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Selbsttätige gteuerung- für Luftfahrzeuge Die Erfindung betrifft selbsttätige
Steuer ungen für Fahrzeuge und insbesondere eine selbsttätige Steuerung für Flugzeuge
u. dgl., bei welcher der Flug des Flugzeuges durch Betätigung eines Steuerknüppels
mittels der selbsttätigen Vorrichtung erfolgt.
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Ein erster Zweck der Erfindung besteht darin, für ein Flugzeug eine
selbsttätige Steuerung zu schaffen, bei welcher Mittel vorgesehen sind, um mit dem
Flugzeug Kunstflüge durch -Betätigung eines Steuerknü ppels ausführen zu können.
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Ein weiterer Zweck der Erfindung besteht darin, eine selbsttätige
Steuerung von der angegebenen Art zu schaffen, bei welcher die Flugzeugimpulse der
Vorrichtung dann umgekehrt werden, wenn das Flugzeug einen Sturzflug oder eine Steigung
von gol beginnt. Ein anderer Zweck der - E. rfiridung besteht darin, für
ein Flugzeug eine- selbsttätige Steuervorrichtung zu schaffen, bei welcher die
' Richtungsimpulse der Vorrichtung dann umgekehrt werden, wenn das Flugzeug
eine StiHgung von gol beginnt.
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Noch ein anderer Zweck: der Erfindung ' besteht darin, 'eine
selbsttätige Steueivorrichtung von der angegebenen Art zu schaffen, bei welcher
die Zweideutigkeiten der Impulse-wa#"hrend 'eines Rückenfluges beseitigt werden.
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Ein weiterer Zweck. der Erifindung besteht darin, eine selbsttätige
Steuerung von der angegebenen Art zu schaffen, durch w > elche der Rückenflug
gesteuert werden kann: Noch ein weiterer Zweck der Erfitidung- besteht darin, eine
selbsttätige Steuerung von der allgemeinen angegebenen Art zu scl-raffen,-bei welcher
Anordnungen
für ein selbsttätiges Schräglagentrimmen des Flugzeuges getroffen werden.
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Ein weiterer Zweck der Erfindung besteht noch darin, für ein Luftfahrzeug
eine selbsttätige Steuerung zu schaffen, bei welcher Anordnungen getroffen werden,
um den Stampfimpuls zu integrieren und einen entgegengesetzten Impuls zu erzeugen,
der beim Einschalten der selbsttätigen Steuerung die Waagerechteinstellung des Flugzeuges
verzögert.
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Noch ein weiterer Zweck der Erfindung besteht darin, eine selbsttätige
Steuerung von der allgemeinen angegebenen Art zu schaffen, die jederzeit ohne Rücksicht
auf den Flugzustand des Flugzeuges eingeschaltet werden kann.
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Ein anderer Zweck der Erfindung besteht darin, für ein Luftfahrzeug
eine selbsttätige Steuerung von der angegebenen Art zu schaffen, bei welcher durch
Betätigung des Steuerknüppels zugeordnete Schwenkungen -durch die selbsttätige Steuerung
ausgeführt werden.
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Ein weiterer Zweck der Erfindung besteht endlich noch darin, für ein
Luftfahrzeug eine neuartige selbsttätige Steuerung der angegebenen Art zu schaffen,
die aus wenigen einfachen Teilen besteht, in der Herstellung verhältnismäßig billig
ist und im Betrieb zwangsläufig und selbsttätig arbeitet sowie sich für eine große
Mannigfaltigkeit von Anwendungszwecken eignet und im Gebrauch trotzdem in hohem
Grade praktisch und wirksam ist.
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Weitere Zwecke. der Erfindullg werden sich zum Teil von selbst ergeben
bzw. weiter unten angegeben werden.
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In der Zeichnung, in der ein Schaltungsschema einer der verschiedenen
möglichen Ausführungsform der Erfindung beispielsweise dargestellt ist, bezeichnet
io eine selbsttätige Steuerung, durch welche ein Geber ii für einen Richtungsinipuls
und ein Wendegeschwindigkeitsimpulsgeber 12 mit einem Seitenruderhilfsmotot 1.3,
einem Querruderhilfsmotor 14 und einem Höhenruderhilfsmotor 15, einem Steuerknüppel
16, einem Stampfimpulsgeber 17 und,einem Schräglagenimpulsgeber 18 verbunden werden.
