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Automatische Flugzeugsteuerung Die Erfindung betrifft einen automatischen
Piloten oder eine automatische Flugzeugsteuerung, die das Ruder bei stetigem Flug
automatisch steuert und die so eingestellt werden kann, daß der Kurs des Flugzeuges
in Beziehung zu einer Bezugsrichtung bestimmt wird, die von einem geeigneten Instrument
festgelegt worden ist, z. B. von einem Richtungskreisel, und die den erwähnten Kurs
durch automatische Korrektion von Richtungsabweichungen des Flugzeuges aufrechterhält.
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Es ist der Zweck dieser Erfindung, mit zuverlässigen und relativ einfachen
Mitteln eine Kursänderung durch passende Querneigung des Flugzeuges herbeizuführen.
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Gemäß der Erfindung ist eine verdrehbare Vorrichtung, durch welche
der Seitenneigungswinkel des Flugzeuges zur Herbeiführung einer gewünschten Wendung
verändert werden kann, in der Weise vorgesehen, daß sie, während sie zur Herbeiführung
einer Wendung in Tätigkeit tritt, außerdem auf die Rudersteuerung eine zur Mittelstellung
gerichtete Wirkung ausübt, welche die Einstellung dieser Einrichtung selbsttätig
den jeweiligen Flugverhältnissen in der Weise anpaßt, daß das Flugzeug sanft in
den neuen Kurs übergeht, `nenn die normale selbsttätigeRudersteuerung wieder zur
Wirkung gebracht wird.
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Die Erfindung wird in der folgenden Beschreibung an Hand der Zeichnungen
erläutert, die bevorzugte Ausführungsbeispiele veranschaulichen.
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Fig. i ist eine schaubildliche Darstellung von Teilen eines automatischen
Piloten mit der erfindungsgemäßen Ruder- und Querrudersteuerung. Der Einfachheit
halber sind die Hö'hensteuereinrichtungen weggelassen; sie sind im allgemeinen der
Querrudersteuerung ähnlich.
Fig. 2 ist eine ähnliche Darstellung
einer Abwandlung der Erfindung, wobei eine andere Art der Voreinstellung für den
Wendegeschwindigkeitskreisel und eine Pendelhilfssteuerung anstatt einer Luftgeschwindigkeitskorrektionseinrichtung
benutzt wird.
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Der Richtungskreisel oder das Kurssteuerungsinstrument ist bei i gezeigt;
ein damit verbundener Ventilgeber ist in dem durchbohrten Gehäuse 2 eingeschlossen.
Die Bewegung des Kreisels im Azimut dreht den Ventilgeber 7 durch ein ringförmiges
Zahnrad 3, das an dem vertikalen Ring 4 des Kreisels befestigt ist und mit dem großen
Zahnradring 5 im Eingriff steht. Dieser große Ring dreht @dne Welle 6, auf der das
Geberventil 7 montiert- ist. Kursänderungen, die nicht durch Querneigungen hervorgerufen
werden, kann man erreichen, indem man von einem Stellmechanismus Gebrauch macht,
der die Stellung einer zugehörigen Geberhülse 24 im Gehäuse 2 gegen das Bezugsgerät
i und das Flugzeug regelt. Wie die Zeichnungen zeigen, kann ein solcher Mechanismus
einen Knopf 8 aufweisen, der durch die Zahnräder 70 und 7o' die Hülse 24
dreht, die als zugehöriges Geberglied für das Ventil 7 im Gehäuse 2 dient und es
umgibt.
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Ein Azimutanzeiger oder Kompaßzeiger 9 sitzt auf einer Verlängerung
der Welle 6. Der Geber ist vorzugsweise ein solcher der Differential-Luftstrom-Bauart.
Die Impulse des Gebers gehen gewöhnlich durch die Röhren io und io' und durch das
Azimutübertragungsventil i i in das Mischventil 12, wo sie mit den Impulsen gemischt
werden, die durch die Röhren 13 und 13' von einem Geberventil 14 kommen,
das von dem Wendegeschwindigkeitskreisel 15 durch das Gestänge 16 gesteuert wird.
