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Selbsttätige Steuerung für ein Luftfahrzeug Die Erfindung betrifft
selbsttätige Steuerungen für Luftfahrzeuge und insbesondere eine neuartige Steuervorrichtung,
mit welcher eine bestimmte Höhe über Meer oder irgendeine andere Flugbahn in einer
lotrechten Ebene mit vorbestimmter Höhenänderung aufrechterhalten werden kann.
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Die bisher üblichen, zu diesem allgemeinen Zweck verwendeten Steuervorrichtungen
für Luftfahrzeuge werden durch Änderungen der Flughöhe und der Längsneigung des
Flugzeuges beeinflußt und wirken über das Höhenruder in der Weise, daß das Fahrzeug
auf einer vorgewählten Flughöhe gehalten wird. Solche Vorrichtungen sind durchaus
befriedigend und imstande, ein Flugzeug unter normalen atmosphärischen Bedingungen
auf einer ausgeglichenen Flugbahn zu halten. Bei böigem Wetter mit starken Auf-
und Abwinden zeigt die Erfahrung im allgemeinen jedoch, daß das Flugzeug heftigen
Stößen ausgesetzt werden kann, die für die Passagiere höchst unangenehm sind und
das Flugzeug schwer beschädigen können. Die üblichen Steuervorrichtungen können
sogar diese Stöße durch plötzliche Änderungen der Höhenruderstellung noch vergrößern.
Wenn die Bewegungen des Höhenruders z. B. nicht begrenzt sind und wenn eine Fallbö
stark genug ist, so kann ein mit einer üblichen selbsttätigen Steuervorrichtung
ausgerüstetes Flugzeug überzogen werden und durchsacken. In gleicher Weise kann
das Flugzeug, wenn die Beeinflussung durch starke Steigböen nicht
begrenzt
wird, überdruckt werden und übermäßige Geschwindigkeiten erreichen, wenn die Höhenrudersteuerung
das Flugzeug auf den Kopf stellt, um es auf die vorgewählte Meereshöhe zurückzubringen.
Ferner kann das Flugzeug durch die Selbststeuerung überzogen werden, wenn ein oder
mehrere Motoren versagen.
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Der Zweck der Erfindung besteht daher darin, eine neuartige, einfache
und verbesserte selbsttätige Steuervorrichtung für Luftfahrzeuge zu schaffen, bei
der jede Gefahr eines Sackfluges während Steigbewegungen des Flugzeuges und übermäßige
Geschwindigkeiten durch Überdrücken des Fährzeuges vermieden werden: Ferner soll
durch die erfindungsgemäße Steuervorrichtung ein Absinken des Fahrzeuges verzögert,
seine Rückkehr zur gewünschten Meereshöhe beschleunigt und das Fahrzeug weitergesteuert
werden; falls die Motoren zum Teil oder gänzlich versagen, bis der Führer die Steuerung
übernehmen kann. Weiterhin soll die neuartige Steuervorrichtung die Eigengeschwindigkeit
eines Flugzeuges durch dessen Längsneigung und dessen Höhenlage durch Regelung der
Motorleistung selbsttätig steuern und auch eine gewünschte Steig- oder Sinkgeschwindigkeit
des Flugzeuges insofern selbsttätig aufrechterhalten, als in dem Fall; -daß das
Flugzeug von- der vorgewählten Steig- oder Sinkgeschwindigkeit abweicht, die Leistung
der Motoren verändert wird, um die Eigengeschwindigkeit des Flugzeuges zu ändern,
die ihrerseits das Höhenruder steuert, um das Flugzeug auf den gewünschten Steig-
oder Gleitflug -zurückzubringen. Schließlich und hauptsächlich soll die neuartige-
Steuervorrichtung eine gewählte Eigengeschwindigkeit des Fahrzeuges insofern selbsttätig
aufrechterhalten, als in dem Fall, daß das Fahrzeug eine andere als die vorgewählte-Eigengeschwindigkeit
erreicht, dessen Längsneigung geändert. wird, um seine Flughöhe zu ändern, die ihrerseits
die Motorenleistung steuert, um das Fahrzeug in den gewählten Flugzustand zurückzubringen.
