-
Steuereinrichtung für Flugzeuge Die Erfindung bezieht sich auf Steuereinrichtungen
für Flugzeuge. Man kann sich darauf verlassen, daß Selbststeuergeräte für Flugzeuge,
bei denen die Ruder :des Flugzeugs mindestens, teilweise von primären Impulsen überwacht
werden, die von Instrumenten geliefert werden, die das Rollen, Stampfen und Scheren
des Flugzeugs messen, das Flugzeug in eine bestimmte Fluglage zurückbringen, beispielsweise
auf einen geraden horizontalen Flug, wenn :das Flugzeug nicht in einer anomalen
oder außergewöhnlichen Lage oder Flugbedingung ist und wenn der Flieger daran denkt,
alle die verschiedenen Einstellknöpfe in ihre Nullstellung zurückzubringen. Jedoch
können die derzeitigen Selbststeuergeräte diese höchst erwünschten Funktionen in
einem Notfall nicht durchweg erfüllen, weil sie unter anomalen Bedingungen, beispielsweise
beim Rückenflug oder beim Flug unter sehr steilem Querlagew inkel von: der Größenordnung
von 9o° oder wenn das Flugzeug seine richtige tragende Fluggeschwindigkeit verloren
hat, nicht richtig arbeiten.
-
Dementsprechend ist der Zweck der Erfindung, eine Steuereinrichtung
zu schaffen, bei der Rückführmittel vorgesehen sind, die in Verbindung mit dem Selbststeuergerät
der erwähnten. Art es dem Flugzeug ermöglichen, selbsttätig von dein anomalen Flugzustand
zu einem normalen Flugzustand zurückzukehren.
-
In: den Zeichnungen zeigt Fig. z eine schematische Darstellung, die
die Erfindung in ihrer Anwendung auf ein gewöhnliches
Selbststeuergerät
für Flugzeuge darstellt, das die charakteristischen Einstellungen -um alle drei
Achsen aufweist, Fig. 2 eine ähnliche Darstellung einer Abänderung, die nur die
Höhen- und Querrudersteuerung zeigt, Fig.3 eine dritte abgeänderte Form, die das
Selbststeuergerät annehmen kann zur Anpassung sowohl an schwanzlose Flugzeuge oder
solche mit zweiachsiger Steuerung, wie an Flugzeuge mit dreiachsiger Steuerung;
Fig. 4 eine schematische Darstellung .einer anderen Form eines Selbststeuergerätes
gemäß der Erfindung, wobei nur die Querrudersteuerung .gezeigt ist.
-
Da Selbststeuergeräte an sich bekannt sind, werden sie in -den nachfolgenden
Unterlagen nur schematisch dargestellt.
-
In Fig. i ist d as Flugzeug dargestellt, das mittels des gebräuchlichen
Seitenruders R; Höhenruders E und Ouerruders A gesteuert wird, deren jedes sowohl
direkt von Hand als auch selbsttätig mittels Servomotors verstellt werden kann.
Der Einfachheit wegen ist nur die Handsteuerung i für das Seitenruder dargestellt.
Um das Seitenrüder selbsttätig zu steuern, ist ein Kurshaltegerät dargestellt, z.
B. ein Richtungskreisel 2 üblicher Art, von dem ein Impuls mittels eines Drehfeldgebers
3, erzeugt wird" um den Servomotor für das Seitenrüder zwecks Einhaltung des Kurses
zu betätigen: Eine Kursänderung 'kann leicht mittels eines zweiten Drehfeldgebers
4 bewirkt werden, dessen Mehrphäsenwicklung mit der Mehrphasenwicklung des Gebers
3 verbunden ist.- Die Einphasenwicklung eines dieser Geber, dargestellt als Wicklung
5 des Gebers 4, ist an ein Einphasennetz angeschlossen. Jede relative Verdrehung,der
Einphasenwicklung 6 des Gebers 3, die sich mit dem Kreisel -dreht, liefert eine
Impulswechselspannung an den phasenempfindlichen Gleichrichter 7, der einen umkehrbaren
Gleichstrom zur Steuerung des das Seitenruder R schwenkenden Servomotors 8 abgibt.
Der Motor 8 kann ein gewöhnlicher Gleichstrommotor, ein relaisbetätigter hydraulischer
Motor oder irgendeine andere Kraftquelle sein. Eine Kursänderung wird durch das
Drehen eines Knopfes io bewirkt, wodurch eine der Wicklungen 4. oder 5 relativ zur
anderen verstellt wird.
