DE707862C

DE707862C - Flight monitoring device, especially for high-speed aircraft

Info

Publication number: DE707862C
Application number: DES126701D
Authority: DE
Inventors: Dipl-Ing Paul Eduard Koester
Original assignee: Siemens APP und Maschinen GmbH
Current assignee: Siemens APP und Maschinen GmbH
Priority date: 1937-04-04
Filing date: 1937-04-04
Publication date: 1941-07-05

Description

Die Erfindung betrifft ein besonders für Schnellflugzeuge zu verwendendes Flugüherwachungsgerät mit einer Vorrichtung zur Anzeige der Querneigung¹. Hierbei wird die Querneigung sowohl durch einen Kreiselhorizont als auch durch ein physikalisches Pendel, beispielsweise eine Kugellibelle, ermittelt. Eine derartige zweifache Anzeige der Querneigung hat neben der Möglichkeit der gegenseitigen Kontrolle den Vorteil, daß man durch den Kreiselhorizont, der kurzzeitigen Beschleunigungen nicht unterworfen ist und daher stets im wahren: Lot verharrt, die tatsächlich herrschende Querneigung des Flugzeuges kennt, während man nach einem physikalischen Pendel, das ja beschleunigungsabhängig ist und sich demzufolge ins Scheinlot einstellt, die für den jeweiligen' Flugzustand notwendige Querneigung einsteuern kann.The invention relates to a flight monitoring device to be used especially for high-speed aircraft, with a device for displaying the bank ¹ . The transverse inclination is determined both by a gyroscopic horizon and by a physical pendulum, for example a spherical vial. Such a double display of the bank slope has the advantage, in addition to the possibility of mutual control, that one is not subject to short-term accelerations due to the gyro horizon and therefore always remains in the true: perpendicular, the actually prevailing bank slope of the aircraft knows, while one is looking for a physical one Pendulum, which is acceleration-dependent and therefore adjusts itself to the sham, can steer in the necessary bank angle for the respective flight condition.

Die Blindflugerfahrungen mit modernen Schnellflugzeugen) haben aber gezeigt, daß die Kugellibelle oder ein anderes physikalisches. Pendel zur Einhaltung einer korrekten Quer-.neigung nicht mehr ausreicht. Die Ursache liegt darin, daß jeder Hängefehler grundsätzlich so lange eine Seitenbeschleunigung hervorruft, bis ein stationärer Schiebezustand erreicht ist. Langsame Flugzeuge mit hohen und kantigen Rümpfen lassen nur kleine Schiebewinkel zu und erreichen diese nach kurzer Beschleunigungszeifc. Moderne Schnellflugzeuge mit runden Rümpfen und fließenden Übergängen zwischen Rumpf und Flügel erreichen wegen ihrer geringen· Kielung sehr viel höhere Schiebewinkel und damit auch längere Beschleunigungszeiten.The blind flight experiences with modern high-speed aircraft) have shown that the Ball bubble or another physical one. Pendulum to maintain correct lateral inclination is no longer sufficient. The reason is that every hanging error is fundamental causes lateral acceleration until a stationary sliding state is reached. Slow planes with tall and angular fuselages leave only small ones Sliding angle and reach this after a short acceleration. Modern high-speed aircraft with round fuselages and flowing transitions between fuselage and wing achieve a great deal because of their low keel much higher sideslip angles and therefore longer acceleration times.

Dies gilt insbesondere für die Einhaltung einer korrekten Querneigung im Kurvenflug. Hier wirken sich die Seitenbeschleunigungen in der gleichen Weise aus, d. h. solange das Flugzeug einer Seitenbeschleunigung unterliegt, ist die Kugellibelle als Anzeigeinstrument unbrauchbar, denn sie kann trotz einesThis applies in particular to maintaining a correct bank angle when turning. Here the lateral accelerations have the same effect, i. H. as long as that If the aircraft is subject to lateral acceleration, the spherical vial is used as a display instrument unusable, because it can despite one thing

starken Hängefehlers immer in der Mitte stehen. Erst im nicht seitenbeschleunigten Zustand wird sie wieder brauchbar.always stand in the middle if there is a strong hanging error. Only in the not laterally accelerated State it is usable again.

