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Selbsttätige Höhensteuerung für Flugzeuge Die Erfindung behandelt
Verbesserungen: von automatischen Steuerungen für Flugzeuge, und im besonderen Mittel,
um den Höhenverlust eines Flugzeuges, das eine Kursänderung mit Querneigung unternimmt,
zu vermeiden.
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Ein Flugzeug, das horizontal und geradeaus unter der Kontrolle einer
automatischen Steuerung fliegt, kann durch Einstellung eines Querneigungswinkels
am Steuerapparat dazu veranlaßt werden, sich um seine Längsachse zudrehen. Die Querruder
werden durch einen Hilfsmotor in einem solchen Sinne verschwenkt, daß das Flugzeug
eine QuerneigUng macht, deren> Richtung und Ausmaß durch den eingestellten Winkel
bestimmt ist, und die ihrerseits eine Kursänderung des Flugzeuges hervorbringt.
Wenn aber das Flugzeug eine Querneigung macht, ist die Hubkraft an den Flügeln geringer,
als wenn das Flugzeug horizontal und geradeaus fliegt, und das Flugzeug hat eine
Tendenz, Höhe zu verlieren, wenn nicht besondere Korrekturen an den Flugzuständen
vorgenommen werden. Dieser Höhenverlust ist unerwünscht und kann unter bestimmten
Umständen gefährlich sein, wenn das Flugzeug niedrig fliegt oder wenn es mit anderen
Flugzeugen in Erwartung der Landungserlaubnis in der Nähe eines Lufthafens kreist,
wo Höhenverlust einen Zusammenstoß verursachen kann. Es ist ,der Hauptzweck der
Erfindung, eine automatische Flugsteuerung mit enner Einrichtung zu schaffen, durch
welche ein solcher Höhenverlust,
der auf willkürlicher Querneigung
des Flugzeuges zum Zweck einer Kursänderung beruht, verhindert wird.
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In der Zeichnung sind Fig. i eine schematische Darstellung einer Flugzeugsteuerung
nach der Erfindung, Fig.2 eine schematische Darstellung, die eine Methode illustriert,
mit -der man eine Verschiebung in Übereinstimmung mit dem Sekans des Querneigungswinkels
erhalten kann, Fig. 3 eine schematische Darstellung einer verein#fachten Bezugsangabe
für die Kurssteuerung, Fig. 4 eine Darstellung einer Methode, nach der man für die
Kurssteuerung eine Bezugsangabe erhalten kann, die mit Bezug auf die Stampflage
korrigiert ist, und Fi.g. 5 eine andere Methode für den Mechanismus der Fig. 4.
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Fig. i zeigt ein Gewicht i, das sich nur auf der Hochachse des Flugzeuges
bewegen kann. An diesem Gewicht ist ein flaches Ankerstück 2 befestigt, das als
.der erste Teil eines Impulsgebers dient. Das Gewicht i und das Ankerstück 2 sind
an einer kalibrierten Feder 3 aufgehängt, die ihrerse,nts wieder am Flugzeug befestigt
ist. Wenn das Flugzeug geradeaus und horizontal fliegt, werden .das Gewicht i und
das Ankerstück 2 ein,- Stellung einnehmen, die der Wirkung der Schwerkraft auf '
ihre Gesamtmasse entspricht. Aber die Beschleunigung nach der Hochachse des Flugzeuges
während einer Kursänderung mit Querneigung verschiebt das Gewicht i und das Ankerstück
2, und diese Verschiebung gibt ein Maß der effektiven Beschleunigungen. Wenn ein
plötzlicher Aufwind kommt, ändert sich die Lagedes Ankerstückes 2, und seine neue
Verschiebung wird der Beschleunigung entsprechen; die dieser Aufwind verursacht
hat. Um vorübergehendie Beschleunigungen- auszuschalten, die keine Bedeutung haben,
könnte das Beschleunigungsmeßinstrument gedämpft werden, indem man die beweglichenTeile
in eine Flüssigkeit bringt, so daß nur stetige Beschleunigungen, die länger als
einen Moment anhalten, gemessen werden. Bei einer Kursänderung, mit Querneigung
würde das. Ankerstück 2 eine Stellung einnehmen, ,die derjenigen Komponente der
Resultante der Schwer- und Fliehkräfte entspricht, die in der Hochachse wirkt.