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Diese und andere Zwecke 'sowie Vorteile der Erfindung ergeben sich
mit mehr Einzelheiten aus der ausführlichen Beschreibung und der Zeichnung, in welcher
eine Ausführungsform der Erfindung dargestellt ist. Es wird jedoch ausdrücklich
bemerkt, daß es sich hierbei nur um ein Ausführungsbeispiel handelt, auf welches
sich die Erfindung keineswegs beschränkt.
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Gemäß der Erfindung wird die Eigengeschwindigkeit eines Flugzeuges
durch dessen Längsneigung - selbsttätig gesteuert, während dessen Steig- und Fallgeschwindigkeit
in weiterer Ausbildung der Erfindung durch die Leistung seiner Motoren selbsttätig
geregelt wird. Bei gleichbleibender Leistung - der Trebwerksanläge des Flugzeuges
wird also dessen Eigengeschwindigkeit durch die Längsneigung gesteuert, d. h., "wenn
die Eigengeschwindigkeit abnimmt, wird das Flugzeug gedrückt, um an Geschwindigkeit
zu gewinnen, und umgekehrt, bei einer Zunahme der Eigengeschwindigkeit wird -das
Flugzeug gezogen, um die Geschwindigkeit zü verringern, und bei einer gleichbleibenden
Längsneigung des Flugzeuges wird die Steig- oder Fallgeschwindigkeit durch Änderung,
der Triebwerksleistung gesteuert.
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. Während des waagerechten und unbeschleunigten Fluges bleiben der
Triebwerksschub, die Eigengeschwindigkeit und die Längsneigung konstant. Eine Änderung
irgendeines dieser Faktoren wird den Flugzeugzustand ändern, und infolgedessen kann
der Flugzeugzustand dadurch gesteuert werden, daß die Eigengeschwindigkeit oder
die Triebwerksleistung oder beide gesteuert werden. Wie bereits erwähnt, werden
Höhenänderungen durch die üblichen selbsttätigen Steuervorrichtungen durch das Höhenruder
berichtigt. Dadurch ändert sich jedoch die Längsneigung des Flugzeuges und damit
dessen Geschwindigkeit. Wenn z. B. im Fall einer starken Fallbö Signale, die eine
Höhenänderung anzeigen, dazu verwendet werden, um das Höhenruder zu steuern und
dadurch das Flugzeug auf die Bezugshöhe zurückzubringen, kann das Flugzeug überzogen
werden und durchsacken.
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Gemäß der Erfindung sind Mittel vorgesehen, um einen der Eigengeschwindigkeit
entsprechenden Impuls dem Impulsstromkreis des Höhenruderkänals zuzuführen. Bei
einer Abnahme der Eigengeschwindigkeit bei einer gleichbleibenden Triebwerksleistung
wird das Höhenruder gedrückt und bei einer Erhöhung der Geschwindigkeit das Höhenruder
angezogen. Auf diese Weise wird eine etwaige Abweichung von der vorbestimmten Eigengeschwindigkeit
die Höhenruder so betätigen, daß das Flugzeug dementsprechend gezogen oder gedrückt
wird.