Andererseits erfordern Schnellflugzeuge im Blindflug mindestens dieselben, im Anflug sogar noch höhere Drehgeschwindigkeiten als langsame Flugzeuge. Heute wird im Blindflug eine Mindestdrehgeschwindigkeit von 2°/Sek. benötigt. In einzelnen Fällen werdenOn the other hand, fast planes when flying blind require at least the same on approach even faster turning speeds than slow planes. Today will be flying blind a minimum rotation speed of 2 ° / sec. needed. In individual cases

ίο bereits Drehgeschwindigkeiten von 3 bis 4°/Sek. gefordert. Während nun ein langsames Flugzeug von iSokm/Std. für den geforderten Drehgeschwindigkeitsbereich von 2 bis 4°/Sek. Querneigungen- von 10 bis 20⁰ erfordert, benötigen Schnellflugzeuge von 360 bis 540 km Stundengeschwindigkeit schon Querneigungen von 20 bis 45⁰ für die gleiche Drehgeschwindigkeit. Aus diesen Gründen ist bei Schnellflugzeugen eine exakte Kursänderung nur unter Einsteuerung der zugehörigen Ouerneigung möglich. Wird das Seitenruder allein ohne das Querruder betätigt, so ändert das Flugzeug zwar seine Richtung, behält aber seine Schwerpunktsbahn zunächst bei, bis sich allmählich eine Querneigung einstellt. Danach schwingt das Flugzeug trotz geradegelegten Seitenruders unter Beibehaltung seiner Ouerneigung nach der anderen Seite über und wird einer neuen Seitenbeschleunigung ausgesetzt, so daß eine gekoppelte Pendelung um Hoch- und Längsachse entsteht. Derartiges Kurvenverhalten ist aber für Blind- und Anflugzwecke unzu-ίο rotation speeds of 3 to 4 ° / sec. required. While now a slow airplane of iSokm / hour. for the required rotational speed range of 2 to 4 ° / sec. Banks - required from 10 to 20 ⁰ , high-speed aircraft from 360 to 540 km hourly ^{speed already need bank banks from 20 to 45 0} for the same turning speed. For these reasons, an exact change of course is only possible with high-speed aircraft by controlling the corresponding over-inclination. If the rudder is operated alone without the aileron, the aircraft changes direction, but initially maintains its center of gravity orbit until a bank angle gradually sets in. After that, despite the rudder being straightened, the aircraft swings over to the other side while maintaining its inclination and is subjected to a new lateral acceleration, so that a coupled oscillation about the vertical and longitudinal axes is created. Such cornering behavior is inadmissible for blind and approach purposes.

Die Erfindung bezweckt, alle diese Nachteile zu vermeiden, und erreicht dies dadurch, daß dem die Ist-Ouerneigung anzeigenden Ablesezeiger des Kreiselhorizonts ein Gegenzeiger zugeordnet ist, der in Abhängigkeit von einem die Soll-Querneigung als Produkt aus Fluggeschwindigkeit und Drehgeschwindigkeit ermittelnden Gerät selbsttätig einstellbar ist.The invention aims to avoid all these disadvantages and achieves this by that the reading pointer of the gyro horizon indicating the actual inclination is a counter-pointer is assigned, which is dependent on the desired bank angle as the product of airspeed and rotational speed determining device is automatically adjustable.

Um ein Flugzeug in die dem augenblick-To get a plane into the moment-

*5 Hch vorhandenen Flugzustand entsprechende richtige Lage zu bringen, ist es bekannt, ein Kreiselpendel, bestehend aus zwei Kreiseln mit senkrecht zueinander stehenden Empfindlichkeitsachsen, zu verwenden. Durch entsprechende Verbindung der beiden Kreisel wird dabei erreicht, daß das Pendel dann im Geradeausflug das wahre Lot, im Kurvenfltig dagegen das Scheinlot anzeigt. Dieses Gerät ist durch Hinzufügen eines Quergeschwindigkeitsmessers dahin weitergebildet worden, daß auch eine seitliche Schiebebewegung des Flugzeuges angezeigt wird.* 5 Corresponding to the existing flight condition To bring the correct position, it is known to use a rotary pendulum consisting of two gyroscopes with axes of sensitivity perpendicular to each other to be used. Through appropriate Connection of the two gyroscopes ensures that the pendulum is then in the Straight-ahead flight shows the true plumb line, while in curves it shows the dummy plumb bob. This The device is further developed by adding a lateral speedometer been that a lateral sliding movement of the aircraft is displayed.

