DE865709C - Vorrichtung zur selbsttaetigen Steuerung von Wasser- oder Luftfahrzeugen - Google Patents
Vorrichtung zur selbsttaetigen Steuerung von Wasser- oder LuftfahrzeugenInfo
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- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C19/00—Gyroscopes; Turn-sensitive devices using vibrating masses; Turn-sensitive devices without moving masses; Measuring angular rate using gyroscopic effects
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Description
(WiGBl. S. 175)
AUSGEGEBEN AM 5. FEBRUAR 1953
S 19684XII 62b
Die Erfindung hat zum Gegenstand Verbesserungen an der selbsttätigen Steuerung von Wasseroder
Luftfahrzeugen. Der Hauptzweck dieser Verbesserungen ist, eine bedeutende Vereinfachung der
selbsttätigen Steuerungssysteme herbeizuführen.
Ein erster Teil der Erfindung betrifft Fahrzeuge, wie z. B. Flugzeuge, die derart ausgebildet sind,
daß jede Querneigung in bezug auf die scheinbare Richtung der Schwerkraft ein Einbiegen zur Seite
dieser Neigung mit einer ihr verhältnisgleichen Geschwindigkeit hervorruft. Diese Eigenschaft kann
dem Flugzeug entweder durch die Gestalt, Anordnung und Abmessungen der Leit- und Tragflächen
oder durch gewisse auf das Seitensteuer einwirkende Abtriftmesser, wie Windfahnen, Differentialdruckmesser,
Seitenpendel oder solche Flugsysteme, wie sie in der französischen Patentschrift
825 922 beschrieben sind, erteilt werden. In diesem Fall besteht die Erfindung darin, daß am betreffenden
Fahrzeug ein insbesondere auf Wendegeschwindigkeit ansprechender Richtungsmesser
angebracht ist, welcher einen Wendezeigerkreisel enthalten kann und daß dieser Messer nicht auf die
Seitenruder, sondern auf die Querruder einwirkt.
Bei einem solcherart verbesserten Flugzeug bzw. anderen Wasser- oder Luftfahrzeug erfährt die zur
selbsttätigen Steuerung notwendige Apparatur eine erhebliche Vereinfachung. Da nämlich das Flugzeug
die Eigenschaft hat, derartige Wendebewegungen auszuführen, daß es schnell und in allmählich
abklingender Weise zu seinem ursprünglichen Abtriftwinkel, der z. B. Null sein kann, zurückkehrt,
bewirkt jede Querneigung des Flugzeugs sofort
ίο eine Wendegeschwindigkeit, die dieser Neigung
verhältnisgleich ist, so daß es möglich wird,. die Seitensteuerung des Flugzeugs mittels seiner
Querruder auszuführen, ohne in die Steuerung des Seitenruders irgend ein zusätzliches Getriebe ein*-
zufügen.
Die sich hieraus ergebende Vereinfachung ist von
Bedeutung, denn sie erlaubt die vollständige Weglassung jeglichen Antriebs des Seitenruders, dessen
Einstellung beispielsweise in der dem Nullwert des
Abtriftwinkels entsprechenden Lage gesichert wird, wobei dieses· Seitenruder entweder als Flächensystem
nach der obengenanntem französischen Patentschrift 825 922 in der Nulleinstellung festgehalten
oder unmittelbar bzw. mittelbar von einer Windfahne bzw. einem Querpendel betätigt wird,
dessen Betätigungsgestänge ein für allemal en>·
gestellt wurde.
Die Vorrichtung zur selbsttätigen Quersteuerung kann verschiedene Formen annehmen, von denen
einige im nachstehenden beispielsweise angegeben sind.
Gemäß der Verwendungstechnik der frei gelagerten1
Kreisel kann man einen einzigen, Kreisel 1 (Fig. 1) vorsehen, dessen Achse 2 in, Richtung der
Flugzeugquerachse steht; das eine Ende 3 dieser Achse ist in einem Kugelgelenk gelagert und das
andere Ende 4 betätigt die Querruder. Dann ist die zur Übertragung der Steuerung dienende Stange 5
in der zur Querachse senkrechten Ebene XOZ gelegen.
Im Fall dieser Fig. 1 ist die übertragene Betätigung die gleiche, ob nun das Flugzeug nach
rechts einbiegt oder sich nach rechts neigt; wenn in
beiden Fällen die Wirkung dieser Betätigung darin besteht, daß sich das Flugzeug nach links neigt,
wird sowohl eine Rollstörung als auch eine Wendestörung aufgehoben.