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Ferner ist eine Vorrichtung vorgesehen, die durch eine Änderung in
der Flughöhe beeinflußt wird, z. B. wenn das Flugzeug gezogen - oder gedrückt wird,
und .welche das Drosselventil betätigt, um die Geschwindigkeit dementsprechend zu
ändern. Wird z. B. das Flugzeug gedrückt, so wirkt die durch die Flughöhe beeinflußte
Vorrichtung in der Weise, daß sie den Leistungswählhebel vorschiebt,. um die Leistung
des Motors bzw. der Motoren zu erhöhen. Infolge der aerodynamischen Eigenschaften
des Flugzeuges -und infolge der sich ergebenden Geschwindigkeitserhöhung, wodurch
das Höhensteuer in der oben bereits erwähnten Weise angezogen wird, richtet sich
das Flugzeug auf und steigt mit erhöhter Leistung. Sobald die vorgewählte Flughöhe
wieder erreicht ist, kehrt der Leistungswählhebel zur normalen Einstellung zurück,
und das Flugzeug fliegt wieder waagerecht. Eine umgekehrte Wirkung wird erfolgen,
wenn das Flugzeug von einer Steigbö erfaßt wird. Der Leistungswählhebelwird dann
durch- die flughöhenempfindliche Vorrichtung zurückgestellt, bis die Eigengeschwindigkeit
abnimmt. Die Abnahme der Eigengeschwindigkeit bewirkt ein Drücken des Höhenruders
und damit des Flugzeuges, bis dieses die gewünschte Flughöhe wieder erreicht, worauf
der Leistungswählhebel zur normalen Einstellung für den Waager echtflug zurückkehrt.
Um
die Erfindung besser zu verstehen, soll auf die Zeichnung Bezug genommen werden,
in welcher ein Schaltschema für eine der zahlreichen möglichen Ausführungsformen
der Erfindung dargestellt ist. In der Zeichnung bezeichnet io einen Zweiphasenmotor,
der durch die neuartige Steuervorrichtung nach der Erfindung. mittels eines üblichen
Verstärkers 12 und des Phasendiskriminators 14 gesteuert wird, um das Höhenruder
16 eines Flugzeuges in bekannter Weise durch ein Untersetzungsgetriebe i8 und eine
Kupplung 2o zu betätigen. Die Vorrichtung führt dem Eingangsgitter 22 des Verstärkers
12 einen zusammengesetzten Impuls zu, der sich aus der algebraischen Summe von Impulsen
ergibt, die von einem Längsneigungsfehlerimpulsgeber 24, einer durch die Geschwindigkeit
beeinflußten Übertragungsvorrichtung 26, einer Längsneigungstrimmausrüstung 28 und
einem Nachlaufimpuls abgeleitet werden, welch letzterer durch den vom Hilfsmotor
io angetriebenen Generator 29 erzeugt wird.
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Der Längsneigungsimpulsgeber 24 besteht aus einer induktiven Aufnahmevorrichtung
mit einer am Flugzeug festen Sekundärwicklung 3o und einer induktiv gekuppelten
Primärwicklung 32, die mit einer Wechselstromquelle verbunden und an der Längsneigungsachse
eines Horizontkreisels 34 befestigt ist. Zu dem Längsneigungsimpuls wird ein Längsneigungstrimmimpuls
addiert bzw. abgezogen, der in der Ständerwicklung 36 einer induktiven Trimmvorrichtung
durch die bewegliche Läuferwicklung 38 induziert wird, die gegenüber der Ständerwicklung
mittels eines vom Bedienenden betätigten Knopfes 4o bewegt werden kann, wobei die
Ständerwicklung 36 am Flugzeug befestigt ist. Die bewegliche Läuferwicklung 38 wird
von einer gemeinsamen Stromquelle mit der Primärwicklung 32 zusammen erregt, und
die Ständerwicklung 36 ist mit der Sekundärwicklung 3o der induktiven Längsneigungsvorrichtung
in Reihe geschaltet. Auf diese Weise kann durch Betätigung des Einstellknopfes 40
ein Impuls, welcher den Längsneigungsfehlerimpuls unterstützt oder diesem entgegengesetzt
ist, hinzugefügt werden, wodurch der Längsneigungszustand derart vorgewählt werden
kann, daß das Höhenruder entsprechend dem Waagerechtflug oder einem vorbestimmten
Steigungs- oder Neigungsgrad eingestellt werden kann. Wie weiter unten näher erläutert,
arbeitet die Längsneigungstrimmvorrichtungbeider erfindungsgemäßen Schaltung als
Geschwindigkeitseinstellvorrichtung.