-
Ähnliche Drehfeldimpulsgeber 14 und 15 sind bei -den .beiden horizontalen
Achsen ii und i2 des Stabilisierungs- oder Lagenkreisels 1ß dargestellt. In diesem
Fall sind die Einphasenwicklungen der Geber 14 und 15 an ein Wechselstromnetz
angeschlossen, und die Impulse werden von den Einphasenwicklungen der einstellbaren
Geber 16 und 17 geliefert. Diese letzten werden von dem Längsneigungssteuerknopf
18 bzw. dem Querneigungssteuerknopf ig eingestellt, so daß jede gewünschte Steig-
öder RQllbewegung ohne Störung des Kreisels hervorgerufen werden kann. Der Steigungsimpuls
steuert den das Höhenruder E betätigenden Servomotor .zo mittels des phasenempfindlichen
Gleichrichters 21, und der Rollimpuls steuert die Querruder A mittels des Servomotors
22 und des phasenempfindlichen Gleichrichters 23.
-
Die bisher beschriebenen Teile sollen irgendein gebräuchliches Selbststeuergerät
darstellen, bei dem die erfindungsgemäßen Verbesserungen mit entsprechenden. Abänderungen
angewandt werden können.
-
Steht der Hauptsteuerknopf 24 -in der dargestellten Lage, so liegen
der Umschalter 25 und das selbsttätige Nullstellungsglied 26 in der dargestellten
Lage, so daß das Selbs,tstenergerät sich unter normalen Arbeitsbedingungen befindet
und .je, nach Wünsch das Flugzeug steuern kann, oder nicht, da es von einem
nicht dargestellten Hauptschalter überwacht wird. Der Knopf 24 ist sowohl mit dem
Umschalter 25 wie mit dem Nullstellungsglied 26 verbunden, so daß er, wenn er nach
innen gedrückt wird, die Steuerung des Seitenruders vom Richtungskreisel abschaltet
und das Seitenruder unter die Kontrolle irgendeines Mittels zum Aufhalten der Wendebewegung
stellt, z: Beines Wendezeigerkreisels 27, der mit einem induktiven Gebergerät 28
ausgerüstet ist. Wenn daher der Knopf eingedrückt ist, übernimmt der Wendezeigerkreisel
die Überwachung und verhindert die Wendung des Flugzeugs aus irgendeiner Ursache,
sei es die Dreheinstellung io, eine Schwanzdrehung oder irgend etwas anderes. Gleichzeitig
wird die Stange 26 rückwärts :gestoßen und zieht die Schiebebuchsen 29, auf
der die Knöpfe 18 bzw. 19
angebracht sind, gegen die Wirkung :der Schraubenfedern
30 zurück und löst .so die Federsperrklinken 31 aus ihrem Eingriff mit Zähnen
auf der Rückseite des feststehenden Sektors 3,2. Die Federn 33,
die an ,den
mit Impulswicklungen 16' bzw. 17' versehenen Wellen 18' bzw. ig' angebracht sind,
bewirken die Mineneinstellung: Nach Lösen der Sperrklinken bringen die Federn 33
die Impulsgeber in ihre Normalstellung in bezug auf die Mehrphasenwicklungen zurück,
so :daß alle Roll-oder Stampfimpulse, idie etwa mittels :der Knöpfe i8 und i9 eingestellt
waren, wirkungslos gemacht werden und das Flugzeug auf Horizontalflug gebracht wird.
