a hollow piston rod 59 on which a piston 60 is attached. The piston slides in a bilateral cylinder 61 which has a passage 62 for communication of the two ends of the cylinder with each other and with a compressed air supply line 63. The openings in the cylinder are regulated by two adjustable needle valves 64 which the air supply is throttled. The valve 65 slides within the piston rod 59 and is connected by a flexible link 66 to the inclination ring 29, so that a relative movement between the inclination ring and the frame 26 from the position shown in Fig. 2, the valve 65 within the piston rod moved up or down. From the top of the cylinder lead to the inside of the piston rod near the lower end of the valve 65 passages 67. Similar not shown Passages lead from the lower end of the cylinder to the inside of the piston rod near the top of the valve. If the valve 65 is different from that shown in FIG Moved position upwards, it opens the lower ends of the passages 67, so that the upper cylinder end communicated through the interior of the piston rod 59 with the outside air will. The piston and the piston rod are therefore ruled by the one under them Pressure moved upward until the upper ends of the passages 67 closed again will; the movement of the piston will therefore be equal to that of the valve, and the Lever 56 is pivoted a proportional amount and move valve 47 downward. This valve 47 allows compressed air to enter the control cylinder of the elevator that is moving are to be, and also pivots the lever 51 through the Bowden cable 54 counterclockwise, so that the valve housing is moved downwards and the compressed air from the elevator control cylinder is cut off after the movement of the elevator is proportional to the relative movement between the pitch ring and the frame has become 26. Similar processes in reverse order repeat when the valve 65 is moved downward by the inclination ring.

Die eben beschriebene Einrichtung läßt das Flugzeug mit seiner Längsachse im wesentlichen unter einem in der Vertikalebene bestimmten Winkel zur Umlaufachse 32 fliegen. Der Grund zur Benutzung des in Fig. 3 gezeigten Relais besteht darin, die auf den Neigungsring ausgeübte Rückwirkung möglichst zu verringern, weil diese Reaktion, die auf den Neigungsring ein Drehmoment ausübt, eine Drehung des Azimutringes bewirken würde und die Umlauf achse des Rotors aus dem Kurs bewegen würde, auf dem das Flugzeug gehalten werden soll. Durch Verwendung des Relais, das mit verhältnismäßig geringem Druck arbeitet, wird diese Rückwirkung auf ein» Mindestmaß beschränkt. Es ist nicht nötig, ein solches Relais in Verbindung mit dem Azimutring zu benutzen, da andere Mittel vorgesehen sind, um den Neigungsring unter einem bestimmten Winkel zur Horizontalen zu halten. Diese Mittel ollen jetzt beschrieben werden.The device just described leaves the aircraft with its longitudinal axis essentially fly at a certain angle in the vertical plane to the axis of rotation 32. The reason for using that shown in FIG Relay consists in reducing the reaction exerted on the inclination ring as much as possible, because this reaction leads to the tilt ring exerts a torque, would cause a rotation of the azimuth ring and the orbital axis of the rotor would move out of course on which the aircraft was held shall be. By using the relay, which works with relatively low pressure, this retroactive effect is limited to a »minimum. It is not necessary to have one To use relays in conjunction with the azimuth ring, as other means are provided to keep the bevel ring at a certain angle to the horizontal. This means ought to be described now.

Ein waagerechter Hebel 70 am Azimutring 27 trägt ein Gewicht 71, das mit Gewinde versehen ist, um es einstellen zu können. Der Hebel 70 ist durch einen Lenker 72 mit einem weiten waagerechten Hebel 73 verbunden, der um eine in einem Lagerstück 75 liegende senkrechte Achse 74 drehbar ist. Das Lagerstück 75A horizontal lever 70 on the azimuth ring 27 carries a weight 71 which is threaded is to be able to adjust it. The lever 70 is through a handlebar 72 with a wide horizontal lever 73 connected to a lying in a bearing piece 75 vertical Axis 74 is rotatable. The bearing piece 75