An Hand des in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispieles soll im nachfolgenden die Erfindung näher erläutert werden. Hierbei handelt es sich um ein Flugüberwachungsgerät, in dessen Gehäuse neben den Anzeigevorrichtungen für die Längs- und Querneigung noch ein Wendezeiger untergebracht ist, dessen Ablesezeiger ein in Abhängigkeit von einem Kurszeiger beweglicher 'Gegenzeiger zugeordnet' ist. Es zeigtOn the basis of the embodiment shown in the drawing, in the following the invention will be explained in more detail. This is a flight monitoring device, in its housing next to the display devices for the longitudinal and Transverse inclination a turning pointer is housed, whose reading pointer is a dependent is assigned to a 'counter-pointer' movable by a course pointer. It shows

Fig. ι das Flugüberwachungsgerät im Längsschnitt,Fig. Ι the flight monitoring device in longitudinal section,

Fig. 2 das Flugüberwachungsgerät in Vorderansicht, 2 shows the flight monitoring device in a front view,

Fig. 3 das Flugüberwachungsgerät in Draufsicht unter teilweiser Weglassung des Gehäuses sowie schematisch die Schaltung der im Gehäuse untergebrachten Meßwerke.3 shows the flight monitoring device in plan view with partial omission of the Housing and schematically the circuitry of the measuring mechanisms housed in the housing.

Im Innern eines Gehäuses 1 sind mehrere Drehmagnetspulen untergebracht. 2 bezeichnet eine solche, die die ihr mitgeteilten Drehbewegungen des Flugzeuges um die Hochachse auf einen Ablesezeiger 3 überträgt. Der *° Ablesezeiger 3 ist zweifach gekröpft und spielt mit seinem freien Ende über einer Skalenscheibe 4. Ein dem Ablesezeiger 3 zugeordneter Gegenzeiger 6 ist in Abhängigkeit von einem Drehmagnetsystem 5 beweglich *5 und zeigt die Abweichungen des Flugzeuges von dem vorgeschriebenen Kurs an. Er ist durch eine zweifache Kröpfung so-geführt, daß er mit seinem freien Ende über der Skalenscheibe 4 spielt und in der Nullage über das freie Ende des Ablesezeigers 3 zu stehen kommt. Die Drehachsen der beiden Zeiger 3 und 6 liegen in einer gemeinsamen Geraden. 7 ist ebenfalls ein Drehmagnetsystem, das einen Ablesezeiger 8 entsprechend den Bewegungen des Flugzeuges um die Querachse verstellt. Das freie Ende des Ablesezeigers 8 ist als Flugzeugnachbildung 9 ausgebildet. Der besseren Übersicht halber ist in Fig. 1 der Ablesezeiger 8 in Arbeitsstellung dargestellt. Ein Drehmagnetsystem 10 zeigt mit Hilfe eines Ablesezeigers 11 die Bewegungen des Flugzeuges um die Längsachse an. Der Ablesezeiger 11 ist gegabelt und durch Kröpfungen so geführt, daß seine beiden freien »05 Enden über der Skalenscheibe 4 spielen· und in der Nullstellung mit der Flugzeugnachbildung 9 in einer Achse liegen. Schließlich ist 12 ebenfalls ein Drehmagnetsystem, das einen Ablesezeiger 13 entsprechend den für ··· den augenblicklichen Flugzustand notwendigen Soll-Querneigungen betätigt. Auch dieser^ Ablesezeiger ist gegabelt und durch Kröpfungen so geführt, daß er den Ablesezeiger 11 umfaßt, und zwar derart, daß die beiden ¹¹S über der Skalenscheibe 4 spielenden freien Enden den freien Enden des Ablesezeigers n als Gegenzeiger zugeordnet sind. Ein mit · einer geeigneten Flüssigkeitsfüllung, z. B. gefärbtem Alkohol, versehener Längsneigungs- t«o messer 14 umgibt ringförmig die zur Aufnahme des Neigungsmessers dienende Kam-Several rotary solenoid coils are housed in the interior of a housing 1. 2 denotes one which transmits the rotational movements of the aircraft about the vertical axis, which are communicated to it, to a reading pointer 3. The * ° reading pointer 3 is cranked twice and plays with its free end over a dial 4. A counter-pointer 6 assigned to the reading pointer 3 is movable * 5 depending on a rotary magnet system 5 and shows the deviations of the aircraft from the prescribed course. It is guided by a double crank so that it plays with its free end over the dial 4 and comes to stand over the free end of the reading pointer 3 in the zero position. The axes of rotation of the two pointers 3 and 6 lie in a common straight line. 7 is also a rotary magnet system which adjusts a reading pointer 8 in accordance with the movements of the aircraft about the transverse axis. The free end of the reading pointer 8 is designed as an aircraft replica 9. For the sake of clarity, the reading pointer 8 is shown in the working position in FIG. A rotary magnet system 10 shows the movements of the aircraft around the longitudinal axis with the aid of a reading pointer 11. The reading pointer 11 is forked and guided by cranks so that its two free ends play over the dial 4 and, in the zero position, lie in one axis with the aircraft replica 9. Finally, 12 is also a rotary magnet system which actuates a reading pointer 13 in accordance with the setpoint transverse inclinations required for the current flight condition. Also, this indicator help ^ is bifurcated and guided by cranks in that it comprises the indicator help 11, in such a way that the two S ¹¹ moving over the dial 4 n free ends to the free ends of the reading are assigned as counterclockwise. A with a suitable liquid filling, e.g. B. colored alcohol, provided longitudinal inclination knife 14 surrounds the chamber used to hold the inclinometer in a ring shape.