Dieser einfache Mechanismus sichert die Rückkehr zum geradlinigen Flug, z. B. im Fall des
Stillstands eines seitlich angeordneten Motors, da .
die Wendegeschwindigkeit dem Rollausschlag verhältnisgleich· ist. Da nun diese Wendegeschwindigkeit
notwendigerweise durch die Aufdeckung der wachsenden Seitenabweichung, die der Kreisel ergibt,"
aufgehoben wird, stellt sich der Gleichgewichtszustand
bei derjenigeni Querneigung ein, die ein Wendedrehmomenit hervorruft, welches die
durch das Stillsetzen des Motors bewirkte Ungleichheit aufhebt. Die Hinzufügung einer Kompensationsvorrichtung
am Gestänge 5, welche die Länge des Querrudergestänges langsam verändert,
bis der Ausschlag des Kreisels nach OX verschwindet,
würde außerdem bewirken, daß die Flugrichtung zum ursprünglichen Kurs zurückkehrt,
wobei das Flugzeug in vorschriftsmäßiger Weise fliegt und der stillstehende Motor "sich oben
befindet.
. Andererseits sind schon Geräte zur selbsttätigen Steuerung vorgeschlagen worden, bei denen das
Seitensteuer von seinen Meßgeräten sowie von den Ouerneigungsmessern betätigt wird, Jedoch betrifft
die Erfindung eine Anordnung, gemäß welcher nur das Querruder betätigt wird, und zwar nicht nur
wie bei dem vorstehend beschriebenen Fall von den Richtungsmessern allein, noch auch von den Querneigungsmessern
allein, was der gebräuchlichen Anordnung entspricht, sondern durch eine Parallelschaltung
dieser beiden Gerätearten, die nur bei einem Flugzeug mit der eingangs erwähnten Eigenschaft
anwendbar ist.
In diesem Fall kann man gemäß der Technik der mit einem Instrument gekuppelten Wendezeigerkreisel
einen einzigen Kreisel 6 (Fig. 2) anordnen, der wie der vorhergehende gerichtet ist, also atff RoIlgeschwindigkeiteri
anspricht, und mit einem Richtungskompaß Ji gekuppelt ist. Der Kreisel 6 dämpft
die Rollstörungen ab, wobei das Flugzeug immer quer zur Waagerechten durch die Wirkung des
•Kompasses 7 zurückkehrt, der ihm eine Neigung erteilt, um das Flugzeug in die anfängliche Richtung
zurückzubringen,
Es ist ebenfalls zweckmäßig, den Kreisel derart zu entwerfen, daß er auf Wendegeschwindigkeiten
anspricht, wobei er immer mit dem Kompaß gekuppelt ist (Abb. 3!). Der Kreisel 1S dämpft die
Rollstörungen ab, da sie sofort Wendegeschwindigkeiten
hervorrufen, und außerdem dämpft er die Wendestörungen in· energischer Weise ab. Wie
beim Fall von Fig. 1 bewirkt auch hier der Stillstand eines seitlich angeordneten Motors eine
Wendegeschwindigkeit und eine Querneigung, wobei der Gleichgewichtszustand sich schließlich mit
einer Kursabweichung einstellt, die von einer Ouerneigung des Flugzeugs und von einem neuen
geradlinigen Flugzustand begleitet ist; wenn eine Kompensationsvorricbtung hinzugefügt ist, wird
außerdem der ursprüngliche Kurs wiederhergestellt, während das Flugzeug in vorschriftsmäßiger Weise
fliegt und der stillstehende Motor sich obeni befindet.
Schließlich ist schon zur Betätigung einer einzigen Leitfläche die Verwendung eines Meßgeräts
vorgeschlagen, das gleichzeitig in Richtung zweier Bezugsachsen reagiert. So kennt man Geräte zur
selbsttätigen Steuerung, bei denen das Seitenruder durch einen freien oder Wendezeigerkreisel betätigt
wird, dessen Achse derart schräg liegt, daß er gleichzeitig für Quer- und Wenidedrehungeii empfindlich
ist. Jedoch wird erfindungsgemäß nur das Querruder betätigt, und zwar durch ein gleichzeitig
auf Rollen und Wenden ansprechendes Gerät, was nur bei einem Flugzeug mit der obenstehend gekennzeichneten
Eigenschaft möglich ist.
Fig. 4 stellt "beispielsweise eine Lösung dar, die dem bekannten1 Mittel entspricht, bei dem der
Kreisel 9 gleichzeitig für Wenden und für Rollen empfindlich ist, so daß mit demselben Ergebnis wie
in Fig. 3i die Rollstörungen ebenfalls sofort behoben
werden, während die Verzögerung vermieden wird, die durch die Benutzung der von dem Seitenruder
auf eine Rollstörung hin hervorgerufenen Wendebewegung entsteht.