ist, wie in Fig. 5 dargestellt, am unbeweglichen Rahmen 10 befestigt. Auf dem Hebel 73 befindet sich ein einstellbares Gewicht 76, das so bemessen und angeordnet ist, daß das durch das Gewicht 76 auf die Achse 74 unter dem Einfluß der Schwerkraft ausgeübte Drehmoment gleich dem durch das Gewicht 71 auf die Achse 28 ausgeübten Moment ist. Der Lenker 72 ist mit dem Hebel 73 im selben Abstand von der Achse 74 angelenkt wie der Abstand zwischen der Lenkerverbindung mit dem Hebel 70 und der Achse 28 des Azimutringes, so daß der Systemschwerpunkt der Gewichte 71 und 76 zusammen sich längs einer geradlinigen Bahn bewegt, die. in Richtung des Flugzeuges liegt. In der dargestellten Lage besteht keine Schwerkraftkomponente längs dieser geradlinigen Bahn, und infolgedessen haben die Gewichte kein Be-' streben, sich zu bewegen. Wenn jedoch die Umlaufachse 32 aus einer bestimmten Lage in der Vertikalebene abweicht, wird das.Flugzeug um dasselbe Maß und der Rahmen 26 also ebenfalls aus der dargestellten Lage abweichen. Dann entsteht eine Schwerkraftkomponente längs der Bewegungsbahn des gemeinsamen Schwerpunktes der Gewichte, so daß die Gewichte sich zu bewegen suchen und ein Drehmoment auf den Azimutring ausüben. Infolge dieses Drehmoments wird der Neigungsring 29 verschoben, wobei die Anordnung derart ist, daß die Präzession in entgegengesetzter Richtung erfolgt zu jener Abweichung, welche sie ursprünglich verursacht hat. Auf diese Weise bilden die Gewichte eine Abgleichvorrichtung, die dafür sorgt, daß die Umlauf achse des Rotors nicht aus einer bestimmten Lage in der Vertikalebene abweicht. is attached to the stationary frame 10, as shown in FIG. Located on the lever 73 an adjustable weight 76 which is dimensioned and arranged so that the through the Weight 76 equal to the torque exerted on the axle 74 under the influence of gravity is the moment exerted on the axle 28 by the weight 71. The handlebar 72 is with the Lever 73 hinged at the same distance from the axis 74 as the distance between the handlebar connection with the lever 70 and the axis 28 of the azimuth ring, so that the system center of gravity of weights 71 and 76 move together along a rectilinear path that. in Direction of the aircraft. In the position shown, there is no component of gravity along this straight path, and consequently the weights have no bearing strive to move. However, if the axis of rotation 32 from a certain position in deviates from the vertical plane, the aircraft will be by the same amount and the frame 26 will also be differ from the position shown. Then a gravity component arises along the path of movement of the common Center of gravity of the weights so that the weights look to move and create a torque exercise on the azimuth ring. As a result of this torque, the inclination ring becomes 29 displaced, the arrangement being such that the precession is in the opposite direction occurs to the deviation that originally caused it. In this way the weights form a balancing device that ensures that the rotation axis of the rotor does not deviate from a certain position in the vertical plane.

Die soweit beschriebene Einrichtung läßt das Flugzeug in einer bestimmten Lage in bezug auf die Umlauf achse des Rotors fliegen. Die vorliegende Vorrichtung dient dazu, den Piloten der Notwendigkeit zu entheben, eine dauernde Handsteuerung des Flugzeuges vorzunehmen. Es sind nun Vorrichtungen vorgesehen, mittels welcher der Pilot den Kurs sowohl in senkrechter als auch in waagerechter Ebene ändern kann. Die Vorrichtung zur Änderung des Kurses in einer Vertikalebene, d. h. zur Änderung der Flughöhe, besteht aus . folgenden Teilen: Ein Hebel77 greift mit seinem oberen Ende 78 an einen Stift. 79 auf dem oberen Teil des Azimutringes 27 an. Der Hebel ist mit einerThe device described so far leaves the aircraft in a certain position with respect to fly the axis of rotation of the rotor. The present device is used to the pilot of the To relieve the need to make a permanent manual control of the aircraft. There are now devices provided by means of which the pilot the course in both vertical as well as in the horizontal plane. The device for changing the Course in a vertical plane, d. H. to change the altitude, consists of. following Share: A lever 77 engages with its upper end 78 on a pin. 79 on the upper part of the azimuth ring 27. The lever is with a