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Der Richtungsimpulsgeber ii besteht aus einem umlaufenden Umformer
mit einer Läuferwicklung 19, die mit einer Wechselstromspannungsquelle 2jo
verbunden ist, und einer Ständerwicklung 2-1. Die Läuferwicklung ig kann durch ein
Gestänge 2--, das gestrichelt gezeigt ist, durch Betätigung eines Hauptrichtungsanzeigers
--3 gedreht werden. Eine magnetische Kupplung 24 ist im Gestänge 22 vorgesehen,
um den Hauptrichtungsanzeiger in einer weiter unten ausführlicher erläuterten Weise
vom Geber zu trennen. Der Hauptrichtungsanzeiger erhält seine Impulse von einem
Kreiselkompaß, der allgemein mit 25 bezeichnet ist. Der Kompaß besteht aus einem
lotrechten Kreisel 26 und einem daran angebrachten Induktorelement, wobei
nur die Sekundär- oder Leistungswicklung 27 dargestellt ist. Die Wicklung
2,7 ist durch die Leiter 28, 29 und 3,0 mit einem Drehfeldgeber
3 1 des Hauptrichtungsanzeigers 2,3 verbunden. Zu einem weiter unten
erläuterten Zwbck ist ein Relais 33 vorgesehen, welches einen Umkehrschalter34
steuert, der mit.den Leitern des Drehfeldgeberläufers32 verbunden ist, um den dem
Hauptrichtungsanzeiger zugeführten Impuls der Konipaßvorrichtung umzukehren. Ein
für gewöhnlich offener Schalter 35 ist vorgesehen, um das Relais33 mit einem
Erregerstromkreis zu verbinden. Der Schalter35 kann durch eine gestrichelt dargestellte
und mit der Schräglagenachse des lotrechten Kreisels26 verbundene Verbindung geschlossen
werden. Der Schalter35 wird dann geschlossen, wenn das mit der hier beschriebenen
Voirichtung ausgerüstete Flugzeug eine Steigung von go' 'beginnt.
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Die Verschiebung des Irnpulsgeberläufers 1,9 gegenüber der Ständerspule
21 durch die Betätigung des Hauptrichtungsanzeigers mittels des Gestänges 22, erzeugt
einen Richtungsimpuls, der einem hier in der üblichen Blockform dargestellten Seitenruderkanalverstärker40
zugeführt wird. Die in der Ständerwicklung 2 1 erzeugten Impulse werden durch einen
Leiter 41 einem Ende eines Potentiometers42 zugeführt. Eine Anzapfung ist am Potentiometer42
vorgesehen und durch einen Leiter43 mit einem zweiten Potentiorneter44 verbunden,
dessen anderes Ende -am Wendegeschwindigkeitsimpulsgeber 12 angeschlossen ist. Der
Wendegeschwindigkeitsimpulsgeber 1:2 besteht #us einem Wendezeigerkreisel, der in
der dem Fachmann bekannten Weise mit einer elektrischen Aufnahrnevorrichtung versehen
ist. Am Potentiorneter 44 ist eine Anzapfung vorgesehen, um die Impulse durch einen
Leiter45 dem Eingang des Seitenruderkanalverstärkers 40 zuzuführen. Auf diese Weise
wird eine durch einen Wendegesch-,vindigkeitsimpuls veränderte Richtungsimpulsgpannung
dem Verstärker4o für die Betätigung des Hilfsmotors 13 zugeführt.
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Die dem Verstärker4o zugeführten Richtungs-und Geschwindigkeitsimpulse
werden verstärkt und hinsichtlich der Phase unterschieden, um den Hilfsmotor 13
in der einen oder in der anderen Richtung je nach der Phase der zugeführten
Impulse laufen zu lassen. Die Ausgangsleistung des Verstärkers 40 wird durch Leiter
98 und 89 den Sättigungswicklungen 0 und 49 eines magnetischen Verstärkers
5o zugeführt, der mit einem nicht dargestellten Weicheisenkern versehen ist. Die
Wicklung 48 ist durch einen für gewöhnlich geschlossenen Schalter 51, der aus weiter
unten erläuterten Gründen hier offen dargestellt ist, und einen Leiter
52 dem einen Ende der geerdeten, mit einer mittleren Anzapfung versehenen
Sekundärwicklung 53 eines Transformators 54- zugeführt, dess en Primärwicklung
55 mit der Wechselstromquelle 2o verbunden ist. Die Sättigungswicklung 49
ist durch einen für gewöhnlich geschlossenen, ebenfalls offen dargestellten Schalter
57 und einen Leiter 58 mit dem anderen Ende der; Sekundärwicklung
53 verbunden. Die Primärwicklungen 6o und 61 der Rückwirkungsvorrichtung
5o sind durch die Leiter 62 über die Wechselstroniquelle 2,o miteinander
in Reihe geschaltet.
Die Sekundärwicklungen 63 und- 64 der
Rückwirkungsvorrichtung-5o sind Über die. veränderliche Phase 65 des Hilf
smotors 13 miteinander in Reihe und Gegenschaltung verbunden; die feste Phase66
dieses Motors ist mit den Klemmen der Stromquelle 2,o verbunden.
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Der- Anker des Hilf'smotors 13 ist durch eine durch'die gestrichelte
Linie 69 dargestellte KupP-lung mit dem Seitenruder 68 verbunden.
