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Automatisches Steuergerät für Flugzeuge Die Erfindung bezieht sich
auf ein automatisches Steuergerät für Flugzeuge. Derartige Steuergeräte umfassen
im allgemeinen einen Kurskreisel zur Herstellung einer feststehenden Kursbezugsrichtung,
einen Kreiselhorizont oder künstlichen Horizont zur Herstellung einer feststehenden
Lotrichtung und Servo-oder L agesteuersvsteme, welche auf die Angaben der Kreisel
ansprechen und über geeignete Relais oder Verstärker die Seiten-, Quer- und Höhensteuerflächen
in der Weise regeln, daß das Flugzeug in vorbestimmter Richtung und Lage stabilisiert
wird.
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Es ist wünschenswert, daß das automatische Steuergerät nicht nur zur
Stabilisierung des Flugzeuges bei gerader Flugrichtung, sondern auch zur Ausführung
von automatisch gesteuerten Wendungen benutzt werden kann. Eine automatische Kurvensteuerung
ergibt die Möglichkeit einer hohen Genauigkeit beim Ausführen eines Kurve, eine
Eigenschaft, die bei '.Manövern zum Anfliegen eines Flughafens und zum Landen bei
fehlender Sicht und ebenso bei gewissen militärischen Manövern wertvoll ist.
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Die Ausführung von fehlerfreien Wendungen mit automatischer Steuerung
ist ein Problem von beträchtlicher Schwierigkeit, insbesondere unter Berücksichtigung
des großen Bereiches der in Betracht kommenden Wendegeschwindigkeiten und der Geschwindigkeit
von neuzeitlichen Flugzeugen. Eine Wendesteuerung erfordert während der ganzen Wendung
eine fortlaufende Zuordnung von drei Veränderlichen: Wendegeschwindigkeit, Fluggeschwindigkeit
und
Querneigungswinkel. Wenn diese drei -Veränderlichen nicht in der richtigen Weise
in Beziehung gebracht werden; wird das Flugzeug aus den unten näher dargelegten
Gründen seitlich schieben. Damit sind nicht nur Unannehmlichkeiten für die Passagiere
verbunden, sondern das Flugzeug kann auch, wenn keine - Korrektion erfolgt, in eine
gefährliche Lage geraten.
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Das durch die Erfindung geschaffene Gerät ist von der Art, bei welcher,
wenn das Flugzeug während einer Wendung von einer eingestellten Kursrichtung oder
von einem eingestellten Querneigungswinkel, die in bezug auf feststehende Richtungen
bestimmt sind, abweicht, Signale der Kurs- oder Querneigungsabweichung erzeugt und
den Servoeinrichtungen zur Steuerung der Seiten- bzw. Quersteuerflächen zugeführt
werden, um das Flugzeug in die eingestellte Kursrichtung bzw. auf den eingestellten
Querneigungswinkel zurückzuführen. Dabei- sind, um das Flugzeug eine Wendung mit
Querneigung ausführen zu lassen, Einrichtungen vorgesehen, welche eine bestimmte
Querneigung des Flugzeuges erzeugen, wobei während der sich vollziehenden Flugzeugwendung
der am Steuergerät eingestellte Kurs laufend mit einer Winkelgeschwindigkeit geändert
wird, die durch die gesamte in dem Gerät erzeugte Wendegeschwindigkeitssteuergröße
bestimmt wird.
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Gemäß der Erfindung ist ein automatisches Flugzeugsteuergerät dieser
Art dadurch gekennzeichnet, daß das Kursabweichungssignal außer der Steuerung. des
Seitenruders auch ein Hilfssteuersignal liefert, welches wenigstens eine Teilgröße
der gesamten Wendegeschwindigkeitssteuergröße ist und in einem solchen Sinne zur
Steuerung benutzt wird, daß der Fehler in der Zuordnung zwischen der eingestellten
Wendegeschwindigkeit und dem tatsächlichen Seitenneigungswinkel des Flugzeuges-
sich vermindert.