• Spindel 80 verbunden, die mit einem Ende in einem Arm 81 und mit dem anderen Ende in einer Scheibe 82 drehbar ist. Der Hebel ist durch ein Gewicht 83 ausbalanciert, so daß er auf den Azimutring kein Drehmoment infolge seines Eigengewichts ausübt, wenn das Flug-, zeug rollen sollte. Das Gewicht 83 ist abgebrachen dargestellt und hat eine solche Form, daß der Schwerpunkt des Systems (Hebel 77, 78, Gewicht 83) in der Ebene des Angriffspunktes 79 liegt. Die Scheibe 82 ruht in Lagern auf dem Arm 81, an ihr ist das eine Ende einer Uhrfeder 84 befestigt. Die Uhrfeder ist um die Spindel 80 herumgewickelt, an der ihr anderes Ende befestigt ist. Die Scheibe 82 ist mit einem losen Rad 85 verbunden, um das ein Bowdenzug 86 herumläuft. Der Bowdenzug greift mit einer an ihm befestigten Verankerung 87 in eine Aussparung des Rades ein. Der Bowdenzug ist durch hohle Führungen 88, 89 geführt und mit seinen Enden an einem Verstellhebel auf dem Instrumentenbrett der Maschine befestigt. Ein Sperrstift 90 wirkt mit dem Rade 85 zusammen und trägt einen in einem Zylinder 92 gleitenden Kolben 91. Eine Feder 93 sucht den Stift nach links zu bewegen und von dem Rade völlig zu lösen, jedoch kann durch Einführung von-Preßluft in den Zylinder 92 das Rad 85 in einer Mittelstellung gesperrt werden, wenn die selbsttätige Steuervorrichtung außer Gebrauch ist, z. B. während der Rotor auf Touren gebracht wird. Wenn das Rad ungesperrt ist, d. h. während der selbsttätigen Steuerung, kann die Spannung der Feder 84 durch Anziehen eines der Enden des Bowdenzuges 86 geändert werden, so daß sich dadurch das Rad 85 und die · Scheibe 82 drehen. Durch diese Drehung wird das Drehmoment, das die Feder durch, den Hebel 77 auf den Azimutring ausübt, verändert. Dieses Drehmoment wirkt gegen das durch die Gewichte 71 und 76 erzeugte Drehmoment, wenn die Kreiselvorrichtung rückwärts gekippt ist, was ihrer normalen Lage beim Flug entspricht. Beim Fluge befinden sich also die Teile in der in Fig. 2 dargestellten Lage, jedoch ist die ganze Vorrichtung rückwärts geneigt, so daß der Neigungsring gegenüber der Horizontalen um einen größeren als den'bezeichneten Winkel ge- too neigt ist. Wenn die Flughöhe des Flugzeuges geändert werden soll, wird die Spannung der Feder verändert und infolgedessen das von ihr ausgeübte Drehmoment,, so daß dieses Drehmoment nicht mehr dem''durch die Gewichte hervorgerufenen Drehmoment das Gleichgewicht hält. Es entsteht also ein resultierendes Drehmoment, das den Neigungsring verschiebt. Die Relativbewegung des Neigungsringes zum Rahmen bewegt die Höhensteuer und bringt damit das Flugzeug in eine andere Höhenlage. Der Neigungsring wird verschoben, und das Flugzeug ändert seine Höhenlage so lange, bis das durch die Gewichte infolge der längs ihrer Bewegungsbahn auftretenden ng Schwerkraftkomponente hervorgerufene Drehmoment dem durch die Feder hervorgerufe-' nen Drehmoment entspricht, worauf dann das Flugzeug in seiner neuen Flughöhe weiterfliegt und ' der Neigungsring selbsttätig in seiner neuen Winkelstellung zur Horizontalen gehalten wird.