mer 'bzw. erstreckt sich durch diese und ist bei 15 gefäßartig erweitert. Der Meßschenkel des Längsneigungsmessers 14 verläuft durch den Raum zwischen der Skalenscheibe 4 und einer gemeinsamen Schauscheibe 16. Die Schauscheibe 16 schließt gleichzeitig das Gehäuse ι ab. Zur Anzeige der Querneigung ist ein gebogenes Rohrstück 17 vorhanden, in dem sich eine Kugel 18 bewegen kann.mer 'or extends through this and is expanded like a vessel at 15. The measuring arm of the longitudinal inclinometer 14 runs through the space between the dial 4 and a common window 16. The window 16 closes the housing at the same time ι from. A curved pipe section 17 is provided to display the transverse slope. in which a ball 18 can move.

Diese Kugellibelle verläuft quer zu dem Meßschenkel des Längsneigungsmessers 14 und ist unmittelbar hinter diesem angeordnet.This spherical vial runs transversely to the measuring leg of the longitudinal inclinometer 14 and is arranged immediately behind this.

In Fig. 2 ist das Flugüberwachungsgerät in Vorderansicht dargestellt und zeigt eine derartige Anordnung der Ablesezeiger bzw. der Meßgeräte selbst, daß die Ablesung aller Meßgrößen im gleichen Gesichtsfeld möglich ist. Dabei verläuft der Meßschenkel des Flüssigkeitsneigungsmessers 14 quer zurIn Fig. 2, the flight monitoring device is shown in a front view and shows a such an arrangement of the reading pointer or the measuring devices themselves that the reading of all Measurements in the same field of view is possible. The measuring leg of the Liquid inclinometer 14 across

ao Kugellibelle 17 und liegt vor den Ablesezeigern 3 und 6 mit diesen in Deckung, solange diese in der Nullstellung stehen. Der Ablesezeiger 11, das als Flugzeugnachbildung ausgebildete freie Ende 9 des Ablesezeigers 8 sowie der Ablesezeiger 13 liegen in der Nullstellung in einer Geraden, die senkrecht zu dem Meßschenkel des Flüssigkeitsneigungsmessers 14, vorzugsweise etwa durch dessen Mitte, verläuft. Auf der Skalenscheibe 4 angeordnete Marken 19 dienen zur Anzeige der Nullstellung für die Ablesezeiger 9, 11 und 13. Zweckmäßig wird die Flüssigkeitsfüllung des Längsneigungsmessers 14 so bemessen, daß der Flüssigkeitsspiegel im Meßschenkel in der Nullstellung in die waagerechte Achse der Flugzeugnachbildung 9 fällt.ao spherical vial 17 and lies in front of the reading pointers 3 and 6 coincide with these as long as they are in the zero position. The reading pointer 11, the free end 9 of the reading pointer 8, designed as an aircraft replica, as well as the reading pointer 13 are in the zero position in a straight line that is perpendicular to the measuring leg of the liquid inclinometer 14, preferably approximately through it Middle, runs. Marks 19 arranged on the dial 4 are used to display the Zero position for readout pointers 9, 11 and 13. The liquid filling is useful of the longitudinal inclinometer 14 dimensioned so that the liquid level in the measuring leg falls in the horizontal axis of the aircraft replica 9 in the zero position.