Die Kupplung 69 ist mit einer magnetischen Kupplung 7o versehen" durch welche
der Hilfsmotor bei Erregung der Kupplung mit dem genannten Rudär verbunden wird.
Ein Nachlaufimpulsgeber 72 ist beispielsweise durch 73 mit dem Seitenruder
68 gekuppelt, um einen Impuls zu erzeugen, der dem Winkelausschlag des Ruders
entspricht. Der entwickelte Nachlaufimpul-s wird durch einen Leiter 75
. der anderen Seite des Potentiometers 42 in Gdgenschaltung zu den durch den
Leiter 41 zu:-geführten Richtungsimpulsen aufgedrückt.
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Wenn das Relais 33 stromlos ist -und die Kupplungen 24 und
7o erregt sind, so arbeitet der Ruderkanal der Vorrichtung in einer dem Fachmann
wohlbekannte ' n,Weise. Die Richtungsimpulsspannling und die Wendegeschwindigkeitsimpuls.spanilu.ng
w . erden dem . Ruderkanalverstärker aufäedrückt, wo die resultierenden
Impulse verstärkt und in Phase* unterschieden und dann den Sättiggngswicklungen
der Rückwirkungsvorrichtung 50
zugeführt werden. je nach der Phase
des -resultierenden, Impulses wird die veränderliche Phase 65
des Hilfsmotors
v3 erregt, um den Motor in einer Richtung laufen zu lassen, die der Phase der resul-"renden
Impulsspannungen entspricht. Der arbeitie tende H.ilfsmotor T.#3 wird daher das
Seitenruder 68
entsprechend den Impulsspannungen einstellen, wobei
die -Bewegung. des Seitenruders 69 durch den Nachlaufimpulsgeber
72 einen Nachlaufimpuls erzeugt, der den Richtungs- und Geschwindigkeitsimpulsspannungen
entgegenwirkt.
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# Es sind Mittel vorgesehen, -um das Flugzeug durch Betätigung des
Steuerknüppels 7ig der Steuervorrichtung 16 mittels des oben beschriebenen Seiten.ruderkanals
zu steuern. Zu diesem Zweck ist die Steuervorrichtung mit einem umlaufenden Um#-former
8o mit einem mit der-Wechselstromquelle:zo -verbundenen Läufer 81 und mit einer
geteilten Ständerwicklung 82 und,. 83 vorgesehen. Die Bewegung des
Steuerknüppels 79 in der Querrichtung des Flugzeuges verschiebt den Läufer
81 gegenüber den $tänderwicktungen 82 und. 8-3. Die Ausgangsleistung
der Ständerspulen 82, 83 ist gegenüber der Verschiebung der Läuferwicklung.8i
nicht linear. Kleinere, Spannungserhöhungen werden bei einer Bewegungdes Knüppels
von seiner neutralen Stellung aus für gleiche Erhöhungen der Steuerknüppelverschiebung
in den Ständerwicklungen induziert. Eine feinere Steuerung des, Flugzeuges kann
durch 'die 'beschriebene nicht. lineare Rückwirkung um die neutrale Stellung des
'Steuerknüppels erhalten werden. Die Spannungsphase ist von der Richtung der Steuerknüppelverschiebung
abhÄngjg. ,.--Die.. Stä,nderwicklu,ng gd ist mit ei-nem Potentiometer
85 .verbunden,- desseii Anz apfung durch einen Leiter 86 über einen
Widerstand 87 mit dem Leiter 41 verbunden ist. Der Widerstand,
87 ist mit der Ständerwicklung 21 des Richtungsimpulsgebers ii parallel geschaltet.
Die durch die Verschiebung der Steuervorrichtung.erzeugten Spannungen werden dem
Seitenruderkanalvers , tärker zugeführt und ändern die Richtungs,#, und Geschwindigkeitsimpulse,
um die Steuerung des Hilfsmotors 13 zu bewirken. Das Flugzelqg wird somit -durch
das Arbeiten der Steuerv'o,#ricliturig16 gesteueft, wo*-bei die Rückkehr d#es"KniiPPels79
in seine neutrale Stellung es ermgülicht, daß#die s#Ibsttätige Steuervorrichtung
#die Steuerung des Flugzeuges wieder übernimmt. # : . , .
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Es sind ferner Mittel -vorgesehen, um einen den Ruderkräften
entsprechenden Impuls und einen Schräglagetrim m'impuls zu 'erzeugen, welcher das
Flugzeug auf einem Waagerechtflug hält.