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Nach einem weiteren Merkmal der Erfindung nimmt die Größe des Hilfssteuersignals
mit der Größe der eingestellten Seitenneigung zu.
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Nach einem weiteren Merkmal der Erfindung besteht wenigstens eine
Teilgröße der gesamten Wendegeschwindigkeitssteuergröße aus einem modulierten Signal,
dessen Amplitude von dem Produkt aus der eingestellten Seitenneigungsgröße und der
Stärke des Kursabweichungssignals und dessen Phasenrichtung von der Richtung des
Kürsabweichungssignals abhängt.
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Das Gerät beruht auf dem Grundgedanken, daß bei einer mit automatischer
Steuerung ausgeführten Wendung jeder Fehler der Zuordnung als ein dauerndes Signal
in dem Ausgang des Servosystems für Seitenruder oder Querruder oder beiden erscheint,
und daß dieses Signal benutzt werden kann, um das Seitenruder so einzustellen, daß
das Seitenrudersignal auf Null vermindert und dadurch die richtige Zuordnung hergestellt
wird. Es sind ferner Einrichtungen vorgesehen, um dem Flugzeug zur Einleitung einer
Wendung zu Anfang eine Querneigung zu erteilen und dem Servokreis für das Seitenruder
ein dauerndes, in seiner Größe veränderliches Kurssignal zuzuführen, so daß während
der Wendung das Seitenruder so lange in der zugeordneten Mittellage gehalten wird,
wie die tatsächliche Wendegeschwindigkeit mit der durch das Kurssignal gewählten
übereinstimmt. Wenn die Wendegeschwindigkeit des Flugzeuges von diesem Wert abweicht,
tritt ein Seitenrudersignal auf. Es sind Einrichtungen vorgesehen, um dieses Signal
abzunehmen und nach Glättung oder Integration dem Erregungskreis für die Servosteuerung
des Seitenruders zuzuführen.
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Der Erfindung liegt die Erkenntnis zugrunde, daß die Wendesteuerung
verbessert wird, wenn die Größe des der kursändernden Einrichtung zugeführten Korrektionssignals
gemäß dem Querneigungswinkel eingestellt wird. So ist es erwünscht, bei sanften
Wendungen mit kleinen Querneigungswinkeln nur ein schwaches Korrektionssignal zuzuführen,
während bei scharfen Wendungen mit großen Querneigungswinkeln ein starkes Korrektionssignal
zu besseren Ergebnissen führt. Die Wendungen werden nicht nur unter stark veränderlichen
Verhältnissen glatter ausgeführt, sondern es wird auch eine Quelle von möglichen
Störungen ausgeschaltet. Beispielsweise erfordert ein Flugzustand mit unausgeglichenem
seitlichem Schieben, wie z. B. bei Ausfall eines Motors eines mehrmotorigen Flugzeuges,
ein stetiges Seitenrudersignal, um das Flugzeug auf einem geraden Kurs zu halten.
Bei der Ausführung einer sanften Wendung könnte das störende Wendekorrektionssignal,
welches von dem Seitenrudersignal abgeleitet wird, tatsächlich genügen, um eine
Wendung des Flugzeuges in der falschen Richtung zu veranlassen. Diese Möglichkeit
wird gemäß der Erfindung vermieden; da unabhängig von dem Auftreten des Signals
für die Servosteuerung des Seitenruders die Größe dieses Signals als eine Funktion
des Querneigungswinkels begrenzt ist.
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Die Erfindung trägt somit dazu bei, Wendungen mit richtiger Zuordnung
zwischen Flugzeugneigung und Wendegeschwindigkeit bei den Einrichtungen der verschiedensten
zivilen und militärischen Flugzeuge zu gewährleisten, welche unter stark veränderlichen
Verhältnissen der Fluggeschwindigkeit, des Querneigungswinkels und der Wendegeschwindigkeit
Wendungen ausführen müssen. Ein Wendesteuergerät gemäß der Erfindung besitzt daher
eine Fülle von Anwendungsmöglichkeiten, die die bisher bekannten Systeme nicht aufweisen.