-
Sollte es jedoch vorkommen, daß zu der Zeit, wenn das Selbststeuergerät
eingeschaltet ist, das Flugzeug eine zu geringe Fluggeschwindigkeit hat, so daß
es nicht mehr statisch stabil ist oder ziz werden droht, so wird- der Kreisel
13 verhindert, zu dieser Zeit die Überwachung :der Höhensteuerung zu übernehmen,
und das Flugzeug wird v eranlaßt, zeitweise niederzugehen, bis es seine richtige
Luftgeschwindigkeit wieder erreicht hat. Zu diesem Zweck wird ein Anzeigeinstrument
für den Beginn oder die Gefahr der statischen Instabilität verwendet, etwa ein Angriffswinkellüge135,
der normalerweise keinen Impuls im System veranlaßt, der aber, wenn der Angriffswinkel
zu groß wird; dem Höhensteuer einen. Fehlimpuls gibt und die Kreiselüberwachung
um .die Querachse und vorzugsweise auch die Längsachse abschaltet. Zu diesem- Zweck
ist der Angriffswinkelflügel mit .einem Kontakt 36 versehen, der über einen leitenden
Sektor
378 schleift, mit einem Widerstand 37, der einen Teil einer Wheatstoneschen Brüche
8o bildet. Solange der Flügel sich in der dargestellten Lage befindet oder mit dem
Segment 37' im Eingriff steht, ist er im System wirkungslos. Wenn aber der Flügel
durch die Zunahme des Angriffswinkels aufwärts gekippt wird, wird der Ausgleichswiderstand
37 verringert, und es wird ein Stromfluß zwischen den gegenüberliegenden Ecken der
Brücke hervorgerufen, der eine EMK in die Drahtleitungen 81 und 82 schickt. Dadurch
w erden die folgenden Vorgänge im System veranlaßt: Er trennt oder neutralisiert
:den normalen Höhenimpuls von dem Stabilisierungskreisel 13; ebenso trennt oder
neutralisiert er vorzugsweise auch den normalen Rollimpuls vom Stabilisator und
veranlaßt das Flugzeug, niederzugehen. Um diese Wirkungen zu erzielen, erregt der
Flügel 35 einen Magneten 38, um :den Höhenimpuls von Wicklung 16' kurzzuschließen,
gleichzeitig erregt er einen Magneten 39 und öffnet dadurch den Stromkreis
des Rollimpulses von: Wicklung 17' und trennt dadurch zeitweise die Überwachung
der Querruder durch den Kreisel 13. Dies wird als wünschenswert erachtet, wenn es
auch nicht notwendig sein mag, da die Rückgewinnung der Fluggeschwindigkeit von
besonderer Wichtigkeit ist. Der Impuls über die Brücke wird direkt (oder über ein
Verstärkerrelais) zu dem Gleichstromservomotor 2o des Höhenruders geschickt, um
ein Niedergehen in einem Winkel hervorzurufen, der proportional zum Ausschlag dies
Flügels 35 aus seiner Normalstellung ist.
-
Sobald der richtige Angriffswinkel wiederhergestellt ist, werden durch
das Verschwinden der EMK auf den Leitungen 81 und 82 die Überwachungen wieder dem
Vertikalkreisel übertragen.
-
Für den Fall aber; daß bei Einschaltung des Selbststeuergerätes das
Flugzeug sich im Rückenflug befindet oder in einer Querlage von mehr als go°' fliegt,
wird es zuerst veranlaßt, so lange zurückzurollen, bis der Schrägwinkel nicht größer
als go° ist, bevor das Selbststeuergerät in Wirksamkeit tritt. Zu diesem Zweck ist
auf der Rollachse nil des Stabilisierungskreisels ein halbkreisförmiger Kontaktgeber
40 angeordnet, der mit mindestens einer der Hauptleitungen zum Servomotor 20 in
Reihe geschaltet ist. Wenn: das Flugzeug um mehr als go° in der einen, oder anderen
Richtung rollt, wird dieser Kontakt unterbrochen und daher die Höhenrudersteüerung
abgetrennt, bis die vom Selbststeuergerät gesteuerten Querruder das Flugzeug nahezu
in seine normale Lage gebracht haben. Wenn dies geschehen ist, wird die normale
Überwachung von den Kreiselgeräten übernommen, außer wenn Fluggeschwindigkeit verloren
wurde, in welchem Fall der Angriffswinkelflügel die Überwachung übernimmt, wie dies
oben beschrieben wurde.
-
Außer einem Angriffswink elflügel können andere Mittel zur Anzeige
eines Verlustes an Fluggeschwindigkeit oder einer statischen Instabilität verwendet
werden, und in Fig.2 ist an seiner Stelle ein Luftgeschwindigkeitsmeßgerät d.2 dargestellt,
das in ähnlicher Weise wie der Flügel 35 in Fig. 1 so geschaltet werden kann, daß
es einen Widerstand 137 in. einer Wheatstoneschen Brücke 8o verändert, wenn die
Luftgeschwindigkeit auf nahezu den kritischen Wert absinkt. Ebenso kann man statt
eines zur Anzeige des Rückenfluges verwendeten halbkreisförmigen Segmentes auf dem
Kreiselgerät ein unabhängiges Pendel 43 für diesen Zweck benutzen., das irr einer
halbkugelförmigen Schale 44 arbeitet, derart, daß, wenn das Pendel die Schale
verläßt, :der Kontakt unterbrochen und das Höhenruder abgetrennt wird.