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Zu diesem Zweck ist.eine Integrie#rvorrichtung 99
vorgesehen,
die in dem dargestellten.Ausführungsbeispiel aus einem Wia'früdaustägschelement
besteht, das zwei. Widerstä ' nde gi, und 92, welche mit- den Vers-tärkeranoderistromkreisen
verbunden und so angeordnet sind,- daß sie durch den sie, durchfließenden Anodenstrom
erwärmt Werden, sowie zwei Widerstände 93 und 94 aufweist, die in einem Gehäuse
95 mit den beiden erstgenannten Widerständen in Wärmeaustauschbeziehung angeordnet
sind. Die Widerstände 93,und 94 bildeä einen Teil eines Brückenstromkreises', dessen
andere Arme aus den zwei. Abschnitten eines mit einer mittleren Anzapfung.-98 versehenen
Widerstandes 97 bestehen. Der Verbindungspunkt der #WIäerstände
9,3, 94 ist bei 59 geerdet, während der Vdrbindungspunkt der Widerstände
97,. 93 und 97, -94 mit, der S tromquelle 20 verbunden
ist. Die- mi#tlgr.e- Anzapfung 9-8 des beschriebenen Brückenstfoinkreises'ist
durch e inen Leiter ioo mit demEingang eines Querruderkanalverstärkers ioi
verbunden..
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.Dier Versiärket ioi iät'ein. Verstärker von der üblichen Bäua rt
er er , hält . die #linpulsspa'*nnungen, verstärkt sie und unterscheidet).sie
hin ' sichtlich der Phase. Die» Äusgangsle.istting .. . dieses Verstärkers
wird einem magnetischen Vexstärker 102 zugeführt, der dem für den' Seiter #ru, 'd
#zkanal gezeigten Verstärker ähnlich ist. Die Ausgängsleistung dieser Rückwirkungsvorrichtung
w.iVd durch die Leiter 103 der veränderlichen Phase x04 des'Hilfsmotors 14 zugeführt,
dr'ss'en# fest##Yhase i mit der S tromquelle 2o verbunden ist. Dieser Uotor
verschiebt die Querruder io6'durch 'eine. Kup- -plung 107, die mit einer magnetischen'K.upplglig
id8 -hersehen ist. Die Verschiebung der Querruder i o6 betätigt einen Nachlauiimpulsgeber
i i.b dur#-b.' , die Kupp lung , ia i wobei die so entwickelte Impuls#pannung
durch einen Leiter 1.12' über ein Pote>ntiometer 113 und einen Leiter u4 dem Eingang
des Verstärkers ioi in -Gegenschaltung zu den.- Impulsspannungen -des Leiters ioo
zugefühit wird.
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Ein Flugzeug, das in einem' ungetrimmten Zustand um seine Schräglagenachse
flie t, ist bestrebt,
sich von seinem Kurs zu entfernen
' wobei die Richtung der Abweichung von dem tieferen Flügel des Flugzeuges
abhängig ist. Um diese Abweichung vom Kurs auszugleichen, wird der Führer bei einem
i von ihm selbst gesteuerten Flug das Ruder hoch halten, um das Flugzeug auf seinem
Kurs zu halten. Beim Fliegen mit der selbsttätigen Steuervorrichtung wird die Abweichung
von dem eingestellten Kurs einen Richtungsimpuls erzeugen, durch welchen das Ruder
so bewegt wird, daß, es das Flugzeug auf dem -eingestellten Kurs hält. Hieraus folgt,
daß ein in der Schräglage ungetrimmter Züistand des Flugzeuges erfordert, daß der
Hilfsmotor 13 ein Drehmoment entwickelt, welches das Ruder so verschoben hält, daß
das Flugzeug -auf seinem Kurs gehalten wird. Das so entwickelte Drehmoment erfordert,
daß ein Anodenstrom durch die Sättigungswicklungen 48 oder 49 fließt.
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Dlie Heizelemente gi und 92 der . Integriervorrichtung go sind
Mit den Schaltern 51 bzw. 57
para - Ilel geschaltet. Wenn die Schalter
51 und 57
offen' sind, wie gezeigt, so fließen die Ströme, die durch
den Leiter 88 und die Sättigungswicklting 48 oder durch den Leiter 89 und
die Sättigungswicklung 49 fließen, 'auch durch die Widerstände gi bzw. 92. Da der
Brückenstromkreis mit den Widerständen 93, 94 und 9,8 ein für gewöhnlich
ausgeglichener Stromkreis ist, so wird die Erhitzung eines der Widerstände gi oder
g2 eine Änderung des Widerstandswertes des zugeordneten Widerstandes des Brückenstromkreises
infolge dieser Erhitzung bewirken. Eine von den Ruderkräften abhängige Spannung
wird somit von der Integriervorrichtung go. entwickelt und dem Eingang des Querruderkanalverstärkers
ioi zugeführt, um den Motor 14 entsprechend zu betätigen. Die Phase dieser Impulsspannung
wird von der Richtung der Gleichgewichtsstörung des Brückenstromkreises abhängen.
Auf diese Weise wird das Flugzeug in seine Trimmlage zurückgebracht, wobei der Ruder'-impuls
verschwindet, sobald das Flugzeug wieder im Waagerechtfluk auf seinem eingestellten
Kurs fliegt.