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Nach einer besonders vorteilhaften Ausführungsform des erfindungsgemäßen
Gerätes wird das Seitenruder-Steuersignal, welches eine Gleichspannung ist, einem
Glättungs- oder Integrationsnetzwerk mit geeigneter Zeitkonstante und danach einem
Modulator zugeführt, um ein Wechselstromsignal zu erzeugen, welches nach Größe und
Phase der Amplitude und Polarität des Gleichstromsignals entspricht. Das Wechselstiomsignal
wird der kursändernden Einrichtung so zugeführt, daß die Wendegeschwindigkeit korrigiert
wird, bis das Ruder-Steuersignal Null wird. Die Wechselstromspeisung des Modulätors
wird als Funktion des Querneigungswinkels geregelt, so daß die maximale Amplitude
des Wendekorrektionssignals eine Funktion des Querneigungswinkels ist. Bei fehlender
Querneigung tritt kein Wendekorrektionssignal auf.
Weitere Einzelheiten
und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der folgenden Beschreibung von Ausführungsbeispielen
an Hand der Zeichnung.
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Fig. i ist ein Diagramm, welches die Beziehungen zwischen dem Querneigungswinkel
und den anderen Größen während einer Flugzeugwendung veranschaulicht; Fig. 2 ist
ein Schema einer Ausführungsform der Erfindung, bei welcher das Wendekorrektionssignal
aus dem Erregungskreis der Rudersteuerung abgeleitet wird.
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Fig. i veranschaulicht die Beziehung zwischen dem Querneigungswinkel
und den anderen Größen während der Wendung eines Flugzeuges, das mit io bezeichnet
ist. Bei geradem Flug in gleichbleibender Höhe sind die am Flugzeug angreifenden
Kräfte im Gleichgewicht. Der Widerstand wird durch den Schub und das Gewicht durch
die vertikale Auftriebskomponente Lz, ausgeglichen.
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Um eine Wendung auszuführen, wird das Flugzeug seitlich um einen Winkel
f> geneigt (bei Flug in gleicher Höhe ist B der Winkel zwischen der Lotrechten und
der Hochachse des Flugzeuges oder, was auf dasselbe hinausläuft, der Winkel zwischen
einer durch die Flügelspitzen gezogenen Linie und der Horizontalen). Durch die Neigung
erhält die Luftkraft an den Tragflächen des Flugzeuges eine seitlich gerichtete
Horizontalkomponente Lh; die das Flugzeug mit einer Winkelgeschwindigkeit S wenden
läßt. Die Funktion von Lh entspricht der Funktion eines Bandes, an welchem ein Stein
in Kreisbewegung herumgewirbelt wird: Es zwingt den Gegenstand in eine kreisförmige
Bahn an Stelle seiner normalen geraden Bahn.
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Es ist die zentripetale Kraft C = Lh = M1'=jR
_ i'1T V S, wobei M die Masse des Flugzeuges ist; da tg
B = Lh;'L, = Lh/IVTg, ist tg B = VS/g, wobei g die Erdbeschleunigung
ist. Für einen gegebenen Seitenneigungswinkel B und eine gegebene Fluggeschwindigkeit
I' ist daher eine bestimmte Wendegeschwindigkeit S erforderlich, um die richtige
Zentripetalkraft zu erreichen. Wenn von der obigen Beziehung zwischen B, l', S und
g abgewichen wird, wird ein Schieben oder Abrutschen eintreten, j e nachdem ob ein
Fehlbetrag oder ein Überschuß an Zentripetalkraft vorhanden ist.