• Spindle 80 connected with one end in arm 81 and the other end in a disk 82 is rotatable. The lever is balanced by a weight 83 so that he does not exert any torque on the azimuth ring due to its own weight when the flight, stuff should roll. The weight 83 is shown broken off and has such a shape, that the center of gravity of the system (lever 77, 78, weight 83) in the plane of the point of application 79 lies. The disk 82 rests in bearings on the arm 81, at one end of which is one Clockspring 84 attached. The clock spring is wrapped around the spindle 80, on which you other End is attached. The disc 82 is connected to a loose wheel 85 around which a Bowden cable 86 walks around. The Bowden cable engages in a recess with an anchor 87 attached to it of the wheel. The Bowden cable is guided through hollow guides 88, 89 and with its ends attached to an adjustment lever on the instrument panel of the machine. A Locking pin 90 cooperates with the wheel 85 and carries a sliding in a cylinder 92 Piston 91. A spring 93 searches for the pin to move to the left and to detach it completely from the wheel, however, by introducing compressed air in the cylinder 92, the wheel 85 is locked in a central position when the automatic Control device is out of use, e.g. B. brought up to speed while the rotor will. When the wheel is unlocked, i. H. during the automatic control, the The tension of the spring 84 can be changed by tightening one of the ends of the Bowden cable 86, so that thereby the wheel 85 and the disc 82 rotate. This rotation becomes the torque exerted by the spring through the lever 77 on the azimuth ring is changed. This torque acts against the torque generated by the weights 71 and 76, when the gyro is tilted backwards, which corresponds to its normal position in flight. During flight, the parts are in the position shown in FIG entire device tilted backwards, so that the inclination ring relative to the horizontal around an angle greater than that indicated tends is. If the aircraft's altitude is to be changed, the voltage will be the The spring changes and, as a result, the torque it exerts, so that this torque no longer the balance due to the torque caused by the weights holds. So there is a resulting torque that moves the inclination ring. The relative movement of the inclination ring to the frame moves the altitude control and thus brings the aircraft into another Altitude. The pitch ring will move and the aircraft will change altitude until the ng occurring along their trajectory due to the weights The torque caused by the force of gravity is the same as that caused by the spring This corresponds to a torque, whereupon the aircraft continues to fly at its new altitude and 'the inclination ring automatically in its new angular position to the horizontal is held.