Die kombinierten Impulse betätigen einen Servoantrieb 17 durch ein gewöhnliches
Relaisventil 18. Der Servoantrieb 17 betätigt das Seitenruder R.
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Die Querruder werden in einer ähnlichen Weise von einem Geberventil
7' gesteuert, das von dem Querneigungskontrollinstrument oder Kreiselhorizont
2o durch das Getriebe 2i gedreht wird. Um eine Querneigung und folglich eine Wendung
auszuführen, dreht man am Knopf 22, der durch die Zahnräder 23 und 23' eine mit
Öffnungen versehene Hülse 24' dreht, die dem halbzylindrischen Ventil 7' zugeordnet
ist unddieses umgibt, so daß die gegenseitige Lage zwischen den Geberkanälen und
dem Ventil geändert wird. Die @Quernaigungsimpulse gehen durch die Röhren 25 und
25', durch das Querneigungsübertragungsventil 26 und dann durch ein Relaisventil
27, das den Servoantrieb 28; der die OOuerruder A betätigt, steuert.
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Auf der Welle 3 1 des Knopfes 22 ist noch ein Geberventil
30 gezeigt, das hauptsächlich verhindern soll, daß der Wendung durch das
Seitenruder seitens der vom Geschwindigkeitskreisel kommenden Impulse entgegengearbeitet
wird. Um den Kurs durch Querneigung zu ändern, wird der Knopf 22 nicht nur gedreht,
sondern auch eingedrückt, wodurch ein Schalter in der Dose 32 geschlossen wird.
Die Schließung dieses Schalters erregt ein Solenoid 34, das, nachdem ein Hauptschalter
8o in Stellung 3 bewegt wurde, den Kolbenschieber 35 von der dargestellten Lage,
in welcher das Seitenruder unter der normalen automatischen Kontrolle der kombinierten
Signale des Richtungskreisels und des Geschwindigkeitskreisels steht, in eine andere
Lage bringt, in welcher das Signal des Richtungskreisels ausgeschaltet und das Seitenruder
unter die gemeinsame Kontrolle des Geschwindigkeitskreiselsignals und des Signals
aus dem Ventil 3o, das dem Querneigungswinkel proportional ist, gebracht ist. Somit
dient dieser Schalter als ein Hilfsschalter für die Einstellung des Querneigungswinkels.
Auf diese Weise begrenzt der Geschwindigkeitskreisel die Wendegeschwindigkeit des
Flugzeuges so, daß sie dem eingestellten Querneigungswinkel entspricht und somit
eine Kursänderung mit richtiger Querneigung ohne Abrutschen durchgeführt wird.
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Da der richtige Querneigungswinkel sich nicht nur mit der Luftgeschwindigkeit,
sondern auch mit der Wendegeschwindigkeit ändert, können gemäß der Erfindung auch
Mittel für eine Luftgeschwindigkeitskorrektion vorgesehen werden. Diese Mittel können
darin bestehen, daß ein Knopf 36 automatisch oder von Hand entsprechend der Luftgeschwindigkeit
einstellbar ist. Wenn man Knopf 36 dreht, dreht sich auch die mitGewinde versehene
Welle 37 und schraubt die Gewindehülse 38 hinein oder heraus, wodurch die Spannung
der Zentrierungsfeder 39 für den Geschwindigkeitskreisel verändert wird. Die Federspannung
wird mit wachsender Luftgeschwindigkeit vergrößert, so daß die Wendegeschwindigkeit
bei höheren Luftgeschwindigkeiten verringert wird, da die Zentrifugalkraft sich
direkt mit der Geschwindigkeit und mit der Wendegeschwindigkeit ändert.
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Damit das Flugzeug seinen neuen Kurs nach einer Kursänderung glatt
fortsetzt, wird ein Mittel vorgesehen, um die Geberhülse auf dem Richtungskreisel
ständig in der Mitte oder Nullstellung zu halten, wenn der Richtungskreisel vom
Seitenruder abgekuppelt ist. Diesem Zweck dient ein Azimutübertragungsventil i i,
das gewöhnlich durch den Druck der Feder 40 in seiner oberen Lage gehalten wird.