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Um die obigen Beziehungen genau einzuhalten, wird angenommen, daß
der Auftrieb L des Flugzeuges während der Wendung auf einen Wert L' erhöht wird,
z. B. durch eine solche Einstellung des Höhensteuers, daß die lotrechte Auftriebskomponente
L", dieselbe bleibt wie bei nicht geneigtem Flugzeug. Wie in Fig. 2 gezeigt, hat
das Gerät gemäß der Erfindung einen Richtkreisel i i und einen Lotkreisel 12. Der
Richtkreisel ist mit einem Geber oder Drehfeldübertrager 13 versehen, welcher über
die Leitungen 14, 15, 16 mit einem zweiten Drehfeldübertrager 17 verbunden ist,
durch dessen Einstellung die Winkelbeziehung zwischen dem Flugzeug und dem Kreisel
willkürlich geändert werden kann, um in einer gewünschten Richtung zu fliegen oder
Wendungen auszuführen, wie dies später beschrieben wird. Der Lotkreisel ist bei
18 und i9 mit einem gleichen Paar von Drehfeldübertragern an der Rollachse 2o ausgerüstet,
um das Flugzeug hinsichtlich der Seitenneigung zu steuern.
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Die Ausgänge der Übertrager 17 und i9 werden über Leitungen 25, 26
Servoverstärkern 21, 22 Voll üblicher Bauart zugeführt, welche bei dem dargestellten
System Seiten- und Quersteuer-Servomotoren 23, 24 durch Vermittlung einer Motor-Generatorgruppe
steuern. Auf diese Weise speisen die Ausgänge der Verstärker die Feldstromkreise
der Gleichstromgeneratoren 27 und 28, deren Ankerkreise die Anker der Servomotoren
über die Leitungen 32, 33 und Masse speisen. Die Generatoren werden von einem Motor
29 angetrieben.
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Bei dem beschriebenen System wird die Abweichung des Flugzeuges von
einem durch die Einstellung der Drehfeldübertrager 17, i9 bestimmten Richtungs-
oder Seitenneigungswinkel von den Kreiseln angezeigt und von den Seiten- und Quersteuer-Servosystemen
berichtigt, welche in an sich bekannter Weise berichtigende Steuermomente ausüben.
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Gewöhnlich wird ein ähnliches nicht dargestelltes Abnehmersystem für
die Querachse des Lotkreisels vorgesehen, um den Höhensteuer-Servogenerator 30 und
Servomotor 31 zu steuern.
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Die Leitung zur Speisung der Seitenruder-Servoeinrichtung ist bei
34 angezapft, und das Seitenrudersignal wird benutzt, um die Wendegeschwindigkeit
in dem Sinne einzustellen, daß das Seitenrudersignal zu Null gemacht wird. Das Seitenrudersignal
wird so über ein Potentiometer 35 abgenommen und einem integrierenden Netzwerk 36,
welches die Kapazität 37 und den Widerstand 38 enthält, und dann einem Modulator
39 zugeführt.
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Der Modulator bezweckt, bei ,4o eine Ausgangswechselspannung mit einer
Amplitude und Phasenrichtung zu erhalten, welche der Amplitude bzw. Polarität des
Gleichstromsignals bei 35 entsprechen. Gemäß der Erfindung ist die Amplitude dieser
Spannung auch eine Funktion des Seitenneigungswinkels. Zu diesem Zweck wird für
den Modulator eine Wechselspannung benötigt, deren Amplitude proportional dem Seitenneigungswinkel,
deren Phasenrichtung jedoch gleichbleibend ist, da die Wirkung auf die Wendeberichtigungsspannung
für einen gegebenen Seitenneigungswinkel unabhängig davon sein muß, ob die Seitenneigung
nach rechts oder nach links erfolgt. Der Signalgenerator 52 erzeugt ein Signal mit
einer Amplitude, welche der Größe der Seitenneigung, und mit einer Phasenrichtung,
welche der Richtung der Seitenneigung entspricht. Diese Spannung wird über die Leitungen
53 einem Vollweggleichrichter 6o zugeführt, dessen Ausgang bei 61 einen Gleichstrom
mit einer der Größe der Seitenneigung entsprechenden Stärke und mit konstanter Polarität
liefert. Dieses Gleichstromsignal wird einem Ringmodulator zugeführt, welcher eine
Gleichrichterbrücke 62 an sich bekannter Art umfaßt, die aus der Quelle 63 mit Wechselstrom
gespeist wird. Die Ausgangsgröße des Ringmodulators ist eine Wechselspannung, deren
Amplitude von der Größe des Seitenneigungswinkels abhängt, deren Phasenrichtung
in bezug auf die Quelle 63 jedoch unabhängig von der Richtung des
Seitenneigungswinkels
ist. Diese-,Ausgangsspannung speist den Modulator 3g über den Transformator 64.