Das Steuern in einer Horizontalebene geschieht in folgender Weise:The control in a horizontal plane is done in the following way:

Ein Arm 94 ist mit dem Neigungsring so verbunden, daß sein Ende senkrecht über der Achse 28 des Azimutringes liegt. Ein Lenker 95 (Fig. ι und 2) ist, wie in Fig. 2 dargestellt, drehbar mit dem Arm 94 und mit einem Ende mit einem Hebel 96 (Fig. 1) verbunden. Der Hebel 96 dreht sich in einem Arm 97 und ergreift mit seinem anderen gegabelten Ende einen Kolben 98. Der Kolben 98 gleitet in einem Zylinder 100, dessen Enden mit Durchlässen 101 bzw. 102 in Verbindung stehen. Aus der Zeichnung geht hervor, daß durch Zuführung von Preßluft in den Durchlaß 101 oder den Durchlaß 102 auf das eine oder das andere Ende des Kolbens ein Druck ausgeübt wird, durch den der Kolben über Hebel 96 und Lenker 95 ein Drehmoment auf den Neigungsring ausübt. Dieses Drehmoment ändert die Lage des Azimutringes in bezug auf seine Achse 28 in der einen oder anderen Richtung, und die Relativbewegung des Azimutringes zum Rahmen bewirkt, wie bereits beschrieben, ein Arbeiten des Steuerzylinders 16 zur Bewegung des Seitenruders und läßt das Flugzeug der Bewegung des Azimutringes folgen. Die Preßluftzufuhr wird durch den Piloten unterbrochen, sobald der Azimutring und infolgedessen die Umlaufachse 32 des Rotors sich in der Horizontalebene um den gewünschten Winkel gedreht hat, worauf das Flugzeug automatisch in dem durch die Umlaufachse des Rotors bestimmten neuen Kurs weiterfliegt. Das Drehmoment wird durch den Hebel 95 auf den Neigungsring in einem Punkt ausgeübt, der senkrecht über der Drehachse des Azimutringes liegt, so daß kein Drehmoment entsteht, das den Azimutring zu drehen versucht, wie das der Fall sein würde, wenn das Drehmoment in einem Punkt eingeleitet würde, der außerhalb der Drehachse des Azimutringes liegt. Infolgedessen kann das Drehmoment ausgeübt werden, ohne daß die Gefahr besteht, die Lage des Neigungsringes zu verändern. Das Ventil, d'.s die Preßluftzufuhr in den Zylinder 100 steuert, ist in Fig. 6 schematisch dargestellt. Das Ventil hat ein Gehäuse 103 mit zwei Durchlässen 104 in die Außenluft, einen Durchlaß 105 in die Preßluft-Zuführungsleitung und Durchlässe 106, 107, die durch biegsame Rohrleitungen mit den Durchlässen 101 bzw. 102 verbunden sind. Innerhalb des Gehäuses befindet sich ein Drehschieber 108 mit zwei Kammern 109, 110. In der dargestellten Lage sind beide Durchlässe 106,107 gegen die Außenluft geöffnet, so daß die beiden Enden des Kolbens 98 unter Atmosphärendruck stehen. Durch Drehen des Drehschiebers in der einen oder der anderen Richtung wird der eine oder der andere Durchlaß 106, 107 durch die Kammer 110 oder in Verbindung mit der Preßluftzuleitung 105 gebracht, während der andere Durchlaß 106 oder 107 weiter in Verbindung mit der Außenluft bleibt. Durch Drehung des Drehschiebers in der einen oder der anderen Richtung wird also das eine oder andere Ende des Kolbens 98 unter den Druck der Preßluft gesetzt, während das andere Ende unter Atmosphärendruck bleibt.An arm 94 is connected to the tilt ring so that its end is perpendicular to the Axis 28 of the azimuth ring is located. A handlebar 95 (Fig. Ι and 2) is, as shown in Fig. 2, rotatable connected to the arm 94 and at one end to a lever 96 (Fig. 1). The lever 96 rotates in an arm 97 and grasps a piston at its other forked end 98. The piston 98 slides in a cylinder 100, the ends of which are provided with passages 101 and 102, respectively Connected. The drawing shows that by supplying compressed air in the passage 101 or the passage 102 one or the other end of the piston a pressure is exerted through which the piston over Lever 96 and handlebar 95 exert a torque on the tilt ring. This torque changes the position of the azimuth ring in relation to its axis 28 in one direction or the other, and causes the relative movement of the azimuth ring to the frame, as already described, a working of the control cylinder 16 to move the rudder and lets that Follow the aircraft to move the azimuth ring. The compressed air supply is through the Pilots interrupted as soon as the azimuth ring and, as a result, the axis of rotation 32 of the Rotor has rotated by the desired angle in the horizontal plane, whereupon the The aircraft automatically takes the new course determined by the axis of rotation of the rotor flies on. The torque is applied by the lever 95 to the bevel ring at one point exercised, which is perpendicular to the axis of rotation of the azimuth ring, so that no torque arises trying to rotate the azimuth ring as it would if that Torque would be introduced at a point outside the axis of rotation of the azimuth ring lies. As a result, the torque can be applied without the risk of the To change the position of the inclination ring. The valve, d'.s the compressed air supply in the Cylinder 100 controls is shown schematically in FIG. 6. The valve has a housing 103 with two passages 104 into the outside air, one passage 105 into the compressed air supply line and passages 106, 107 connected by flexible tubing to passages 101 and 107, respectively. 102 are connected. Inside the housing is a rotary valve 108 with two Chambers 109, 110. In the position shown Both passages 106,107 are open to the outside air, so that the two ends of the piston 98 are under atmospheric pressure. By turning the rotary slide in one or the other the other direction is one or the other passage 106, 107 through the chamber 110 or brought into connection with the compressed air supply line 105, while the other passage 106 or 107 remains in contact with the outside air. By turning the rotary valve one or the other end of the piston 98 thus becomes in one direction or the other pressurized with compressed air while the other end is under atmospheric pressure remain.