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Dem Gitter des Verstärkers wird ebenfalls ein Impuls zugeführt, der
von einer mit 26 bezeichneten, durch die Geschwindigkeit beeinflußten Vorrichtung
abgeleitet wird. Diese Vorrichtung kann von beliebiger Art sein; in dem dargestellten
Ausführungsbeispiel bestellt sie aus einem üblichen Pitotrohr, wobei der Staudruck,
der eine Funktion der Eigengeschwindigkeit des Flugzeuges ist, durch eine Leitung
46 der einen Seite einer Membran 44 zugeführt wird und der statische Luftdruck der
betreffenden Flughöhe durch eine Leitung 47 auf die andere Seite dieser Membran
wirkt. Die Membran 44 kann die Läuferwicklung 54 eines Senders 56 durch ein Gestänge
51 und eine Kupplung 53 entsprechend der Geschwindigkeit des Flugzeuges bewegen,
wodurch ein den Abweichungen von einer vorbestimmten Geschwindigkeit entsprechender
Impuls in der Ständerwicklung 56 induziert und dem Eingangsgitter 2a des Verstärkers
12 zugeführt wird. Wie in der Zeichnung gezeigt, ist der Verstärker 12 durch einen
Kathodenwiderstand 6o vorgespannt, und der an den Klemmen des zugehörigen Belastungswiderstandes
62 erscheinende verstärkte Impuls wird den Gittern zweier Trioden 64 und 66 zugeführt,
die zum Unterscheidungsstromkreis 14 gehören, welcher von einer bekannten Art sein
kann. Die Gitter 68 und 7o der Trioden 64 und 66 sind miteinander verbunden und
durch eine durch einen Gitterwiderstand mit ihnen verbundene negative Vorspannungsquelle
C für die Sperrung vorgespannt. Die Kathoden der dargestellten Trioden liegen an
Masse. Die Anoden 72 und 74 der Trioden sind durch Sättigungswicklungen 76 bzw.
78 eines magnetischen Verstärkers 8o mit einem Weicheisenkern mit den entgegengesetzten
Enden der Sekundärwicklung 82 eines Transformators 84 verblinden, dessen Primärwicklung
durch die gemeinsame Wechselstromquelle erregt wird. Die den Anoden 72 und 74 zugeführten
Spannungen sind um i8o° gegeneinander in Phase verschoben, weil die mittlere Anzapfung
der Sekundärwicklung 82 an Masse liegt. Der magnetische Verstärker 8o hat zwei Primärwicklungen
85 und 87, die mit der gemeinsamen Wechselstromquelle in Reihe geschaltet sind,
und zwei Sekundärwicklungen 88 und go, die in Reihe und Gegenschaltung miteinander
verbunden sind; ihre freien Enden bilden den Ausgang der Rückwirkungsvorrichtung
und sind mit der Steuerwicklung 92 des Zweiphaseninduktionsmotors io verbunden;
da die Röhren 64 und 66 für die Sperrung vorgespannt sind, so bestimmt das Phasenverhältnis
zwischen den den Anoden 72 und 74 dieser Röhren zugeführten Spannungen und dem den
Gittern 68 und 70 zugeführten verstärkten Verschiebungsimpuls, welche von
den beiden Röhren leitend wird. Da die Röhren für die Sperrung vorgespannt sind,
so fließt bei Fehlen eines Impulses an den Steuergittern kein Anodenstrom durch
die Sättigungswicklungen 76 und 78 des Verstärkers 8o. Da die Sekundärwicklungen
8'8 und 9o in Reihe und Gegenschaltung miteinander verbunden sind, so erhalten
sie Spannungen, die miteinander gleich und entgegengesetzt sind, so daß sie einander
aufheben, was zur Folge hat, daß keine Spannung in den Sekundärwicklungen induziert
wird und kein Strom durch die Steuerwicklung 92 des Motors io fließt.