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Um das Flugzeug um die Schräglagenachse zu steuern, ist ein lotrechter
Kreisel i3o mit einer Kupplung 131 vorgesehen, welche die Stampfachsie mit dem Läufer
13z des Schräglagenimpulsgebei#s verbindet.
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Die Enden der Ständerwicklung 133 sind mit einem durch eine
Relaisspule 135 gesteuerten Umkehrschalter 134 verbunden. Die eine Klemme des Umkehrschalters
ist durch einen Leiter 136 Mit einer der Eingangsklemmen des Querruderkanalverstärkers
ioi verbunden, während die andere Schalterklemme durch einen Leiter 137 über
einen Widerstand 117 und einen Leiter 1,38 mit dem anderen Ende des Potentiometers
ii#3 verbunden ist.
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Die durch den Schräglagenimpulsgeber ieg entwickelten Schräglagenimpulse
werden den Eingangsklemmen des Querruderkanalverstärkers idi zugeführt. Die entwickelten
Impulsspannungen werden verstärkt und hinsichtlich ihrer Phase unterschieden und
durch- die- Ausgangsleiter icr des magnetischen Verstärkers 102 der verändei lichen
Phase. ia4 des Hilfsmotors 14 zugeführt, un die Querruder iio6 entsprechend einzustellen.
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In der Steuervorrichtung 16 sind Mittel vor. gesehen, um die Schräglagentrimmimpulse
zu ver. ändern und das Flugzeug auf eine Schwenkung mil der passenden Schräglage
zu bringen. Zu dieserr Zweck ist das Potentiometer m7 mit der Ständer. wicklung
des umlaufenden Umformers8o verbunden. Das Potentiometer 117 ist ferner durch diE
Leiter 137 und i3(S mit den Eingangsklemmen de5 Verstärkers ioi verbunden.
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Da der umlaufende Uniformer8o der Steuervorricbtung 16 sowohl einen
Richtungs- als auch einen Schräglagenimpuls liefert, so sind Mittel vorgesehen,
um den integrierten Schräglagentrimmimpuls des Ruderkanals zu trennen, wenn eine
Schwenkung ausgeführt wird, die einen vorbestimmten Schräglagenwinkel übersteigt.
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Zu diesem Zweck ist eine Relaisspule i2o vorgesehen, um die Wirkungsweise
der Schalter 51 und 57 zu steuern, Das eine Ende der Relaisspule 120 ist
geerdet, während das* andere Ende dieser Spule durch einen Leiter 121. mit dem positiven
Pol einer Gleichspannungsquelle 122 über zwei für gewöhnlich geschlossene Schalter
123 und 1,24 und den Führerverbindungsschalter2oi verbunden, der für gewöhnlich
geschlossen ist, wenn die Steuerknüppelvorrichtung 16 verwendet wird. Der Schalter
12#4 ist, wie z. B-. bei 1125 gezeigt, mit dem Steuerknüppel >q der Vorrichtung
16 gekuppelt.'Wenn der Steuerknüppel in der Querrichtung bewegt wird, um das Flugzeug
in eine bestimmte Sthräglage für eine Schwenkung zu bringen, die 5 ' übersteigt,
so wird der Schalteri24 geöffnet, um den für die Relaisspule i2o beschriebenen E#regerstromkreis
zu unterbrechen. #Die Abschaltung der Relaisspule i2o ermöglicht es, daß, sich die
S`chalter 5,1 und 57 schließen, wodurch die Heizeleniente gi und 9:2
der Integriervorrichtung kurzgeschlossen werden. Wenn die Heizelemente
qm und 9-4 kurzgeschlossen sind, so kühlen sie sich ab und stellen den Gleichgewichtszustand
der Brücke wieder her. Dlie Wiederherstellung des Gleichgewichtszustan# des der
Brücke löscht den Schräglagentrimmimpuls aus, dW vorher vorhanden war, wenn die
Schalter 5, und .52 oeen waren. Das Flugzeug kann auch durch die Betätigung
des Steuerknüppels durch die selbsttätige Steuervorrichtung bei Schräglagenschwenkungen
von mehr als 5 ' gesteuert werden.
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Es ist zu bemerken, daß die dargestellte magnetische Kupplung 24 auf
einer Seite geerde#t,' während die andere Seite durch einen Leiter i26 mit dein
Leiter 121 verbunden ist. Dlie Ausschaltung des Schalters 124 durch die Bewegung
des Steuerknüppels schaltet somit die magnetisehe Kupplung ab, um den Hauptrichtungsanzeiger
vom Richtungsimpulsgeber i ii zu trennen.
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Der mit dem Schalter 24 in Reihe geschaltete Schalter 123 kann-
durch Drücken auf einen Knopf 127 im Steuerknüppel 79 geöffnet werden.
