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Einrichtung zum selbsttätigen Steuern eines Flugzeuges Die Erfindung
bezieht sich auf eine Einrichtung zum selbsttätigen Steuern eines Flugzeuges um
die Hochachse und eine oder beide waagerechte Achsen. Die selbsttätige Steuerung
um die einzelnen Achsen erfolgt in Abhängigkeit von diesen Achsen zugeordneten Impulsgebern,
die auf Abweichungen des Flugzeuges vom Sollzustand ansprechen. So ist beispielsweise
für die Steuerung um die Hochachse ein Richtungsgeber, insbesondere ein Azimutkreisel,
und für die Steuerung um eine oder beide waagerechte Achsen ein Lagengeber, insbesondere
ein Horizontkreisel, vorgesehen.
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Um derartige Einrichtungen zu vervollkommnen, sind für die einzelnen
Achsen zusätzliche Impulsgeber vorgesehen, die die Drehgeschwindigkeit des Flugzeuges
um die betreffende Achse messen. Als Impulsgeber dienen hierfür vorzugsweise Wendezeigerkreisel.
Der bei Abweichungen 'des Flugzeuges von der Sollage gelieferte Steuerwert wird
jeweils mit dem Drehgeschwindigkeitswert zu einem resultierenden Steuertvert vereinigt
und der für die betreffende Achse vorgesehenen Steuerfläche zugeleitet.
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Die Erfindung hat die Ausbildung einer solchen selbsttätigen Steuereinrichtung
für den Kurvenflug zum Gegenstand. Eine Kurve wird dann richtig geflogen, wenn sich
die Flugzeughochachse im Scheinlot befindet. Das Scheinlot ergibt sich als Richtung
der Resultierenden aus Erdbeschleunigung und Zentrifugalbeschleunigung. Der Winkel
zwischen der Richtung des Scheinlotes und der Richtung des durch die Erdbeschleunigung
gegebenen wahren Lotes ist bestimmt durch die Bezeichnung wobei v = Fluggeschwindigkeit,
co = Drehgeschwindigkeit, g = Erdbeschleunigung. Der Winkel 9 soll als Schräglagenwinkel
bezeichnet sein, Die Drehgeschwindigkeit des Flugzeuges um die Hochachse beim Kurvenflug
ist eine in
das Belieben des Flugzeugführers gestellte Größe. Diese
wird je nach der Zeit, innerhalb der eine bestimmte Richtungsänderung des Flugzeuges
durchgeführt werden soll, eingestellt. Die Fluggeschwindigkeit ist eine an sich
gegebene Größe, die unter Umständen ebenfalls einer Änderung zugänglich ist. Der
Schräglagenwinkel ist also, da die Erdbeschleunigung konstant ist, eine Funktion
von zwei Größen, die beide wählbar sind bzw. von denen eine gegeben und eine wählbar
ist.
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U m den Wert des Schräglagenwinkels genau zu ermitteln, ist ein Rechengetriebe
vorgesehen, das in besonders einfacher und zweckmäßiger Weise ausgebildet ist, so
daß dem Flugzeugführer die Einstellung des Schräglagenwinkels in Abhängigkeit von
den vorerwähnten Bezugsgrößen in zuverlässiger Weise möglich ist.
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Bei einer Einrichtung, bei welcher für die Steuerung um die Hochachse
ein Kurskreisel vorgesehen ist, kann eine Richtungsänderung dadurch bewirkt werden,
daß der eine Teil einer zum Abgriff des Steuerwertes dienenden Vorrichtung verdreht
und das Flugzeug so lange nachgedreht wird, bis sich der vorerwähnte Teil, die sogenannte
Abgriffsbasis, wieder in der Normallage in Bezug auf das mit der Basis zusammenarbeitende
Steuerglied des Kurskreisels befindet. Die Zeit für die Ausführung der Kurve ist
durch die Drehgesch-,vindigkeit, mit der die Abgriffsbasis gedreht wird, bestimmbar.
Der Radius der Kurve ist seinerseits eine Funktion der Drehgeschwindigkeit des Flugzeuges.
Kurvendauer und Kurvenradius sind somit von der Verstellgeschwindigkeit der Abgriffsbasis
des Kurskreisels abhängig.