Auf diese Weise besitzt das Signal in den Leitungen 40 eine Amplitude und Phasenrichtung,
welche der Größe bzw. Polarität des Servosignals entsprechen, wobei seine Amplitude,
nicht aber die Phasenrichtung, zusätzlich entsprechend der Größe der Seitenneigung
verändert wird.
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Ein Wendesteuerverstärker 41 treibt den Motor 44, dessen Welle 45
den Stator des Drehfeldübertragers 17' über ein Untersetzungsgetriebe 56 bewegt.
Der Motor treibt ferner einen Generator 46 an, dessen Ausgang über die Leitungen
47 zum Eingang 48 des Verstärkers geführt ist, so daß die Drehgeschwindigkeit des
Motors genau proportional zu dem Verstärkersignal ist.
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Ein Wenderegelknopf 5o ist vorgesehen, welcher bei Verschiebung aus
der Null- oder Raststellung den Quersteuer-Drehfeldübertrager ig verdreht, welcher
auf der Welle 51 des Knopfes angebracht ist, so daß das Flugzeug seitlich geneigt
und dadurch eine Wendung eingeleitet wird. Der Knopf betätigt auch den Signalgenerator
52 auf derselben Welle 51, der so ausgebildet und angeordnet ist, daß bei 53 eine
Spannung mit einer Amplitude und Phase geliefert wird, die nach Größe und Richtung
der Verschiebung des Knopfes entspricht, Damit wird die Spannung bei 53 proportional
zu der durch den Knopf eingestellten Größe der Seitenneigung.
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Ein Schalter 66 ist vorgesehen, welcher von dem Wendeknopf betätigt
werden kann und den Kondensator 37 kurzschließt, wodurch der Fehlerberichtigungskreis
unwirksam gemacht wird, ausgenommen, wenn der Knopf zur Einleitung einer Wendung
eingestellt wird.
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Die Leitungen 53 sind über den Transformator 67 in Reihe mit dem Modulator
39, den Ausgangs-Leitungen 40 und den Eingangsleitungen 48' an den Eingang
48 des Verstärkers 41 gekoppelt.
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Der Proportionalitätsfaktor zwischen der Spannung 53 und dem durch
den Knopf 5o eingestellten Betrag der Seitenneigung hängt von der Beziehung tg B
= VS/g ab und wird gewöhnlich so eingestellt,. daß diese Beziehung bei der kleinsten
Geschwindigkeit des Flugzeuges, für welche das Gerät vorgesehen ist, befriedigt
wird. Falls erwünscht, kann jedoch die Einstellurig in bezug auf irgendeine andere
Fluggeschwindigkeit vorgesehen .werden, da der Fehler in jedem Falle berichtigt
wird.
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Zweckmäßig wird ein Spannungsbegrenzer 7o zwischen Widerstand 35 -und
Masse eingeschaltet, um eine sehr hohe Empfindlichkeit auf Fehler in der Wendegeschwindigkeit
anwenden zu können und die Entladegeschwindigkeit des Kondensators 37 zu begrenzen,
damit eine kurze Stabilisierungsperiode und eine lange Periode für die Fehlerberichtigung
erreicht wird. Der Begrenzer kann in Form von zwei an ihren, Rückseiten verbundenen
Kupferoxydgleichrichtern oder von anderen Schaltungselementen ausgebildet sein,
welche eine nicht lineare Strom-Spannungscharakteristik besitzen.