Der Zweck des Schalters 123 besteht darin, die Trennung
des
Iinpul#gebers i:i -vöm>'Hauptiichtüfigganzeiger zu ermöglichen, so daß das Flugzeug
im Kurs getrimmt werden kann. Die Öffnun'g des Schalters 123 schaltet auch d#s Relais
it2#d ab, so daß während des Trimmens keine Schräglageritrimmimpulse zur Verfügung
stehen.
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. Der lotrechte Kreisel 13o erzeugt ferner Impulsspannungen,
um das Flugzeug um die Stampfachse durch den Stampfimpulsgeber 17 zu steuern. Der
hier dargestellte Sender 17 ist ein umlaufender Umformer mit einer Läuferwicklung
v39, die mit der Stromquelle oo, verbunden und beispielsweise durch i4o, mit der
Stampfachse des Kreisels gekuppelt ist. Die Ständerwicklung 141 ist an einem Ende
geerdet und am anderen Ende durch einen Leiter 142 und 151 mit einem Widerstand
152 verbunden, dessen anderes Ende durch einen Leiter 153 mit einem Potentiometer
154 verbunden ist. Eine Anzapfung des Potentiometers ist d urch einen Leiter
1,55 mit der Eingangsklemme eines Höhenruderkanalverstärkers i5o von üblicher Bauart
verbunden.
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Die Ausgangsleistung des Höhenruderkanals 150
ist durch die
Leiter 158 und 159 mit den Sättigungswicklungen i6o und 161 eines magnetischen Ve?stärkers
162 verbunden, welcher der Rückwirkungsvorrichtung 50 des SeitenrudÜkanals
ähnlich ist. Die Sättigungswicklungen i,6o 'und 161 sind durch Widerstände 164 und
165, welche die Heizelemente einer Integriervorrichtung 166 bilden, mit den Klemmen
-einer geerdeten und mit einer mittleren Anzapfung versehenen Sekundärwicklung 167
eines Transformators 169 verbunden. Die Primärwicklung 169 dieses Transformators
ist mit der Wechselstroinqüelle 2o verbunden.-Die Primärwicklungen 170 und 171 der
Rückwirkungsvorrichtung 162 sind in Reihe geschaltet und durch Leiter r72 mit der
Kraftquelle'2o Vera bunden. Die Sekundärwicklungen 174 und 175 sind in Reihe und
Gegenschaltuiig mit der veränderlichen Phase 176 des Hilfsmotors v5 verbunden, dessen
feste Phase 177 mit der Wechselstromquelle 2o verbunden ist.
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Der Hilfsmotor 15 ist, wie z. B. bei 178 gezeigt, durch eine magnetische
Kupplung i8o mit den Höhenrudern 181 gekuppelt. Das Höhentuder i&i ist z. B.
durch 18:2 mit einem Impulsgeber'i#gä verbunden. Die durch den Geber 183 entwickelte
Impulsspannung wird durch einen Leiter 184 dem einen Ende des Potentiometers 154
aufgedrückt.
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Der durch den Geber 117 entwickelte Stampfimpuls wird durch den Verstärker
i5o verstärkt und hinsichtlich seiner Phase unterschieden, um die sättigungsfähige-
Rückwirkungsvorrichtung x 62 zu betätigen.- Der Hilfsmotor is wird in einer
Richtung betätigt, die der Phase der Impulsspannung entspricht, um die Hühenruder
181 entsprechend einzustellen" der Nachlaufinipuls des Gebers 183
wirkt dem
Stam. pfimpuls entgegen, um die, Nullstelliing herbeizuführen, wenn -das Flugzeug
wieder waagerecht fliegt.
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-Die Integriervorrichtung_ -.r66 bildc "-eiiien- - Teil de-Höhertra-derkanals
richtuhä, u'm-.das-- FT-tikz#eug##n--seinem'-Ylugiu#t-add züi - halten, wenn'
diese Vö#richtutig wird, so daß der Zustand'desFlugzeuges vorüber gehend aufrechterhalten
wird, um: ein sanftes Ab-
fangen- des Flugzeüges'-zti ermöglichen.' Die Integriervorrichtung-
i ' 66 weist außer den-Hei'zelementen 164 und -, 65 l# -die beiden
-Widerstände igo und igi auf, die in dnem Gehäuse 193 angeordnet sind. Ein mit den
Wid ' erständen ilgo und i.gi parallel geschalteter und mit der Spannungsquelle
:2o verbundener Widerstand 194 ergänzt einen Brückenstromkreis, der I dem
bereits be#-# schriebenen ähnlich ist. D-er Verbindungspunkt der Widerstände igo
und igi ist beispielsweise bei 195 geerdet;- der Widerstand, 194. ist mit einer
mittleren Anzapfung 196- versehen._ Dk Anzapfung iigeist durch einen Leitei#I'97
mit.dem Eingangsleiter' i55vdes Verstärkers i5,d-verb-ahdim.