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Der Motor io betätigt das Höhenruder 16 in der einen oder anderen
Richtung je nach der Phase des Fehlerimpulses, der dem Gitter 22 durch ein mit,
i8 bezeichnetes Untersetzungsgetriebe und eine Kupplung 2o aufgedrückt wird. Der
Motor io verschiebt ebenfalls eine Läuferwicklung 93 gegenüber einer Ständerwicklung
94 einer induktiven Nachlaufvorriehtung,
so @daß ein Nachlaufimpuls
entwickelt wird, der dem dem Verstärker 1.2 zugeführten Fehlerimpuls entgegengesetzt
ist; die Ständerwicklung 94 ist am Flugzeug befestigt. Der Motor läuft weiter, bis
der Nächlaufimpuls und der Fehlerimpuls einander ausgleichen. Wenn das Fahrzeug
beginnt, auf die Änderung der Höhenrüdereinstel-Jung zu reagieren, so wird der Fehlerimpuls
geringer, und der jetzt überwiegende Nachlaufimpuls bewirkt eine Umkehrung der Drehrichtung
des Motors und eine Rückkehr des Höhenruders in seine normale Stellung.
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Der durch das Pitotrohr 26 gelieferte statische Druck ist der Flughöhe
oder der Höhenänderung des Flugzeuges direkt proportional und wird durch eine Leitung
52 der einen Seite einer Aneroidkapsel 48 zugeführt, deren entgegengesetzte Seite
von der umgebenden Atmosphäre abgeschlossen ist. Die Einstellung ider Aneroidkapsel48
und infolgedessen die Einstellung der Läuferwicklung 96 der induktiven Höhenvorrichtung
5o gegenüber einer festen Ständerwicklung 98 wird durch die Höhe bestimmt, auf welcher
das Fahrzeug gehalten werden soll. Wie gezeigt, ist die Läuferwicklung 96 durch
ein Gestänge und eine Kupplung ioo mit der Membran verbunden. Die Läuferwicklung
wird von der gemeinsamen Wechselstromquelle erregt, und ein Impuls wird dem Gitter
iö2 eines üblichen Verstärkers 104 mit einer. Phase und einer Größe aufgedrückt,
die von der Stellung der Läuferwicklung gegenüber der zugehörigen Ständerwicklung
98 abhängig sind. Die Unterscheidungsvorrichtung io6 ist in jeder Beziehung der
Unterscheidungsvorrichtung 1q. ähnlich, und die Beschreibung der Arbeitsweise der
letzteren gilt ebenfalls für die Vorrichtung io6. Auf diese Weise wird ein von der
induktiven Vorrichtung 5o kommender Impuls durch den Verstärker 104 verstärkt, und
die eine oder die andere der Röhren 107 und io8 wird leitend je nach denn Phasenverhältnis
zwischen dem ankommenden Impuls und dem den Anoden dieser Röhren zugeführten Wechselstromimpuls,
was die Drehung eines Zweiphaseninduktionsmotors iio, der eine Steuerwicklung i
i i hat, in der einen oder anderen' Richtung bewirkt. Die Drehung des Motors iio
verschiebt einen mit ii2 bezeichneten Steuerhebel durch ein Untersetzungsgetriebe
114 und eine Kupplung 116 vorwärts oder rückwärts. Eine induktive Nachlaufvorrichtung
118 induziert einen Nachlaufimpuls, der dem Gitter rot des Verstärkers 104 zugeführt
wird und die Bewegung des Steuerhebels begrenzt und diesen Hebel in seine normale
Stellung in derselben Weise zurückbringt, wie für die Arbeitsweise der induktiven
Nachlaufvorrichtung 29 beschrieben. Die Kupplungen 2o, ioo und i 16 können
vom Bedienenden selbst betätigt werden, ,, wodurch es diesem möglich ist; vor der
Einschalteng der Steuervorrichtung nach der Erfindung mit dem Höhenruder und mit
dem Steuerhebel die anfängliche Einstellung dieses Höhenruders und dieses Steuerhebels
im voraus zu wählen.