-
In Fig. 3 ist eine andere Lösung des Problems dargestellt, wobei !die
Teile entsprechend Fig. i numeriert sind. In diesem Fall ist, statt die Azimutüberwachung
vom Richtungskreisel oder einem anderen Gerät zur Einhaltung des Kurses auf einenWendezeigerkreisel
zur selbsttätigenRückstellung zu übertragen, :die Übertragung der Azimutsteuerung
vom Richtungskreisel auf einen Abtriftanzeiger dargestellt, der in Form eines Flügels
45 gezeigt ist, der um eine normalerweise vertikale Achse drehbar ist. Ist keine
Abtrift vorhanden, so wird vom Geber 46 kein Impuls abgegeben. Bei Abtrift in der
einen oder anderen Richtung wird ein Impuls der einen oder anderen Phase auf den
phasenempfindlichen Gleichrichter 7 gegeben, um das Seitenruder wie oben zu betätigen.
-
Die Überwachung des Querruders ist in diesem Beispiel auch etwas von
der nach Fig. i verschieden. In diesem Fall wird ein Wendezeigerkreisel 27' verwendet,
nicht wie in Fig. i zur Überwachung des Seitenruders, sondern zur Vermeidung von
Wendungen durch Überwachung .der Querruder. In Verbindung mit der durch den Knopf
24. betätigten Stange 2;4' ist ein besonderer Schalter 1.7 dargestellt, der, wenn
der Knopf niedergedrückt wird, die Überwachung der Querruder von den Impulsgebern
15 und 17 am Vertikalkreisel i2# auf den Impulsgeber 28' am Wendezeigerkreisel 27'
überträgt. Das Wendezeigerkreiselgerät verhindert daher nicht nur eine Drehung,
sondern auch die Querlage des. Flugzeugs, da die beiden eng miteinander verknüpft
sind und eine Querlage nicht auftreten kann, ohne .eine Drehung zu verursachen,
außer wenn Abtrift vorhanden ist, und Abtrift wird durch .den über .das Richtungssteuer
arbeitenden Anzeiger 4.5 verhindert. .
-
Die selbsttätige Rückführungssteuerung nach Fig.3 ist besonders für
schwanzlose Flugzeuge geeignet, bei denen Steigen, Rollen und Wenden des Flugzeugs
von der gleichen Steuerfläche überwacht werden. In Fig. 3 würde die Steuerfläche
:1 von einer Kombination von Signalen vom Richtungskreisel 2 und dem Vertikalkreisel
12 zur selbsttätigen Steuerung des Flugzeugs überwacht. Zur selbsttätigen Rückstellung
aus einer anomalen Lage würde das Wendezeigerkreiselgerät 27' eingeschaltet zur
Übernahme der Steuerung der Flächen A, die normalerweise dem Richtungskreisel 2
zufällt, so .daß Wendebewegungen des Flugzeugs aufgehalten. werden.
_
Falls erwünscht, kann bei normalen Selbststeuergeraten die Benutzung des Weil-dezeigerkreisels
als Querrudersteuerugg fortgelassen werden, da ein Rollimpuls vom Lagenkreisel stets,
das 'Flugzeug i aus der Querlage zurückführt, bis der Impuls verschwindet, und da
das Richtungssteuer derart gesteuert ist, daß: Abtrift verhindert wird, .ergeben
sich Nullwerte der Querlage und der Wendegeschwindigkeit.
-
> Um falsche Angriffswinkel zu korrigieren oder Verlust an Luftgeschwindigkeit
auszugleichen; wird wie in Fig. i ein Angriffswinkelflügel 35 verwendet.
-
Um Rückenflugzustärnde festzustellen, werden wie in Fig. 2 ein Hilfspendel
43 und eine Schale 44 vorgesehen.
-
Fig. q. zeigt die Querrüdersteuerung eines Selbststeuergerätes der
pneumatisch-hydraulischen Art, bei dem die Geberimpulse entweder zur selbsttätigen
Rückführung selbsttätig auf Null gebracht oder nach Belieben selbsttätig zur Erzielung
glatten Arbeitens, wenn die Kreiselsteuerung häufig einr unid ausgeschaltet wird,
eingestellt wer-,den.. In diesem Fall ist der Geber für die Rollbewegeng als pneumatischer
Geber dargestellt, der wie üblich ein Differentialventil 5o auf einer Welle i i'
aufweist, die von dem Kardanring des Vertikalkreisels 12' gedreht wird. Der Ventilflügel
5o ist in :der üblichen mit Bohrungen versehenen Buchse 5 1 eingeschlossen,
die konzentrisch mit dem Flügel 5o gelagert ist und von dem Motor 52- über ein..