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Die Heizelemente 164 und- 165' der Integriervorrichtung 166 sind mit
den für gewöhnlich offenen Schaltern 1
99 und 199 parallel geschaltet, die
durch die Erregung einer Relaisspi ile#:äoo gesteuert Wer-
>
den. Bei Erregung
der..Relal.'gspule2.oo werden die Schalter 198 und 'iq# ges
. chlossen, wodurch
die Heizelemente 164 und.165 kilr#g'gs'chlossen werden, so daß die Ausgangsleistung
des -Verstärkers diese-Elemente nicht länger dürtlifließt. Die Relaisspule ist für
gewöhnlich abgeschaltet,' aber sie kann dürcW das Einschalten der selbsttätigen
Steuervorrichtu.ng durch das Einschalten -eines
, Schalters 2,oi erregt
| werden. Der Stromkreis.. zur gr'regung des Relais. |
| 20o kann folgender seW:* von der Gleichspälinungs-", |
| quelle it22# aus durch den gegchlös'sendn Schalter |
| 201 und die,Leiter--2ou, durch eine Zeit-#erzö'*g#-, |
| rungsvorrichtung 2 03 -tifid -dal- !Leiter 204
und.durcb,' |
| die Spule-zur Erdverbi- |
| gäs# -S |
| Die beschriebene äe# ietiervorrichtung', |
| wird # -durch Schließen- des -Sehäfters :zöi,
eing . e- |
| schaltet.- Die Zeit#,erzöge#,=gs-v--o-r-r'ichtung 21#-3'ver-- |
| bindet die Verstärker-mi m Xraftstt-orrikreis# |
| durch den Leiter:2o,5, wo#hr'dh die Ka:ihoden dieser> |
| Vorrichtung erwärmt -wi2rde;ii'köi-ineri.-.Näch eine'r |
| vorbestimmten Zeitdauer w ird:der Stromkreis für' |
| die Erregung des Reläls':2#oo'-und der Kupplungen |
| 7tY,'i #ö8'ütid igo g(2#gchlbäse#ä', Arbeiteh'der |
| selbsttätigen Steuetvorrichtun zu ermöglichen. |
| Da die' selbsttätige Stetiervorrichtung bei irgend-- |
| einem Zustand des Flugzeuges eiftgegchältet werden-' |
| kann, so kann bei diesem Ei.hsthälten eine Schr99-, |
| oder; Stampflage Z.iii Stämpfimpuls' |
| irii Höhenruderkäfiad 'wird de n- -einen' I oder -den'- |
| anderen der Widerstände i6.4: dder x »'*65 . erwä rmen,
- - - |
| wodurch eine. Älid6r;uüg Im -Wid6rgta'n'dsw'*eri- der |
| Widers#täriße ig--o' o#de'r. . i I gi '§tdftfind#t:
Dfe in ein#id |
| Diesel Wider'stäncfe',eifdlge'n"de-#..A,n'deruiig bring'. |
| de*n Brücken#tro:nikr"el's"9,ug'##&iü Gieich#eW#-irit,
um |
| eifien -Verschi8bunksiiii-'ül# .,erAugen, ler. 'dem- |
| p |
| Hä#hdffruderverstärker i'#'6 iiigeführii -wird. Sollte- |
| die' selbsttätige- n'g' -.'ein' , gesch#Iiet' |
| werden,-Wäli#end*,da -Ytügze#&. Stei |
| s. |
| Stur o wer 'en |
| zflüg äusführt',# s- -ScLite# 198 und# |
| igg.,clu''r-c-Ii-'ctie'E-r#regun ee- #;ii#joo"ge9 l(##sgiTi |
| Das" Küi'zs'Efiliegi# d'e#'!Er6'Z#lemente
- 164 und 165 |
der Integriervorrichtung 166 ermöglicht es, daß sich diese Elemente
abkühlen. Du die Abkühlung dieser Elemente jedoch eine gewisse Zeit erfordert, so
wird im Höhenruderkanal eine Impulsspannung erzeugt, die das Flugzeug vorübergehend
in seinem Stampfzustand hält. In dem Maße, wie sich die Elemente 164 und 165 abkühlen,
nimmt der entwickelte Stampfimpuls ab, bis ein Punkt erreicht wird, wo das Flugzeug
entsprechend den Stampfimpulsen des Gebers 17 #vieder waagerecht fliegt.
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Es sind ferner Mittel vorgesehen, um das Flugzeug mittels der selbsttätigen
Steuervorrichtung durch eine Bewegung des Steuerknüppels in der Längsrichtung zu
steuern.
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Zu diesem Zweck ist die Steuervorrichtung 16 mit einem umlaufenden
Umformer 2o,5 versehen, dessen Ständerwicklung 2o6 mit der Kraf tquelle 2o, während
die Läuferwicklung 2cK7 mit dem Widerstand 152 verbunden ist. Durch eine Kupplung
mit dem Steuerknüppel 79 kann der Läufer 2o6 gegenüber der Ständerwicklung
2017 verschoben werden, um eine Impulsspannung darin zu erzeugen. Der umlaufende
Umformer 2o5, ist von der bereits beschriebenen nicht linearen Bauart, #so daß abnehniende
Erhöhungen der Impulsspannung erzeugt werden, wenn die Bewegung des Knüppels vergrößert
wird, wobei die Phase der Impulsspannung der Bewegungsrichtung -entspricht.