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Die Arbeitsweise der Vorrichtung ist folgende: Die gewünschte Neigung
der Flugbahn wird dadurch eingestellt, daß der Einstellknopf 4o in die gewünschte
Stellung gebracht wird, und die Leistung des Motors wird dadurch eingestellt, daß
die Kupplung ioo ausgerückt wird, um die Aneroidkapsel48 von der induktiven Höhenvorrichtung
5o zu trennen, worauf der Bedienende den Steuerhebel 112 betätigt, bis die gewünschte
Geschwindigkeit und die gewünschte Flughöhe erreicht werden; alsdann wird die Kupplung
wieder eingerückt; worauf die Aneroidkapsel 48 und die Vorrichtung 5o mechanisch
miteinander gekuppelt sind. Sollte sich nun der Flugzustand aus irgendeinem Grund
ändern, ohne daß eine Änderung der Geschwindigkeit oder der Flughöhe eintritt, so
wirkt der Horizontkreisel in der Weise, daß ein Fehlerimpuls im Ständer
30 induziert und dem Eingangsgitter 22 des Verstärkers i2 zugeführt wird.
Der Phasendiskriminator 14 erzeugt in der Steuerwicklung 92 des Motors io einen
Impuls, der der Größe des Fehlerimpulses proportional ist und dessen Phase in bekannter
Weise von der Phase des Fehlerimpulses abhängt. Der der Steuerwicklung 92 zugeführte
Impuls bewirkt eine Drehung des Motors io in einer solchen Richtung, daß das Höhenruder
16 betätigt wird, um das Flugzeug in den gewünschten Zustand zurückzubringen und
gleichzeitig den Läufer 93 oder die induktive Vorrichteng 29 in der Weise zu betätigen,
daß ein dem Fehlerimpuls entgegengesetzter Impuls in der wohlbekannten Weise im
Impulsstromkreis erzeugt wird. Der Längsneigungskreisel ist für ein geeignetes Arbeiten
der Vorrichtung nicht wesentlich, aber er wird dazu benutzt, um die Stabilität der
Lage des Flugzeuges zu gewährleisten.
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Sollte sich die Geschwindigkeit des Flugzeuges ändern, z. B. dadurch,
däß das Flugzeug steigt oder fällt, so bewirkt die geschwindigkeitsempfindliche
Vorrichtung öder Membran 44 eine Verschiebung des Läufers 54 der induktiven Vorrichtung
56 in der Weise, daß ein der Geschwindigkeitsänderung entsprechender Impuls in der
Ständerwicklung 58 und infolgedessen am Eingang des Verstärkers 12 erzeugt wird.