Es ist also ersichtlich, daß durch die Vorrichtung gemäß der Erfindung das Flugzeug auf einem bestimmten Kurs in bezug auf die Umlaufachse des Rotors fliegt, voraussetzt, daß die Geschwindigkeit des Flugzeuges konstant bleibt, und daß weiter eine Kursänderung bewirkt wird durch Ausübung eines Drehmomentes auf den Rotor durch den einen oder den anderen oder beide Ringe, um die Lage der Umlaufachse des Rotors zu ändern, bis sie den neuen Kurs bestimmt, auf dem das Flugzeug fliegen soll. Da die Lage der Umlaufachse des Rotors in bezug auf die Erde geändert wird, folgt das Flugzeug selbsttätig nach und führt eine entsprechende Kursänderung aus.It can therefore be seen that the aircraft on the device according to the invention flies a certain course with respect to the axis of rotation of the rotor, presupposes that the speed of the aircraft remains constant and that further changes course is made by exerting a torque on the rotor by one or the other or both rings to change the position of the orbital axis of the rotor until it reaches the new course on which the aircraft is to fly. Since the position of the rotation axis of the rotor in is changed with respect to the earth, the aircraft automatically follows and performs a corresponding Change course.

Claims

Claims ·.

1. Device for the automatic control of an aircraft by means of a single Kreisels, whose.Rotor is mounted in the aircraft with three degrees of freedom and whose The axis of rotation extends in the direction of the longitudinal axis of the aircraft, thereby characterized in that the torque, which is the known effect of precession of the gyro rotor caused by a third axis of freedom, by means of separate, independent Manually controlled from each other, acting on the precession axes running perpendicular to the axis of rotation of the rotor Devices (77 to 89 or 94 to 102) is generated.

2. Apparatus according to claim 1, wherein the rotor housing from a to a perpendicular Axis rotatable azimuth bracket ring (27) and an inclination ring (29) rotatable about a transverse axis consists, thereby characterized in that a reversible motor connected to the tilt ring and operated at the pilot's discretion (98 to 100) is arranged to the inclination ring 'a torque around its Axis exercise so that the azimuth ring advances in one direction or the other.

3. Apparatus according to claim 2, characterized in that the motor with the Inclination ring is connected by a member (95) which is rotatably connected to the inclination ring at a point which is in the is essentially on the axis of rotation of the azimuth ring.

4. Apparatus according to claim 1, characterized in that a compensating device

device (70 to 76) is arranged, which comes into action when the axis of rotation of the rotor in a vertical plane from a predetermined position deviates to the Rotor to correct this deviation to exert a torque, and the so z. B. by means of spring 84 . it is adjustable that it is for a certain position range of the axis of rotation of the rotor does not exert any torque on the rotor in this vertical plane, so that by adjusting the device the pilot can guide the aircraft along a desired line in the vertical plane.

5. Apparatus according to claim 4 with azimuth ring (27) and inclination ring (29), characterized characterized in that the adjustment device consists of one connected to the azimuth ring There is a spring (84) to exert a torque on this and that the tension the spring can be changed by manually controllable devices (82 to 89) to the torque exerted by it to change.

6. Apparatus according to claim 5, characterized in that the spring with its one end is connected to a lever (77) which the azimuth ring on one of its Rotation axis distant point takes, and at its other end with a rotatably mounted member (82), the Winding or unwinding of the spring is adjustable.

7. Apparatus according to claim 4 to 6, characterized in that the compensating mechanism consists of a mass (71 or 76), which is due to its storage longitudinal moved a path extending in the longitudinal direction of the aircraft and is connected to the azimuth ring that it on him under the influence of a component of gravity exerts a torque along this path.

8. Apparatus according to claim 7, characterized in that a on the azimuth ring Lever (70) is arranged, which carries a weight (71), and one about a vertical axis rotatable second lever (73) carries a second weight (76) and the lever by a Handlebars (72) are connected so that the common center of gravity of both Weight yourself in a straight line in the direction of the aircraft's longitudinal axis emotional.

1 sheet of drawings

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