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Die in der Ständerwicklung.2,07 induzierten Impulsspannungen werden
durch die Eingangsleiter v53 und 155 des Verstärkers i5o der Impulsspannung
des Stampfimpulsgebers 17 in Parallelschaltung aufgedrückt. Die durch die Steuervorrichtung
entwickelten Impulse sind solche, daß sie die Steuerung der selbsttätigen Steuervorrichtung
übernehmen, um die Höhenru&r igi zu betätigen.
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Mit der vorbeschriebenen selbsttätigen Steuervorrichtung ist es klar,
daß es durch Einschalten der Steuervorrichtung 16 möglich ist, mit dem Flugzeug
mittels des Steuerknüppels beliebige Kunstflüge auszuführen. Bei der Ausführung
einer Immelmann-Kehre oder eines Rückenfluges jedoch werden die Richtungs- und Zustandsimpulse
wegen des Umkippens der lotrechten Kreisel umgekehrt.
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Aus diesem Grund ist daher die Stampfachse des totrechten Kreisels
26 der Kompagvorrichtung mit dem Schalter 3,5 vorgesehen, der das
Umkehrrelais 33 erregt,- sobald das Flugzeug eine Steigung von go
1 beginnt. Durch die Wirkung -des Unikehrrelais 33 werden daher die
Impulsspannungen des Drehfeldgebers 31, umgekehrt, uni einen richtigen Richtungsirnpuls
zu erzeugen.
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Der lotrechte Kreisel.i3o ist ebenfalls auf seiner Stampfachse mit
einem für gewöhnlich offenen Schalter 2io versehen, der- geschlossen werden kann,
wenn das Flugzeug eine Steigung oder einen Sturzflug von go' ausführt. Das Schließen
des Schalters 2io erregt das Umkehrrelais 135, um den Umkehrschalter 134 zu betätigen,
wodurch die Polarität der . Stanipfimpulse umgekehrt wird. Durch die Umkehrung
der Richtungsimpulse und der Schräglagenimpulse in der oben beschriebenen Weise
werden die bisherigen Impulszweideutigkeiten beseitigt, so daß ein Rückenflug mit
einem Flugzeug, ausgef ü hrt werden kann, das mit einer selbsttätigen Steuervorrichtung
ausgerüstet ist.
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Es ist klar, daß' die oben beschriebene Steuervorrichtung jederzeit
ohne Rücksicht auf den Zustand des Flugzeuges eingeschaltet werden kann. Nach dem
Einschalten des Schalters 2oi und nachdem die Steuervo#richtung während einer kurzen
Zeit in Tätigkeit gewesen ist, wird der Schräglagen- und Stampfzustand des Flugzeuges
durch die Integriervorrichtungen go bzw. 166 berichtigt.
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Durch das Einschalten des Schalters 2,oi wird das Relais i:2o erregt,
wodurch die Heizelemente gi und. 92 mit den Anodenstromkreisen der Verstärker verbunden
werden. Der durch die Integriervorrich--tung go entwickelte Impuls bringt das Flugzeug
indie waagerechte. Lage um seine Längsachse. Die Querachse wirkt. in der
umgekehrten Weise, indem das Relais 2jo#o, die Heizelemente 164 und 165 der Integriervorrichtung
166 kurzschließt. Durch die Abkühlung der Elemente 164 und L65 entsteht ein Stampfimpuls,
welcher das. Flugzeug in seinen früheren Zustand zurückführt, wobei das Flugzeug
in dem Maße, wie sich die Heizelemente abkühlen. wieder die waagerechte Lage einnimmt.
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Die zwischen den Hilfsmotoren und den mit den Flugsteuerflächen verbundenen
Impulsgebern angeordneten magnetischen Kupplungen ermöglichen es, die Steuervorrichtung
jederzeit ohne Rücksicht auf den Flugzustand des Flugzeuges einzuschalten. Die-
Geber befinden sich stets in einer solchen Stellung, daß sie eine Impulsspannung
entwickeln, die von- der Stellung der _Steuerfläche beim -Einschalten der Steuervorrichtung
abhängig - ist. Mit den bisher mit den Hilfsmotoren gekuppelten Sendern war es nötig,
bevor die Steuervorrichtung eingeschaltet werden konnte, die Steuerfläche in ihre
neutrale Stellung zu bringen.
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Es ist somit eine für lenkbare Flugzeuge bestimmte selbsttätige Steuervorrichtung
geschaffen, mit welcher sämtliche Zwecke der Erfindung erreicht werden und die die
Bedingungen eines praktischen Gebrauches erfüllt.