Durch Einstellung der Phase am Ausgang der induktiven Vorrichtung 56 wird ein Absinken
der Geschwindigkeit, z. B. wenn das Flugzeug gegenüber der gewünschten Flugbahn
steigt; das Höhenruder drücken, und umgekehrt wird eine Erhöhung der Geschwindigkeit
bei gedrücktem Flug das Höhenruder anziehen. Die Bewegung des Längsneigungstrimmeinstellknopfes
40 wird dem Stromkreis einen Impuls zuführen, der dem Impuls der Geschwindigkeitsübertragungsvorrichtung
56 entweder entgegengesetzt ist oder diesen Impuls unterstützt, so daß die Längsneigungseinsteilvorrichtung
verwendet werden kann, um die Geschwindigkeit, die ,die Vorrichtung aufrechterhalten
soll, zu erhöhen oder zu verringern, und daher kann sie als Geschwindgkeitseinstellvorrichtung
bezeichnet werden. DieGeschwindigkeitsübertragungsvorrichtung kann durch irgendeine
bekannte Art von geschwindigkeitsempfindlichen Vorrichtungen oder durch eine Ermittlungsvorrichtung
ersetzt werden, die einen ermittelten Geschwindigkeitsirnpuls
in
Anhängigkeit von mehreren Elementen entwickelt. Die Vorrichtung kann zum Arbeiten
auf eine vorgewählte Geschwindigkeit dadurch eingerichtet werden, daß das Flugzeug
in einen Flugzustand mit der gewünschten Geschwindigkeit bei ausgerückter Kupplung
53 im Verbindungsmechanismus 51 zwischen der geschwindigkeitsempfindlichen Membran
44 und der Übertragungsvorrichtung 56 gebracht und darauf die Kupplung eingerückt
wird. Eine etwaige Abweichung von dieser vorgewählten Geschwindigkeit bewirkt, daß
ein Impuls dem Eingang des Verstärkers 12 zugeführt wird, wodurch das Flugzeug gezogen
oder gedrückt wird, je nachdem ob sich die Geschwindigkeit erhöht oder verringert
hat.
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Um einen waagerechten Flug oder eine bestimmte Neigung der Flugbahn
aufrechtzuerhalten, ist erfindungsgemäß eine zur Übertragung der Höhenänderung bestimmte
Vorrichtung, wie z. B. eine induktive Übertragungsvorrichtung 5o, vorgesehen, die
durch eine vom barometrischen Druck beeinflußte Aneroidkapsel 48, den Verstärker
ioq., den Phasendiskriminator i o6, den Hilfsmotor i i o, der den Steuerhebel iia
durch ein Untersetzungsgetriebe 114 und eine Kupplung i 16 betätigt,
und die Nachlaufvorrichtung 118 betätigt wird. Die Höhenlage kann auf die barometrische
Meereshöhe, auf eine Funkmeereshöhe, auf ein Gleitbahnfunkbündel, auf eine Bahn,
die durch eine Ermittlungsvorrichtung aufgestellt wird, welche einen Ermittlerimpuls
in Abhängigkeit von mehreren Elementen erzeugt, oder auf andere ähnliche Faktoren
bezogen werden. Die Kupplung ioo ist zwischen der Aneroidkapsel ¢8 und der induktiven
Vorrichtung 5o angeordnet, um zu ermöglichen, daß die induktive Vorrichtung 5o nach
Trennung von der Aneroidkapsel 48 beispielsweise unter dem Einfluß einer nicht dargestellten
Feder in die neutrale oder Nullstellung zurückkehrt. In der dargestellten Vorrichtung
wurde die Kupplung ioo eingerückt, nachdem das Flugzeug die gewünschte Meereshöhe
erreicht hatte, worauf eine Abweichung von dieser Meereshöhe eine Verschiebung der
Läuferwicklung 96 durch die Aneroidkapsel bewirkt und einen dieser Verschiebung
entsprechenden Impuls erzeugt, der dem Eingang des Verstärkers i o,4 zugeführt wird,
wobei die Phase dieses Impulses gegenüber der Speisespannung von der Richtung der
Verschiebung abhängt. Die Ausgangsleistung des Unterscheidungs- und Kraftverstärkers
io6 infolge des dem Gitter io2 zugeführten Impulses erregt die Steuerwicklung i
i i, um den Motor i io in einer solchen Richtung laufen zu lassen, daß der Steuerhebel
112 vorwärts geschoben und die Leistung des Motors erhöht wird, wenn der barometrische
Druck steigt und die Aneroidkapsel .I8 zusammengedrückt wird, und der Steuerhebel
1i2 rückwärts geschoben wird, wenn der barometrische Druck sinkt und sich die Aneroidkapsel
ausdehnt. Wenn das Flugzeug über die gewünschte vorbestimmte Flughöhe steigt, so
wird die Leistung der Motoren durch die Änderung der Steuerhebeleinstellung verringert,
bis das Flugzeug auf die gewünschte Flughöhe zurückgekehrt ist, und umgekehrt, wenn
das Flugzeug unter die gewünschte Flughöhe sinkt, so wird die Leistung erhöht, um
das Flugzeug auf die gewünschte Flughöhe zurückzubringen.