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Der zweite Teil des Impulsgebers, das E-förmige Polstück 4, ist durch
die Stangen 7, 7 gezwungen, sic'hentlang der Hochachse des Flugzeuges in einer Ebene,
die der Bewegung des Ankerstückes 2 parallel ist, zu bewegen. Ein Ausgleichsgewicht
8 ist vorgesehen, um das Gewicht des Polstückes 4 auszubalancieren, damit Präzessions.bewegungen,
,die sonst die Stabilität des Lotkreisels 12 stören würden, vermieden werden. Das
Polstück, 4 ist mit einer Erregerspule 5 und Impulsgeberspulen 6, 6 versehen. Wenn
das Polstück 4 zum Polstück 2 verschoben ist, wird ein Impuls abgegeben, der der
Verschiebung proportional ist. Das E-Polstück 4 hat eine Rolle 9, die ihrerseits
auf der flachen laufbahnartigen Fläche i z ruht. Diese schienenartige Fläche i i
Ihat,den Zweck, das Polstück 4 ,durch die Rolle 9 zu stützen. Die Fläche 1i wird
bei dieser Ausführung der Erfindung in, einer horizontalen Ebene von dem Lotkreisel
12 durch,den Kurbelarm 13 stabilisiert. So wird die Fläche 1 i, wenn die Flugzeu@ghochachse
sich während einer Kursänderung mit Querneigung zur Seite neigt, in bezug auf die
Bewegungslinie des Polstückes 4 um einen Winkel verschoben, was eine Verschiebung,des
Polstückes 4 in Übereinstimmung mit dem Sekans des Querneigungswinkels ermöglicht.
Daß diese Verschiebung -des Polstückes 4 dem Sekans des Querneigungswinlcels entspricht,
kann man sich an, Hand der Fi:g. 2 vorstellen. Hier stellt B den Querneigungswinkel
dar und R eine Strecke, die dem Kurbelarm 13 entspricht. Da die Rolle 9 das Polstück
q. in der Flugzeughochachse stützt, hat die relative- Winkelbewegung zwischen dem
Arm 13 und den Stangen 7 eine Verschiebung X des Polstückes 4 zur Folge, die sich
in der folgenden Gleichung ausdrückt:
deren Lösung X= R (sec. B-1) .ist. Wenn man. die Länge L und die Stärke der Feder
3 ,so wählt, d'aß ihre Ausdehnung 1, unter der Wirkung der Schwerkraft der
Strecke R des Armes 13 bei horizontalem Geradeausflug entspricht, dann wird -die
Ausdehnung Z -der Feder bei einer Kursänderung mit Querneigung, die durch die gemeinsame
Wirkung .der Schwerkraft und der Fliehkraft erfolgt, durch die folgende Formel gegeben:
1=secB-l0, so daß 1-10 =1o (sec B-i) = R (sec B-1) . Wenn also bei einer Kursänderung
mit Querneigung die Größen X und 1-10 einander gleich bleiben, ist der Auftrieb
des Flugzeuges dem Querneigungswinkel richtig zugeordnet, so daß das Flugzeug eine
Kursänderung mit korrekter Quernei@gung unternehmen kann, die nur eine seitliche
Beschleunigung, aber keine vertikale Komponenten. zur Folge .hat.
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Wenn während einer Wendung .mit Querneigung die Verschiebung des Polstückes
2 von, dieser idealen Funktion des Querneigungswinkels abweicht, liefern die Impulsgeberspulen
6, 6 auf dem Polstück 4 einen Impuls, der dieser relativen Verschiebung proportional
ist. Dieser Impuls kann an einen Höhenruderhilfsmotorverstärker 14 weitergeleitet
werden und dann an einen üblichen Höhenruderhilfsmotor 15, um :das Höhenruder so
zu steuern, @daß der Auftrieb des Flugzeuges in über--einstimmung mit dem Impuls
verändert wned. Bei ,dieser Form der Erfindung ist das Höhenruder die primäre Steuerfläche.
Es sind! Vorrichtungen (auf ,die kein Änspruch gerichtet ist) illustriert, die-
es dem Flugzeug ermöglichen, in eine Wendung mit Querneigung überzugehen. So könnte
man auch
eine bessere Seitenrudersteuerung, die ein Bezugspendel
oder andere, dem Fachmann bekannte Einrichtungen enthält, anwenden.