Die Einstellung der Drehmagnetsysteme 2, S, 7, 10 und 12 wird in Fig. 3 veranschaulicht. Das Drehmagnetsystem 2 wird von einem Kreiselwendezeiger 20 eingestellt, der in bekannter Weise die Drehbewegungen! des Flugzeuges um die Hochachse durch Präzedieren um die Achse 21 mißt. Ein mit der Achse 21 fest verbundener Kontaktarm 22 und ein ortsfest angeordneter Widerstand 23 liegen mit der Spule des Drehmagnetsystems 2 in Brückenschaltung. Eine Stromquelle 24 liefert die notwendige Energie. Beim Präzedieren gleitet der Kontaktarm 22 über den Widerstand 23. Hierbei wird das Brückengleichgewicht gestört, und es beginnt im Nullzweig ein Differenzstrom zu fließen. Dieser bewirkt eine Drehung des zu dem Drehmagneten 2 zugeordneten Ablesezeigers3. The setting of the rotary magnet systems 2, S, 7, 10 and 12 is illustrated in FIG. 3. The rotating magnet system 2 is set by a rotary pointer 20, which in a known manner the rotary movements! of Aircraft about the vertical axis by precessing about the axis 21 measures. One with the Contact arm 22 permanently connected to axis 21 and a stationary resistor 23 are in a bridge circuit with the coil of the rotary magnet system 2. A power source 24 provides the necessary energy. When precessing, the contact arm 22 slides over the Resistance 23. Here the bridge equilibrium is disturbed, and it begins in the Zero branch a differential current to flow. This causes a rotation of the to the Rotary magnet 2 associated reading pointer 3.

In gleicher Weise wird das Drehmagnetsystem 5 von einem Kurskreisel 25 eingestellt. Eine Abweichung des Flugzeuges von seinem Kurs hat eine Drehung des Kreiselgehäuses gegen den in seiner Richtung verharrenden Kreisel zur Folge. Ein mit der Hochachse 26 verbundener Kontaktarm 27 gleitet dabei über einen Widerstandes, wodurch sich der Differenzstrom in der Spule des Drehmagneten 5, die in Brückenschaltung mit dem Kontaktarm 27 und dem Widerstand 28 liegt, ändert, so daß der Ablesezeiger 6 verstellt wird.' Der Körper des Widerstandes 28 ist über eine Schnecke 29 und eine Welle 30 in Abhängigkeit von einem Kursgeber 31 verstellbar. 32 ist eine Stromquelle, die das Brückensystem mit Energie versorgt.In the same way, the rotary magnet system 5 is set by a course gyro 25. A deviation of the aircraft from its course results in a rotation of the gyro housing against the gyro, which remains in its direction. A contact arm 27 connected to the vertical axis 26 slides over a resistor, whereby the differential current in the coil of the rotary magnet 5, which is in a bridge circuit with the contact arm 27 and the resistor 28, changes so that the reading pointer 6 is adjusted. The body of the resistor 28 can be adjusted via a worm 29 and a shaft 30 as a function of a course sensor 31. 32 is a power source that powers the bridge system.

Die Einstellung der beiden Drehmagnetsysteme 7 und 10 erfolgt durch einen Kreiselhorizont 34. Dieser besteht aus einem Kreiselsystem 35 in kardanischer Aufhängung, das durch besondere Einrichtungen ständig im Horizont gehalten wird. Der Kreisel 315 mit seinem Gehäuse ist durch die Achse 36 drehbeweglich in einem Ring 37 gelagert, der seinerseits mit Hilfe der senkrecht zu der Achse 38 an den Lagerböcken 39, 40 aufgehängt ist. Der Kreisel 35 ist weiterhin mit Hilfe der senkrecht zur Achse 36 verlaufenden Achse 41 mit einem Bügel 42 gelenkig verbunden, der seinerseits mit einem Zapfen 43 in einen. Bügel 44 eingreift. Dieser ist mittels einer Achse 45, die senkrecht zur Achse 38 ^ verläuft, an den Lagerböcken 46, 47 drehbeweglich aufgehängt. Die Lagerböcke 39, 40, 46 und 47 sind mit dem Flugzeug fest \^rerbunden. An der Achse 38 bzw. 45 ist ein Kontaktarm 48 bzw. 49 angeordnet, der über einen Widerstand 50 bzw. 51 gleitet. Der Kontaktarm 48 bzw. 49 und der Widerstand 50 bzw. 51 liegen zusammen mit einer Stromquelle 52 bzw. 53 in Brückenschaltung mit der Spule des Drehmagnetsystems 7 bzw. 10.The setting of the two rotary magnet systems 7 and 10 is carried out by a gyro horizon 34. This consists of a gyro system 35 in cardanic suspension, which is constantly held in the horizon by special devices. The gyro 315 with its housing is rotatably supported by the axis 36 in a ring 37, which in turn is suspended from the bearing blocks 39, 40 with the aid of the axis 38 perpendicular to the bearing blocks. The gyro 35 is also articulated with the help of the axis 41 extending perpendicular to the axis 36 with a bracket 42, which in turn with a pin 43 in a. Bracket 44 engages. This is suspended on the bearing blocks 46, 47 such that it can rotate by means of an axis 45 which runs perpendicular to the axis 38 ^. The bearing blocks 39, 40, 46 and 47 are fixed to the plane \ erbunden ^r. A contact arm 48 or 49, which slides over a resistor 50 or 51, is arranged on the axis 38 and 45, respectively. The contact arm 48 or 49 and the resistor 50 or 51, together with a current source 52 or 53, are in a bridge circuit with the coil of the rotary magnet system 7 and 10, respectively.