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Es besteht ein direktes Verhältnis zwischen der Längslage und der
Höhenänderung des Flugzeuges sowie zwischen der Triebwerksleistung und der Geschwindigkeit.
Eine Zunahme der Längsneigung bewirkt ein Steigen des Flugzeuges, mindestens vorübergehend
innerhalb gewisser Grenzen, und eine Erhöhung der Motorenleistung bewirkt eine Erhöhung
der Geschwindigkeit, wenn die Längsneigung gleichbleibend aufrechterhalten wird.
Die Wechselbeziehung zwischen Leistung und Geschwindigkeit sowie zwischen Längsneigung
und Höhenänderung hat eine wünschenswerte stabilisierende Wirkung: Falls das Flugzeug
unter die gewünschte Höhenlage sinkt und die Leistung darauf erhöht wird, so wird
die Geschwindigkeit fastaugenblicklich erhöht. Die erhöhte Geschwindigkeit bewirkt
ihrerseits einen Ausschlag des Höhenruders nach oben, und hierdurch wird die Rückhehr
des Flugzeuges auf die Bezugshöhe unterstützt, wobei diese etwa durch eine vorgewählte
waagerechte Flugbahn bestimmt wird, die sich aus der Einstellung der induktiven
Vorrichtung 5o gegenüber der Aneroidkapsel ergibt. Wenn das Flugzeug über diese
gewünschte Bezugshöhe steigt, so bewirkt die sich hieraus ergebende Abnahme der
Leistung und damit der Geschwindigkeit einen Ausschlag des Höhenruders nach unten,
wodurch das Flugzeug schnell auf die gewünschte Bezugshöhe zurückgebracht wird.
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Wenn ein Flugzeug, das mit einer barometrischen Steuerung ausgerüstet
ist, welche allein durch den Höhenruderkanal wirkt, von einer starken Fallbö erfaßt
wird, so bewirkt die Änderung der Meereshöhe einen Ausschlag des Höhenruders nach
oben, und dieser Ausschlag kann ohne Erhöhung der Leistung ein Durchsacken des Flugzeuges-
bewirken. Umgekehrt, wenn das Flugzeug von einer starken Steigbö erfaßt wird, so
kann der sich hieraus ergebende Ausschlag des Höhenruders nach oben eine übermäßige
Geschwindigkeit bewirken. Mit der neuartigen Steuervorrichtung ist jede Gefahr eines
Durchsackens oder einer übermäßigen Geschwindigkeit beseitigt. Ferner wird wegen
der sofortigen Leistungserhöhung, wenn das Flugzeug auf ein Abwindgebiet trifft,
die Fallgeschwindigkeit verzögert und die Geschwindigkeit der Rückkehr zur gewünschten
Flughöhe beschleunigt. In bergigen Gegenden, wo besonders schwere Steig-und Fallböen
vorkommen, ist es besonders wünschenswert, den Fall aufzuhalten und das- Abfangen
zu beschleunigen.
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Ein anderer Vorteil der Vorrichtung besteht darin, daß bei Ausfall
eines oder mehrerer Motoren kein Durchsacken des Flugzeuges erfolgt, wie es bei
einem Flugzeug der Fall wäre, das nur mit einer Höhenrudersteuerung ausgerüstet
ist. Die infolge des Versagens der Motoren eintretende Abnahme der Geschwindigkeit
bewirkt einen Ausschlag des Höhenruders nach unten, so daß das Flugzeug
steuerbar
bleibt, bis der Führer selbst die Steuerung übernehmen und gegebenenfalls zur Landung
übergehen kann.