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Der Lotkreisel 12 ist mit einem Höhenimpulsgeber 17 versehen, der
von :der Stromquelle 4o mit Wechselstrom versorgt wird. Der Impuls,des Gebers 17
geht zum Drehfeldübertrager 41, der als Höhenrudertrimmvorrichtung dient, und von
dort zum Höhenruder,hiilfsmotorverstärker 14. Bevor das Flugzeug eine Wendung mit
Querneigung macht, muß diese Trimmvorrichtung so gestellt werden, daß das Höhenruder
in der Stellung für horizontalen Geradeausflug ist. Dann steuern die Impuls, von
dem Geber 17,des Kreisels und dem Geber 6 des Beschleunigungsmessers das Höhenruder
in dier beschriebenen Weise.
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Der Lotkreisel 12 ist auch mit einem Querimpulsgeber 16 versehen,
der an der Stromquelle 4o liegt und mit dem Drehfel-dübertrager 27 in einer dem
Fachmann wohlbekanaten Art verbunden ist, um einen Impuls für den Querruderhilfsmotorverstärker
18 abzugeben, der dem Unterschied zwischen den Winkellagen des Geberrotors 16 und
des Übertragerrotors 27 entspricht. So verursacht dim horizontalen Geradeausflug
eine Kraft, ,die das Flugzeug zur Querneigung veranlassen könnte, eine Verschiebung
des (nicht dargestellten) Rotors des Gebers 16, wodurch eine Abweichung zwischen
der Winkellage dieses Rotors und der entsprechenden Winkellage des (ebenfalls nicht
dargestellten) Rotors des Übertragers. 27 hervorgebracht wird, die einen Impuls
vom Übertrager 27 an den Querruderhilfsmotorverstärl<er erzeugt. Dies bewirkt
schließlich eine Betätigung des Querruderhilfsmotors 19, so daß das Querruder der
Kraft, die die Querneigung des Flugzeuges verursacht hat, entgegenwirkt. Wenn man
jedoch dem Flugzeug eine Querneigung ;geben will, um eine Wendung zu machen, dreht
man den Knopf 24 so weit nach rechts oder links, wie es notwendig ist, umeinen nQuerneigungswin
kel zu erreichen, der der gewünschten Wendegeschwindigkeit entspricht. Wenn der
Knopf 24 gedreht wird, dreht sich gleichzeitig der Rotor des Übertragers 27 um einen
Winkel (im Vergleich mit dem Rotor des Gebers 16), und ein Impuls wird, wie oben
beschrieben, an das Querruder tveitergeleitet, worauf das Flugzeug eine Wendung
mit Querneigung macht. Um einen Seitenruderimpuls zu bekommen, der das Flugzeug
beim Ansetzen der Wendung mit Querneigung unterstützt, ist ein Nocken 25 so befestigt,
d'aß er sich mit dem Knopf 24 dreht. Wenn der Knopf 24 in irgendeine Stellung (mit
Ausnahme der vertikalen) gedreht wird, schließt der Nocken den Schalter 26, worauf
ein Querruderimpuls an den Hilfsmotorverstärker 23 js Seitenruders abgegeben wird.
Gleichzeitig mit der Drehung,des Knopfes 24 wird,der Schalter 28 geschlossen. Dadurch
wird die Spule 29 erregt, die den Schalter 31 hinunterzieht, wodurch der Impuls
vom Geber 22 auf dem Kreisel 21 zum Verstärker 35 geleitet wird und den Motor 34
steuert, ,der den Rotor des Drehfeldübertragers 32 während einer Wendung mit Querneigung
auf eine Nullstellung dreht, so daß nach dem Einrücken die Rotoren des Übertragers
32 und des Gebers 22 keine Abweichung zeigen. Sonst ist der Richtungskreisel von
der . üblichen Bauart, wie sie gewöhnl#i#ch in Selbststeuerungen benutzt wird. Wenn
es auf Grund spezieller Wendeeigenschaften eines besonderen Flugzeuges für zweckmäßig
gehalten wird, ein das Abrutschen anzeigendes Gerät einzubauen, kann eine Vorrichtung
vorgesehen werden, wie sie iln der britischen Patentschrift 553 o58 beschrieben
ist. Der beschriebene Apparat eignet sich besonders für ,die Flugzeuge, die nur
zwei Ruder haben. Auf jeden Fall kann man die Erfindung mit Vorrichtungen, die im
großen und ganzen den hier dargestellten Rudergeräten ähneln, auch zum Gebrauch
in anderen Flugzeugen, wie z. B. dem in Figl. i dar-' gestellten Dreirwderflugzeug,
anpassen.