Wenn aber das Flugzeug durch Querneigung seinen Kurs ändert, wird das Ventil automatisch,
wie später beschrieben wird, abwärts verschoben, um die Röhren io und io' von den
Röhren 42 und 4.2' abzuschalten. Die Röhren 42 und 42' gehen zu dem Mischventil
12 und verbinden die anderen Röhren mit den entgegengesetzten Enden der Kammer 43,
die eine biegsame Membran 44 enthält. Das erwähnte Ventil ist als ein automatisches,
durch das Solenoid 41 betätigtes Ventil dargestellt, wobei das Solenoid durch einen
Hauptschalter 8o, wenn dieser in Stellung?, ist, und durch den Schalter in der Dose
32, wenn der Hauptschalter 8o in Stellung 3 ist, betätigt wird. Wenn also der Richtungskreisel
ausgekuppelt ist, wird ein elektrischer Nullstellungsmotor 46 unter .die Kontrolle
der durchbrochenen Hülse 24 gebracht, um ihre Kanäle
in bezug auf
das Geberventil 7 ausgerichtet oder in Nullstellung zu halten. Es wird daher ein
Signal vom Richtungskreisel in einer Richtung die Membran veranlassen, ein Paar
Kontakte 45 zu schließen, um den Motor in einer Richtung laufen zu lassen, während
ein Signal in der anderen Richtung das Schließen eines anderen Kontaktpaares veranlaßt,
worauf der Motor in der entgegengesetzten Richtung läuft. Der Motor 46 ist nach
der Zeichnung durch. ein Vorgelege 48 mit einem großen Zahnrad 70' in Eingriff,
das, wie erwähnt, die Nachfolgehülse 24 um das Richtungskreiselventil 7 dreht, so
daß die Kanäle in der Hülse mit den Schließkanten des Ventils ausgerichtet bleiben.
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Die Hülse 2q.' des Geberventils 7' des Kreiselhorizonts 2o wird ebenfalls
in der Nullstellung gehalten, sobald diese Steuerung von den Querrudern abgekuppelt
ist. Das zur Übertragung der Querneigung dienende Ventil 26, das ähnlich arbeitet
wie das Ventil i i, ist gewöhnlich oben, wie dargestellt, wenn der automatische
Pilot in voller Tätigkeit ist, d. h. wenn der Hauptschalter in der Stellung 3 steht.
Wenn aber der automatische Pilot ausgekuppelt ist, d. h. wenn der Hauptschalter
8o in der Stellung i oder 2 steht, wird das Ventil automatisch hinuntergeschoben,
um die Querruder von der Kreiselkontrolle zu trennen und die Signale vom Kreisel
einer Kammer 43' zuzuführen, die der Kammer 43 ähnlich ist und ähnliche Umschaltekontakte
45' und 47' steuert, die ihrerseits einen elektrischen Nullstellungsmotor 46' betätigen.
Dieser Motor ist durch ein Vorgelege 48' mit den Zahnrädern 23', 23 im Eingriff,
die mit der Hülse 2q.' verbunden sind, so daß die Kanäle in der Hülse immer mit
Bezug auf die Schließkanten des Ventils 7' ausgerichtet sind.
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Der Hauptschalter 8o ist so dargestellt, daß er den automatischen
Piloten als Ganzes ein- oder ausrückt. Dieser Schalter hat vorzugsweise drei Stellungen:
i. Die Aus--Stellung, wenn der automatische Pilot als Ganzes ausgeschaltet ist,
wobei das elektrische System tot ist und das hydraulische System durch das Venti18i
und ein ähnliches (nicht dargestelltes) Ventil in den Röhren der Seitenrudersteuerung
umgangen wird; 2. die Steuerung, in der das hydraulische System noch umgangen ist,
aber das elektrische und das pneumatische System gespeist werden, so daß die Geber
7, 7' und 30 in der Nullstellung sind, und 3. die Ein-Stellung oder Arbeitsstellung,
in welcher die Überbrückungsventile geschlossen sind, um das hydraulische System
zu speisen, und die automatische Nullstellung der Querruder ausgerückt ist, und,
wenn der Schalter 32 unwirksam ist, auch die automatische Nullstellung der Seitenruder.