Übersetzungsgetriebe 53, 54 und 67' eingestellt wird. Der Differentialdruck
wird vom Geberventil durch Rohre 55, 55' normalerweise auf das Relaisventil 56 übertragen,
wodurch der pneumatische Druck vervielfacht und von da zum hydraulischen Servomotor
57 übertragen wird, der die Querruder A steuert.
-
Eine Mehrzahl von alternativen Steuerungen ist für den. Motor 52 vorgesehen,
wodurch er eine von mehreren Funktionen bei verschiedenen Stellungen des Steuerknopfes
58 ausüben kann, der mit zwei . Schaltkontakten 70, 7z verbunden ist, die mit zwei
dreikontäktigehGruppen, zusammenarbeiten:. Ferner ist mit demgenannten Knopf ein
Schaltkontakt 62 verbunden.
-
In der ersten Stellung werden die Kontakte ä und a' und
b und, b' überbrückt. Dies bringt den Motor unter die Kontrolle.,des
Schalters 6o, der seinerseits vorn einer Membran oder einem Kolben 61 in einer Druckkammer
61" .gesteuert wird. Da zu .dieser Zeit der Schalter 6!2 geöffnet ist, bleibt das
Solenoid 63 unerregt, und das damit verbundene Kolbenventil 64 wird durch eine Feder
63' in seiner unteren Lage, gehalten. Daher wird unter .diesen Bedingungen der Luftimpuls
vom Geber 5o an die Kammer 61' gegeben, so daß der Motor 52 anläuft und die mit
Öffnungen versehene Buchse 51 so verdreht, daß sie mit dem Ventil 5o ausgerichtet
wird. Diese Operation wird als selbsttätiges' Ausrichten bezeichnet, und wenn der
Knopf in; Stellung a gedrückt und das Selbststeuergerät eingeschaltet wird, so fliegt
das Flugzeug in der Lage weiter die es hatte, als :das Selbststeuergerät eingeschaltet
wurde. Da der Sehalter, um die Stellung 2 zu erreichen durch Stellung i .gehen müß,
so ist das selbsttätige Ausrichten .gewährleistet.
-
In Stellung 2 des Knopfes 58 sind 'die Kontakte c und c' und d und
d' überbrückt, und der Schalthebel 6o macht Kontakt mit e. In dieser Stellung ist
das Selbststeuergerät in Tätigkeit, und Lagenänderungen können durch Drehung des
Kursänderurrgsknopfes 59 bewirkt werden, wodurch der Motor P veranlaßt werden kann,
in der einen oder anderen Richtung zu laufen. Gleichzeitig wird durch das Schließen
des, Kontaktes 62e das Solenoid1 63 erregt, so daß das Ventil 54 in seine oberste
Lage gelangt und,die Luftimpulse auf das Relaisventil 56, das den, Servomotor 57
steuert, übertragen werden.
-
Falls der Flieger wünscht, wieder einen geraden horizontalen Flug
aufzunehmen oder selbsttätig aus einer unerwünschten Lage zurückzukommen, drückt
er den Knopf 58 in die dritte Stellung und überbrückt so die Kontakte
f; f' und g, g', hält dabei aber den Stromkreis des Sölenoids 63 geschlossen:
In dieser Stellung wird der Motor 52 direkt von einem auf der Weile i i' des Geberventils
So sitzenden bogenförmigen Kontaktsegment 65 :gesteuert, mit dem die, sieh mit der
Buchse 5 i bewegenden, Kontakte 76 und 76' zusammenarbeiten. In der dargestellten
Stellung steht der Motor still, da von den beiden Kontakten 76 und 76' gleiche
Ströme durch die gegengeschalteten Feldspulen 78 und 79 gesandt werden. Falls aber
das Buchsenfolgeventil 51 relativ zum Kreisel! geschwenkt wird, wird einer .der
beiden Kontakte 76 oder 76' unterbrochen, und der Motor wird: die Buchse 51 mit
dem Kreisel ausrichten in. welcher Stellung er sich auch befindet. Diese Operation
wird als selbsttätige Nulleinstellung bezeichnet. Falls das Flugzeug nach dieser
Operation relativ zum Kreisel eine Querneigung hat, wird der von dem Geber 5o, 51
gelieferte Impuls auf die Querruder geleitet; um die Querneigung zu beseitigen,
bis der Impuls auf Null herabgesetzt ist.
-
Wünscht der Flieger eine selbsttätige Rückführung zu einer Zeit, wo
das Selbststeuergerät außer Wirksamkeit ist; so drückt er den Knopf schnell bis
in seine unterste Stellung ein.