Zur Arbeitsweise des Kreiselhorizontes sei angenommen, daß der in Fig. 3 gezeich- >°° nete Pfeil die Fahrtrichtung des Flugzeuges andeute. Dadurch, daß der Kreisel 35 stets horizontal orientiert ist, wird jede Bewegung des Flugzeuges um seine Querachse eine Drehung des Kreisels um die Achse 45 und »°5 damit durch den Kontaktarm 49 eine Verschiebung des Brückengleichgewichtes hervorrufen, was eine Verstellung des Drehmagnetsystems 7 zur Folge hat. Ebenso wird jede Bewegung des Flugzeuges um seine »>" Längsachse eine Drehung des Kreisels um die Achse 38 und damit über den Kontaktarm 48 eine Verschiebung des Brückengleichgewichtes hervorrufen, was eine Verstellung des Drehmagnetsystems 10 zur Folge hat. >'5 Diese Verstellungen werden auf die Ablesezeiger 8 und 11 übertragen, die dem Führer des Flugzeuges ein Maß für die Größe dieser Bewegungen geben.For the mode of operation of the gyro horizon it is assumed that the one shown in FIG. 3 -> °° The arrow indicates the direction of travel of the aircraft. Because the gyro 35 is always is oriented horizontally, every movement of the aircraft around its transverse axis becomes one Rotation of the gyro about the axis 45 and »° 5 thus a displacement by the contact arm 49 of the bridge equilibrium, which leads to an adjustment of the rotary magnet system 7 results. Likewise, every movement of the aircraft around its »>" Longitudinal axis rotation of the gyro about axis 38 and thus via the contact arm 48 cause a shift in the bridge equilibrium, which is an adjustment of the rotary magnet system 10 has the consequence. > '5 These adjustments are transferred to the reading pointer 8 and 11, which the guide of the aircraft give a measure of the magnitude of these movements.

Das Drehmagnetsystem 12 wird durch ein Gerät 54 gesteuert. In diesem Gerät werden die für die gerade vorhandene Drehgeschwin-The rotary magnet system 12 is controlled by a device 54. In this device will be for the currently existing rotational speed

digkeit um die Flugzeughochachse und die Fluggeschwindigkeit des Flugzeuges in der Flugrichtung gemessenen Werte miteinander multipliziert. Entsprechend diesem Produkt wird das Drehmagnetsystem 12 und damit der Ablesezeiger 13 verstellt, dessen Anzeige genau den· Erfordernissen des korrekten Kurvenfluges für beliebige Drehgeschwindigkeiten und Fluggeschwindigkeiten entspricht.around the aircraft vertical axis and the Airspeed of the aircraft in the direction of flight measured values with each other multiplied. The rotary magnet system 12 and thus the reading pointer 13 adjusts, the display of which precisely meets the requirements of correct turning flight for any turning speed and flight speed.