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Mit dem Kurskreisel allein ist in der Regel ein schwingungsfreies
Einsteuern des Flugzeuges in eine neue Richtung nicht möglich. Zur Dämpfung des
Einschwingvorganges sieht man Dämpfungsvorrichtungen vor, die einen der zeitlichen
Ableitung des vom Kurskreisel gelieferten Steuerwertes entsprechenden Steuerwert
liefern, der mit dem erstgenannten zu einem resultierenden Steuerwert zusammengesetzt
wird. Als Dämpfungsvorrichtung kann ein Kreiselgerät mit einem durch eine Fesselungsfeder
beschränkten Freiheitsgrad, ein- sogenannter Wendezeigerkreisel, benutzt werden.
Bei der Steuerung um die Hochachse ist der auf Drehgeschwindigkeiten um diese Achse
ansprechende Wendezeigerkreisel so angeordnet, daß die Kreiselumlaufachse und die
Präzessionsachse in einer zur Hochachse des Flugzeuges senkrechten Ebene liegen.
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Im Kurvenflug soll das Flugzeug möglichst unmittelbar der entsprechend
der gewünschten Drehgeschwindigkeit verstellten Abgriffs-Basis des Kurskreisels
nachfolgen. Der an die Hochachse des Flugzeuges gefesselte Wendezeigerkreisel hat
indes das Bestreben, der Richtungsänderung des Flugzeuges und damit der Kurve, die
geflogen werden soll, ent-"egenzuwirken. Der vom 'U"endezeigerkreisel beim Drehen
um die Hochachse gelieferte Steuerwert wirkt sich im Kurvenflug als Störeinfluß
aus. Um diesen Störcinfluß aufzuheben, erhält der Wendezeigerkreisel gemäß der Erfindung
eine Vorgabe, die so groß ist, daß er den Kurvenflug nicht stören kann. Diese Vorgabe
kann beispielsweise darin bestehen, daß das Präzessionsmoment des Wendezeigerkreisels
durch ein gleich großes Gegenmoment aufgehoben wird. Eine andere 3löglichkeit besteht
darin, den Präzessionsausschlag des Wendezeigerkreisels durch einen entsprechenden
Gegenausschlageines miteinem als Kraftverstärker dienenden Hilfsgerät, beispielsweise
einem Drehmagneten, gekuppelten Steuergliedes unwirksam zu machen. Zu diesem Zweck
kann der Drehmagnet so erregt werden. daß er proportional zum Präzessionsausschlag
des Wendezeigerkreisels ausschlägt und damit dessen Steuerwirkung in der Kurve aufhebt.
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Das Präzessionsmoment des Wendezeigerkreisels für die Hochachse ist
11 - C # c) # cos cp, wobei mit C eine Konstante für den Impuls des Kreisels, mit
a) die Drehgeschwindigkeit und mit .p der Schräglagenwinkel bezeichnet ist. Für
die praktisch wichtigen Fluglagen ist der Schräglagenwinkel verhältnismäßig klein,
so daß für solche kleinen Werte von cp vier Faktor cos 99 vrernachlässigbar
ist. Es genügt dann, den Drehmagneten, der zum Ausgleich des von dem Wendezeigerkreisel
für die Hochachse herrührenden Präzessionsmomentes dient, lediglich proportional
der Drehgeschwindigkeit zu erregen. Das kann in der Weise geschehen, daß man die
am Drehmagneten liegende Spannunk in Abhängigkeit von der Drehgeschwindigkeit ändert.
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Im Kurvenflug ist ferner zu berücksichtigen; daß beim Verstellen des
Seitenruders nicht lediglich ein Drehen des Flugzeuges um die Hochachse erfolgt.
In der Kurve liegt die Querachse des Flugzeuges nicht mehr waagerecht, sie ist vielmehr
unter einem Winkel, nämlich dem Schräglagenwinkel, gegen die Waagerechte geneigt.
Betrachtet man beispielsweise den Grenzfall, in welchem das Flugzeug auf dem Flügel
steht, die Querachse also lotrecht verläuft, so ist ersichtlich, daß nicht mehr
die Hochachse, sondern die Querachse des Flugzeuges die Drehachse bildet. Aus dieser
überlegung ergibt sich, daß der Kurvenflug eine Drehung des Flugzeuges sowohl um
die Hochachse als auch um die Querachse darstellt.