Ein anderer Teil der Erfindung bezieht sich auf den Fall eines Flugzeugs, das mit Stabilisiervorrichtungen
versehen ist, die dazu dienen, den hinter dem Schwerpunkt des Flugzeugs angezeigten
ίο Anstellwinkel in bezug auf die Luft konstant zu
halten. Ein solches Flugzeug hat daher die Eigenschaft, derartige Stampfbewegungen auszuführen,
daß es rasch und in abklingender Weise, wie in der französischen Patentschrift 83905,0 auseinandergesetzt
ist, zu seinem anfänglichen Anstellwinkel zurückkehrt. Es wird dann möglich gemacht, den
größten, Teil der Vorrichtungen durch selbsttätiges Aufheben des Stampfens zu vereinfachen. Da
nämlich diese Vorrichtungen die Neigungsänderungen in bezug auf die Waagerechte oder die Geschwindigkeitsänderungen
mit sofortiger Wirkung bekämpfen sollen, haben sie bedeutenden Einfluß
auf den Ausschlag des Höhenruders; dieser starke Einfluß kann in gewissen Fällen zu langsamen,
wenig gedämpften oder verstärkten Schwingungen führen. Daher werden z. B. gewisse zur Konstanthaltung
der Neigung in bezug auf den Horizont bestimmte Mechanismen mit freiem Kreisel mit einem
am Kreisel angreifenden Längspendel versehen, der in dieser Weise durch Präzession eine Betätigung
auslöst, die dem Differentialquotienten der Neigung gegen den Horizont verhältnisgleich ist und die
Abdämpfung der Schwingungen sichert. Andere Mechanismen mit Anemometer, welche dazu bestimmt
sind, die Geschwindigkeit konstant zu halten, sind mit einem Wendezeigerkreisel versehen,
um die Schwingungen abzudämpfen, welche das allein wirkende Anemometer bestehen lassen
und verstärken würde. Das gleiche würde der Fall sein, wenn man das Anemometer durch ein Längspendel
ersetzen würde. In diesen verschiedenen Fällen ermöglicht die beim Flugzeug durch die
Stabilisiervorrichtungen verliehene Eigenschaft, welche zur Abdämpfung der Stampfschwingungen
dienen sollen, einen freien Kreisel ohne gekuppeltes Dämpfungspendel, ein alleinwirkendes Anemometer
oder ein alleinwirkendes Pendel zu verwenden. In allen diesen Fällen kann der Einfluß des Instrumentes
auf den Ausschlag der Leitfläche um so geringer sein,, als die von diesem Instrument erteilten
Betätigungen den Störwirkungen, denen das Flugzeug unterliegt, mehr nacheilen, sei es im Fall
des Kreisels, daß dieser während der momentanen Störungen, noch stark steuernd wirkt und außerdem
die langsame Veränderung der Länge des Gestänges sowie die Beibehaltung des Anstellwinkels in bezug
auf den Horizont trotz der fortwährenden Gleichgewichtsstörungen sichert, oder im Fall des Anemometers,
daß es während kurzzeitiger Störungen wenig steuernd wirkt und seine Wirkung hauptsächlich
darin besteht, daß die Länge des Gestänges langsam verändert wird, um die Geschwindigkeit
konstant zu halten.
Claims (4)
1. Vorrichtung zur selbsttätigen Steuerung von Wasser- oder Luftfahrzeugen, dadurch gekennzeichnet,
daß auf dem Fahrzeug ein Richtungsmesser, insbesondere ein Wendegeschwindigkeitsmesser,
angeordnet ist, welcher einen Wendezeigerkreisel (8) enthalten kann, und nur auf die Querruder einwirkt (5.).
2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß die Richtungs- und Wendegeschwindigkeitsmesser (7, 8) und die Querneigungsmesser
(6) in Parallelschaltung auf die Querruder einwirken (5).
3. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß die Querruder von einem gleichzeitig für Rollen und Wenden empfindliches Meßgerät (9) gesteuert (5) werden.
4. Vorrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch ihre Verwendung bei Wasser- oder
Luftfahrzeugen mit Stabilisiervorrichtungen, die den Anstellwinkel konstant halten.
Hierzu 1 Blatt Zeichnungen
I 5682 1.53
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR865709X | 1939-05-26 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE865709C true DE865709C (de) | 1953-02-05 |
Family
ID=9344518
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DES19684D Expired DE865709C (de) | 1939-05-26 | 1941-03-18 | Vorrichtung zur selbsttaetigen Steuerung von Wasser- oder Luftfahrzeugen |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE865709C (de) |
-
1941
- 1941-03-18 DE DES19684D patent/DE865709C/de not_active Expired
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