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Im Betrieb wird zur Ausführung einer Wendung der Knopf 5o so verschoben,
daß das Flugzeug seitlich geneigt und dadurch eine Wendung eingeleitet wird. Wenn
der Seitenneigungswinkel und die Wendegeschwindigkeit einander entsprechen, tritt,
wie beschrieben, eine Spannung auf den Leitungen 53 auf, welche in 41 verstärkt
wird und den Motor 44 . mit einer zu der Spannung proportionalen Drehgeschwindigkeit
antreibt. Der Motor versetzt den Drehfeldübertrager i7 mit einer Geschwindigkeit
in Drehung, welche der richtigen Wendegeschwindigkeit für die kleinste Fluggeschwindigkeit
entspricht, welche jedoch höher ist für größere Fluggeschwindigkeiten.
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Wenn das Flugzeug mit der richtigen Geschwindigkeit wendet, wird die
Drehgeschwindigkeit des Drehfeldübertragers 13 in bezug auf den Richtkreisel durch
den Antriebsmotor ,genau angepaßt, und die Ausgangsspannung bei 25 ist Null; daher
tritt unter diesen Umständen an dem Seitenruder-Servoverstärker kein Signal auf,
und das Seitenruder bleibt in seiner Lage stehen.
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Wenn andererseits die Wendegeschwindigkeit in bezug auf die Größe
der Seitenneigung und die Fluggeschwindigkeit falsch ist, dreht sich der Drehfeldübertrager
17 mit einer Geschwindigkeit, die verschieden ist von derjenigen des Drehfeldübertragersi3
in bezug auf den Kreisel, so daß bei 25 ein Signal auftritt, welches einen Ausschlag
des Seitenruders veranlaßt.
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Dieses bei 34 abgenommene Seitenrudersignal wird, wie beschrieben,
durch den Modulator 39 in Wechselstrom umgeformt und dem Verstärkereingang
zugeführt, so daß es mit dem Wendeknopfsignal addiert oder subtrahiert wird und
auf diese Weise die Drehgeschwindigkeit des Drehfeldübertragers 17 verändert, bis
die Ausgangsspannung bei 25 sich Null nähert. Die Wendegeschwindigkeit ist dann
in passender Weise zugeordnet.
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Die Schnelligkeit der Berichtigung der Wendegeschwindigkeit beim Auftreten
eines gegebenen Rudersignals wird durch die Einstellung des Potentiometers 35 in
Verbindung mit der Einstellung des Widerstandes 38 und der Kapazität 37 bestimmt.
Im allgemeinen werden diese Konstanten so eingestellt, daB ein Rudersignal mehrere
Sekunden braucht, um für die Änderung der Wendegeschwindigkeit voll wirksam zu werden.
Dadurch wird es möglich, daß kurz dauernde Abweichungen des Flugzeuges auf Grund
von Böen, welche einen Bruchteil einer Sekunde bis zu i oder 2 Sekunden dauern,
durch den Kreisel und das Servosystem in gewöhnlicher Weise berichtigt werden, während
ein andauerndes Rudersignal in der beschriebenen Weise berichtigt wird.
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Bei Wendungen, die mit kleinen Seitenneigungswinkeln ausgeführt werden,
ist der Höchstbetrag des Wendeberichtigungssignals kleiner als bei großen Seitenneigungswinkeln.
Durch passende Einstellung der Konstanten kann die Empfindlichkeit der Wendeberichtigung
so vorgesehen werden, daß für Wendungen bei jeder Größe der Seitenneigung und bei
allen Wende- und Fluggeschwindigkeiten, welcheunter den Verhältnissen vorkommen,
in denen eine automatische Steuerung benutzt wird, die günstigsten Bedingungen erzielt
werden. Durch Anwendung der Erfindung wird also die automatische Steuerung bei
Wendemanövern
ebenso anpassungsfähig gemacht wie bei anderen Manövern. Die Vorteile der Erfindung
treten besonders in Erscheinung während der anfänglichen und der letzten Stufe der
Wendung. Da die Wirksamkeit des Berichtigungssystems allmählich von Null an zunimmt,
wenn das Flugzeug in die Wendung geht, kann zu dieser Zeit kein übermäßiges Berichtigungssignal
auftreten, welches eine Unregelmäßigkeit in der Bewegung des Flugzeuges zur Folge
hätte. Vielmehr wird das Berichtigungssignal zu Beginn und am Ende der Wendung weich
und allmählich zugeführt bzw. weggenommen.