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Wenn das Flugzeug in die Querneigung übergeht, nimmt das Gewicht i,
das sich nur längs der Hochachse des Flugzeuges bewe,gen kann, eine neue Lage ein,
die der auf dieser Flugzeughocliachse wirkenden Beschleunigung entspricht. Zur selben
Zeit behält die ebene Fläche i i, durch den Lotkreisel 12 stabilisiert, eine wahre
;horizontale Lage, und sie ist im Vergleich mit der Bewegungslinie des Polstückes
4 um einen gewissen Winkel verschoben. Daraus folgt eine Bewegung der Stützrolle
9 längs ,der Fläche i i, die zu einer Verschiebung des Polstückes 4 entsprechend
:dem Sekans des Quierneigungswinkels führt. Wenn also die tatsächliche vertikale
Beschleunigung ,des Flugzeuges das Ankerstück 2 genau so weit verschiebt, wie das
Polstück .4 verschoben ist, wird der Geberimpuls in der Spule 6 gleich Null sein.
Andererseits ruft irgendein Unterschied zwischen den Lagen des Polstückes 2 und
des Polstückes 4 einen Impuls ,in, der Spule 6 hervor, und folglich bewegt der Höhenruderhilfsmotorverstärker
14 -die Höhenruder des Flugzeuges so, ,daß der Unterschied zwischen den Lagen der
Polstücke verringert wird. Dieser Korrekturimpuls hält so lange an, wie .der Unterschied
noch da ist, und die Impulsabgabe durch die Spule 6 wird Null, wenn der Unterschied
der relativen Verschiebung aufhört. Man sieht somit, d'aß das Flugzeug von der hier
beschriebenen- Steuereinrichtung so geflogen wird, daß sein Auftrieb in einem richtigen
Verhältnis zu seinem Querneigungswinkel während einer Wendung mit Querneigung steht,
damit eine horizontale Flugbahn mit reiner Seitenbeschleunigung aufrechterhalten
wird.
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Eine vereinfachte Form der Erfindung, die in Fig. 3 illustriert ist,
ermöglicht eine Methode der Aufrechterhaltung der Bezugslage des Polstückes 4 in
einer stets horizontalen Lage. Sie besteht darin, daß man mit der Hand die horizontale
Laufbahn i i so schwenkt, daß s,ie mit dem Flugzeug einen Winkel bildet, der dem
Querneigungswinkel entgegengesetzt gleich ist. Wenn man die Geräte in Fig. i durch
die entsprechenden in Fig. 3 illustrierten Geräte ersetzt, welche dieselbe Bezugsnummer
haben, schwenkt die Fläche i i, wenn der Knopf auf einen Winkel gedreht wird, der
dem Querneigungswinkel entspricht, in dem das Flugzeug
tatsächlich
fliegt (sofern das Flugzeug durch Mittel, die in Fig. 3 nicht gezeigt werden, in
eine Wendung mit Querneigung gesteuert wurde), um einen Winkel, der dem Querneigungswinkel
entgegengesetzt gleich ist. Das ,heißt, daß diese Fläche eine horziontale Bezugsfläche
für das Polstück 4 bleibt. Eine Bremsvorrichtung ist vorgesehen, die verhindert,
daß der Knopf 24 schnell auf eine Einstellung gedreht wird, der das Flugzeug nicht
folgen könnte. Die Bremse kann aus einem Dauermagnet 35 und einer Kupferscheibe
36 in der dargest-ellb_n Anordnung bestehen.. Im übrigen kann ,die Einrichtung derjenigen
der Fig. i ähnlich sein.
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Eine andere Methode zur Schaffung eines Bezugs-Systems, dessen Ausgangsgröße
dem Sekans des Querneigungswinkels proportional ist und das die Wirkung der Stampflage
des Flugzeuges auf den Ausschlag des Beschleunigungsmessers kompensiert, ist in
Fig. 4 illustriert. Der Beschleunigungsmesser hat ein Gewicht i, das an einer Feder
hängt, um im linearen Drehfeldgeber 37 eine Verschiebung hervorzurufen, die den
Beschleunigungen, die in der Hochachse des Flugzeuges wirksam sind, entspricht.