Dieser Tatsache
wird gemäß der Erfindung Rechnung getragen, indem man dem die Winkelgeschwindigkeit
um die Querachse messenden Wendezeigcrkreisel ebenfalls eine Vorgabe gibt. Das Präzessionsmoment
dieses Wendezeigerkreisels ist M' = C' - co # sin cF, wobei wiederum mit
C eine Konstante für den Impuls dieses Kreisels, mit W die Drehgeschwindigkeit
und mit 9p der Schräglagenwinkel des Flugzeuges bezeichnet ist. Die Aufhebung des
Präzessionsausschlages ist wiederum mit Hilfe eines Drehmagneten möglich, wobei
hier indes der Schräglagenwinkel nicht vernachlässigbar ist.
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Die Selbststeüereinrichtung ist also gemäß der Erfindung dadurch für
den Kurvenflug brauchbar gemacht, daß den auf Drehgeschwindigkeiten um die Hochachse
und um die Querachse ansprechenden Wendezeigerkreiseln von der um die Flugzeughochachse
eingesteuerten Drehgeschwindigkeit abhän-gige Impulse und dem auf Drehgeschwindigkeiten
um die Querachse ansprechenden Wendezeigerkreisel der Querneigung des Flugzeuges
entsprechende zusätzliche Impulse entgegengeschaltet sind, die von dem durch die
Fluggeschwindigkeit und die Drehgeschwindigkeit des Flugzeuges um die Hochachse
bestimmten Schräglagenwinkel abhängig gemacht sind.
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Weitere Einzelheiten ergeben sich aus den in der Zeichnung dargestellten
Ausführungsbeispielen. Es zeigt Fig. i eine Selbststeuereinrichtung für die Hoch-
und Querachse des Flugzeuges, Fig. 2 ein Rechengetriebe zum Ermitteln und Einstellen
des Schräglagenwinkels.
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Bei der in Fig. i schematisch dargestellten Einrichtung wird der Schräglagenwinkel
an derAbgriffsbasis i des Horizontkreisels H eingestellt: Die Einstellung ist, wie
bereits erwähnt, von der Fluggeschwindigkeit v und der Winkelgeschwindigkeit co
um die Hochachse abhängig gemacht. Die beiden Größen v und c) werden in ein Rechengetriebe
:2 eingeführt, an dessen Resultatglied 3 der Schräglagenwinkel 99 abgenommen
wird. Eine Ausführungsmöglichkeit des Rechengerätes soll an späterer Stelle beschrieben
werden.
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Es war bereits erwähnt, daß die Größe der Kurve und deren Dauer an
der Abgriffsbasis eines Kurskreisels einzustellen sei. Zu diesem Zweck ist ein Kursmotor
5 vorgesehen, der beispielsweise über ein Schneckengetriebe in Einstellverbindung
mit der Basis 4 eines Kurskreisels K steht. Der Kursmotor 5 kann über einen Ringwiderstand
6 an das Netz 7 gelegt werden. Der Drehgeschwindigkeitswert oj kann mit Hilfe einer
Kurbel 8 in der Weise eingestellt werden, daß ein bestimmter Wert des Widerstandes
6 eingestellt wird: Der Kursmotor 5 läuft an und verstellt die Basis des Kurskreisels
K mit einer bestimmten Drehgeschwindigkeit. Der Abgriff des Kurskreisels, der als
an sich bekannter und hier nicht näher beschriebener Bolometerabgriff ausgebildet
ist, arbeitet auf einen Drehmagneten g, der in Arbeitsverbindung mit einem - motorischen
Antrieb für das Seitenruder steht. Solange der Widerstandswert an dem Widerstand
6 eingestellt bleibt, fliegt das Flugzeug mit einer diesem Wert entsprechenden Drehgeschwindigkeit
eine Kurve. Der Krümmungsradius der Kurve ist hierbei bestimmt durch die Drehgeschwindigkeit,
mit der die Basis des Kurskreisels gegenüber dem Kurskreisel verstellt wird.