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Obwohl die Erfindung hauptsächlich hinsichtlich der Berichtigung der
Wendegeschwindigkeit in Abhängigkeit von einem stetig wirkenden Seitenrudersignal
beschrieben wurde, ist es in manchen Fällen vorteilhaft, die Wendegeschwindigkeit
in Abhängigkeit von einem stetig wirkenden Ouerrudersignal zu berichtigen. Bei einer
solchen Anordnung versuchen bei einer falsch zugeordneten Wendung die Quersteuer
die Wendung durch eine Veränderung der Seitenneigung zu berichtigen. Das Quersteuersignal
kann bei 55 abgegriffen werden, indem z. B. das Potentiometer 35 mit diesem Punkt
anstatt mit dem Punkt 34 verbunden wird. In manchen Fällen ist es erwünscht, eine
Wendung abzustimmen, indem man die Quersteuer anstatt die Wendegeschwindigkeit einstellt.
Dies kann vorgenommen werden, indem man den Ausgang des Modulators 39 dem
Eingang des Quersteuer-Servoverstärkers bei 26 anstatt dem Wendesteuerverstärker
zuführt. Ein zusätzlicher Vorteil des Fehlerberichtigungssystems der Erfindung ist
der, daß es eine volle Berichtigung bei dem sogenannten Kardanfehler ergibt, eine
charakteristische Erscheinung von Richtkreiseln, wie sie gewöhnlich angebracht werden.
Während einer Wendung mit Seitenneigung bei einer Winkelgeschwindigkeit, welche
tatsächlich in bezug auf die Erde konstant ist, findet die Bewegung des Flugzeuges
in bezug auf den Kreisel nicht mit einer konstanten Geschwindigkeit statt. Statt
dessen wird sie in zyklischer Weise verzögert und beschleunigt, wobei bei gewissen
Ausrichtungen des Kreisels in bezug auf das Flugzeug Maxima und Minima auftreten.
Der Kardanfehler kann so zu falschen Signalen Veranlassung geben, welche die Wendegeschwindigkeit
ohne Grund zu ändern versuchen würden. Bei dem Gerät nach der Erfindung werden nur
die falschen Signale berichtigt.
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Das Gerät nach der Erfindung arbeitet in zufriedenstellender Weise,
indem es abgestimmte Wendungen in einem Bereich von Seitenneigungswinkeln, Wendegeschwindigkeiten
und Fluggeschwindigkeiten ausführt, der ausreichend ist, um den Erfordernissen einer
großen Vielfalt von Militär- und zivilen Flugzeugen Rechnung zu tragen. Das System
der Erfindung arbeitet auch gut in stürmischer Luft und unter anomalen Verhältnissen,
wie z. B. bei einem Flug mit einem oder mehreren stillstehenden Motoren.
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Bei einem üblichen Flugzeug dienen zur Steuerung der Richtung und
des Seitenneigungswinkels Seiten-bzw. Quersteuer. Die Erfindung ist jedoch nicht
auf die Verwendung solcher Steuermittel beschränkt. Beispielsweise können bei einem
mehrmotorigen Flugzeug die Drosseln zur Unterstützung der Steuerung verwendet werden,
und in manchen Flugzeugen werden Störklappen zur Ergänzung der Quersteuer bei Seitenneigung
verwendet. Die Erfindung ist zur Verwendung mit jeder automatischen Steuerung geeignet,
welche einem Flugzeug in Abhängigkeit von Richtungs- und Seitenneigungssignalen
wiederherstellende Steuermomente zuführt.