Zur Ermittlung der Fluggeschwindigkeit wird ein Windrad 55, ein sogenanntes Luft> log, verwendet. Es besteht aus einem Propeller 56, der über eine Welle 57 einen Generator 58 antreibt. Die hierdurch erzeugte Spannung ist proportional der Drehzahl des Propellers und somit ein Maß für die Bahngeschwindigkeit des Flugzeuges. Der Vorteil des Luftlogs gegenüber einem Staudruckmesser, der natürlich ebenfalls verwendet werden kann, liegt darin, daß seine Werte unabhängig von der Luftdichte sind und damit für alle Höhen Gültigkeit haben. Voraussetzung ist dabei nur, daß es keine Arbeit zu leisten braucht, was durch genügend große Bemessung des Propellers erreicht werden kann, so daß die zum Antrieb des Generators notwendige Arbeit praktisch nicht ins Gewicht fällt.A wind turbine 55, a so-called air> log, is used. It consists of a propeller 56, which has a shaft 57 Generator 58 drives. The voltage generated by this is proportional to the speed of the propeller and thus a measure of the aircraft's orbital speed. Of the Advantage of the air log over a dynamic pressure meter, which is of course also used is that its values are independent of the air density and are therefore valid for all heights. The only requirement is that there are none To do work, what needs to be done by enough large dimensioning of the propeller can be achieved, so that the work necessary to drive the generator is practical does not matter.

Für die Messungder Drehgeschwindigkeit um die Flugzeughochachse wird bei kleineren Querneigungen der bereits vorhandene Wendezeiger 20 benutzt. Bei größeren Querneigungen ergibt jedoch der Wendezeiger wegen seiner wachsenden eigenen Querneigung eine nach einer Cosinusfunktion abnehmende Anzeige. Diese wird dadurch kompensiert, daß der von* dem Horizont 34 gemessene Wert für die Querneigung dem Gerät 54 zugeführt wird und dort den vom Wendezeiger 20 ermittelten Drehgeschwindigkeitswert zusätzlich beeinflußt.For the measurement of the rotational speed around the aircraft vertical axis, smaller Banks of the already existing turn pointer 20 are used. For larger bank slopes However, because of its own increasing transverse inclination, the turn indicator results in a decreasing one according to a cosine function Advertisement. This is compensated by the fact that the from * the horizon 34 measured value for the transverse slope is fed to the device 54 and there the from Turning pointer 20 determined rotational speed value additionally influenced.

Durch die erfindungsgemäße Anordnung ist es nun für den Flugzeugführer ein leichtes, dem Flugzeug eine korrekte Ouerneigung zu geben. Er hat lediglich die Querneigungs-Sollanzeige mit der Querneigungs-Istanzeige in Deckung zu halten und zeitweise festzustellen, ob die Kugellibelle in diesem Zustand in Mittelstellung bleibt. Dadurch ist gleichzeitig die Möglichkeit gegeben, die elektrische Anzeige durch eine mechanische Anzeige auf ihre Richtigkeit hin zu prüfen. Hieraus ergibt sich also, daß mit Hilfe des Flugüberwachungsgerätes Schnellflugzeuge einwandfrei von Hand blind zu fliegen sind.Due to the arrangement according to the invention, it is now easy for the pilot to give the aircraft a correct overtilt. It only has the nominal bank slope display to keep in line with the actual bank slope display and to determine temporarily whether the spherical vial remains in the middle position in this state. This is at the same time given the possibility of the electrical display through a mechanical display to check their accuracy. From this it follows that with the help of the flight monitoring device High-speed aircraft can be safely operated blindly by hand.

Claims

Patent claims:

1. Flight monitoring device, especially for high-speed aircraft, with display the cross slope by a gyro horizon, characterized in that the reading pointer (11) ^ of the gyro horizon indicating the actual transverse inclination (34) a counter-pointer (13) is assigned, depending on the desired bank angle as the product of the airspeed and the device (54) determining the rotational speed is automatically adjustable.

2. flight monitoring device according to claim i, characterized in that the Airspeed through a wind turbine (56), preferably electrically is measured by a tachometer dynamo (58) coupled to this wind turbine.

3. Flight monitoring device according to claim ι and 2, characterized in that that the speed of rotation for small transverse slopes' in a known manner only is measured by a rate gyro (20), while on larger bank slopes the value measured by the turning pointer gyro (20) in addition to that measured by a gyro horizon (34) Bank is affected.

4. Flight monitoring device according to claim ι or the following, characterized in that that in the same field of view with the reading pointers (11,13) for the actual and target transverse inclination as a control display device in a manner known per se short swinging pendulum (spherical vial 17) is arranged.

1 sheet of drawings