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Zusätzlich zu dem Kurskreisel ist ein Wendezeigerkreisel Wk vorgesehen,
der über einem Potentiometerabgriff auf einen Drehmagneten g' arbeitet, der ebenfalls
mit dem motorischen Antrieb für das Seitenruder in Arbeitsverbindung steht. Die
Steuerwerte des Kurskreisels K und des Wendezeigerkreisels Wlz werden mit Hilfe
eines den beiden Drehmagneten zugeordneten Resultatgliedes zu einem resultierenden
Steuerwert vereinigt.
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In der Kurve würde der Wendezeigerkreisel Wk für die Hochachse des
Flugzeuges der Kurvensteuerung entgegenarbeiten. Er erhält deshalb, wie im vorstehenden
erläutert wurde, eine Vorgabe, die der Winkelgeschwindigkeit um die Hochachse proportional
ist. Die Vorgabe wird an dem dem Wendezeigerkreisel zugeordneten Drehmagneten g'
eingestellt, der zu diesem Zweck an die gleiche Spannung wie der Kursmotor 5 gelegt
ist. Diese Spannung entspricht also der an dem Widerstand 6 eingestellten Drehgeschwindigkeit
des Flugzeuges.
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Neben der Aufhebung der Präzession des Wendezeigerkreisels Wkfür die
Hochachse ist gemäß der Erfindung auch eine Aufhebung der Präzession des Wendezeigerkreisels
Wh vorgesehen. Der Wendezeigerkreisel Wh arbeitet zusammen mit dem Abgriff
i' des Horizontkreisels H auf das Höhenruder des Flugzeuges, und zwar ebenfalls
über Drehmagnete io bzw. io'. Der Ausgleich für den Ausschlag des Wendezeigerkreisels
Wh muß, wie sich aus dem im vorstehenden gemachten Ausführungen ergibt, von zwei
Größen abhängig gemacht sein, nämlich einerseits von der Drehgeschwindigkeit des
Flugzeuges um die Hochachse und andererseits von dem Schräglagenwinkel. Diese Abhängigkeit
ist dadurch geschaffen, daß der Drehmagnet io' über einen Widerstand i i zunächst
an dergleichen Spannung wie der Kursmotor 5 liegt, d. h. also an einer Spannung,
die der Drehgeschwindigkeit des Flugzeuges proportional ist. Der Widerstand m wird
andererseits vom Resultatglied 3
aus eingestellt, wobei, -,vie erwähnt,
an dem Resultatglied 3 der -Schräglagenwinkel (p abgenommen werden kann. Dag bedeutet,
daß der Widerstand ii in Abhängigkeit vom Schräglagenwinkel (p einstellbar ist.
Auf diese Weise ist es möglich, den beiden Wendezeigerkreiseln für die Hoch- und
die Querachse die zur Erzielung einer einwandfreien Kurve nötige Vorgabe zu geben.
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Das im vorstehenden erwähnte, zur Bildung des Schräglagenwinkels dienende
Rechengetriebe, das in Fig. 2 dargestellt ist, sei im folgenden kurz erläutert:
An dem Schieber 12 wird durch ein Kitzel 13 die Fluggeschwindigkeit v eingeführt.
An einem zweiten Schieber 14 wird durch ein Kitzel i j die Drehgeschwindigkeit to
eingeführt. Der Schieber i2 trägt eine Führung 16, während am Schieber 1.4 ein Hebel
17 mit einer Schlitzführung 18 angelenkt ist, die sich gegen den festen Punkt ig
stützt. In die Führungen 16 und 18 greift ein Bolzen 2o ein, von dem die Bewegung
des Schiebers 21 abgeleitet wird. Der Schieber 21 bildet über den Bolzen 22 den
Antrieb des Hebels 23. Der Abstand 1g-26 ist proportional v, der Abstand 2q.-25
ist gleich co. Da die Dreiecke ig, 2q., 25 und ig, 2o, 26 einander ähnlich sind,
kann man folgende Proportionen bilden: (v + x) : co = v : a.
Nun ist (v + x)
eine konstante Größe, so daß a = v - «o. Macht
man die Strecke 22-27 = v und die Strecke 27-28 = g, so erhält man
über den taug unmittelbar den Schräglagenwinkel 9p, d. h. die Verdrehung der Welle
28 stellt jeweils das gesuchte Resultat dar.