Der Ausgangsimpuls des Drehfeldgebers 37 wird aber .durch den Impuls des Drehfei,dgeb"ers
38 verändert. Der Rotor des Drehfeldgebers 38 wird durch den. Kurbelarm 39 .gedreht,
der seinerseits auf .dem Nocken 42 anliegt. Der Nocken 42 ist wie eine .archimedische
Spirale geformt, in welcher der Radius linear mit :dem Winkel wächst. Der Nocken
42 ist auf dem Kardanring 43 des Lotkreisels 44 befestigt. Während sich also,die
Längsneigung des Flugzeuges ändert, bleibt der Kreisel 44. vertikal, und der Nocken
42 bewegt sich relativ zum Kardanring 43, was den Kurbelarm 39, veranlaßt, den Rotor
des Gebers 38 zu. drehen. Wenn der Geber 37 so eingerichtet ist, daß er eine Rotorbewegung
von z. B. 5 oder io° pro Gravitationseinheit hat, so hat der Impuls des Geb; rs:
37 in seinem Arbeitsbereich einen linearen Charakter. Wenn man den Geber 38 so -reguliert,
@daß er dieselbe Rotorbewegung, entweder 5 oder io° während eines Wechsels von 9o°
in: der Längsneigung macht, dann wird der Geber 38 nach einer linearen .Funktion
des Längsneigungswinkels, aber mit einer verkleinerten Schwingungsweite, gedreht.
Der Hebel 39 muß lang genug sein, daß das freie Ende, das den Nocken 42 berührt,
sich praktisch in einer geraden Linie bewegt. Der ,doppelte Nocken 42 bildet ein
Mittel, um die Voreinstellun.g im Geber des Beschleunigungsmessers in derselben
Richtung zu verschieben, unabhängig davon, ob :die Längsneigung nach aufwärts oder
abwärts verändert wird. Der Arm 13 der Fig. i ist durch den Schleifarm 45 ersetzt,
der durch. einen Kreisel ähnlich dem, der in Fi.g. i gezeigt wurde, stabilisiert
wird. Die Winkelverschiebung des Schleifarmes.45bringt bei einerEingaugsspannungE
des Spartransformators 46 eine Ausgangsspannung gleich E sec B hervor, wo
B der Querneigungswinkel ist, weil die Spule mit der Hochachse des Flugzeuges
fest verbunden ist. Wenn man die Ausgangsspannung in Gegenschaltung mit der Ausgangsspannung
des Gebers 37 verbindet, dann ist die Restspannung am Verstärker jeder Abweichung
-des Beschleunigungsmessers i von dieser Sekansfunktion des Querneigungswinkels
proportional und wird für Lagenäuderungen des Flugzeuges korrigiert.
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Eine andere Methode der Kompensation der Querneigungsänderungen ist
in Fig. 5 illustriert, wo ein Beschleunigungsmesser 56 so mit dem Rotor eines Drehfeldgebers
47 verbunden ist, daß er diesen ,dreht. Außerdem ist der Rahmen, der den Beschleunigungsmesser
trägt, in Verbindung mit dem Rahmen des Gebets drehbar, wodurch sich eine Messung
der Beschleunigung in der Meridian- oder in der- wahren Lotebene des Flugzeuges
ergibt. Ein Gewicht 54 wird zum Ausbalancieren gebraucht. Der Stator des Gebers
47 ist mit dem Rotor des Drehfeldgebers 48 verbunden, und der leztere nimmt wegen
seiner Verbindung mit dem Drehfeldge.ber 49 dieselbe Lage ein wie der Rotor des
Gebers 49. Der Lotkreisel 51 ist auf dem Kardanri:ng 52 gelagert. Der Geber 49 ist
auf dem Kardanring 52 gelagert, und der Rotor des. Gebers 49 nimmt den vom Kreisel
51 angegebenen Längsneigungswinkel an, weil eine .direkte Verhindung zwischen dem
Rotor des Gebers und der Welle 53 vorhanden ist. So erreicht man, daß, wenn sich
der Längsneigungswinkel des Flugzeuges ändert, der Stator des Gebers 47 sich zusammen
mit dem den Beschleunigungsmesser 56 tragenden Rahmen um einender Veränderung entsprechenden
Winkel verschiebt und daß der an den Punkt a-a in Fig. 4 zugeführte Impuls weiter
durch einen Impuls, der dem Sekans des Querneigungswinkels porportional ist, verändert
wird.