In der zweiten Position werden alle Solenoide 34, 41 und 51 erregt, und die Zentrierungs-oder
Nu.llstellungsmotoren 46 und 46' sind bereit, beim Schließen der Umkehrschalter
45, 47 und 4.5', 47' in Tätigkeit zu treten. In der dritten Position ist das elektrische
System tot, bis der Schalter 32 geschlossen wird, wenn die Solenoide 34 und 41 in
den Hauptspeisekreis geschaltet sind-, und der Motor 46 führt Strom, wenn sowohl
Schalter 32 als auch einer der Kontakte 45, 47 geschlossen ist. Die Position 3 kann
nur über Position 2 erreicht werden, und darum kann der automatische Pilot nie eingerückt
werden, um das Flugzeug auf einem vorbestimmten Kurs zu halten, bevor die Kreiselgeber
auf Null gestellt sind, wobei der Hauptschalter so gebaut ist, daß durch irgendeine
bekannte Verzögerungsvorrichtung genug Zeit verbleibt, um alle Geber auf Null zu
stellen, bevor Position 3 erreicht wird. Die verschiedenen mit Pfeilen versehenen
Röhrenenden sind natürlich mit einer Luftquelle oder Vakuum oder einer ölpumpe verbunden,
um das hydraulische oder pneumatische System zu versorgen.
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Fig.2 zeigt eine andere Ausführung, um das Signal des Geschwindigkeitskreisels
vorzuspannen oder zu beeinflussen, .und auch eine andere Einrichtung zur Berücksichtigung
der Luftgeschwindigkeit, bei welcher der Knopf 36, die mit Gewinde versehene Welle
und Hülse 37, 38 und die Feder 39 wegfallen können. Bei dieser Ausführungsform wird
durch Drehung eines Knopfes 22' direkt durch das Getriebe 6o eine drehbare, mit
Kanälen versehene Hülse 61 eines Geberventils 14' bewegt, das vom Wendegeschwindigkeitskreisel
15 geregelt wird. Dadurch wird die Nullsignalstellung geändert und das Signal ausgeschaltet,
das sonst vom Kreisel hervorgerufen. würde, wenn das Flugzeug mit der durch den
Knopf 22' angezeigten Geschwindigkeit wendet. Bei dieser Ausführungsform geht kein,
pneumatisches Signal vom Kreiselhorizont in das Ventil 12'.
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Die Einstellung der Luftgeschwindigkeit nach Fig. i wird überflüssig
durch ein Signal, welches das seitliche Abrutschen mißt, das hei mangelhafter Zuordnung
zwischen Wendegeschwindigkeit und Querneigungswinkel hervorgerufen wird. Dieses
Signal steuert das Seitenruder so, daß das seitliche Abrutschen vermieden wird.
In diesem Falle wird eine «eitere Seiten.rudersteuerung durch ein Pendel 65 vorgesehen,
welches gedämpft und durch Federn zentriert wird und ein Geberventil 66 regelt.
Die Pendelsignale sind gewöhnlich vom Seitenruder abgeschaltet, wie die Stellung
des Ventils 12' zeigt; wenn aber der Knopf 22' hineingeschoben wird und den Schalter
32 schließt, werden die Pendelsignale den Servoantrieb 17 für das Seitenruder steuern.,
entweder allein oder gemischt mit den Signalen vom Geschwindigkeitskreisel. Da das
Signal vom Pendel immer .da sein wird, wenn das Flugzeug eine unrichtigeQuerneigung
ausführt, hat man hier eine einfache Einrichtung zur Regelung des Seitenruders,
so daß das Flugzeug seine Wendung unter einem Winkel macht, der dem eingestellten
Neigungswinkel entspricht.
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Zweckmäßig werden Vorkehrungen getroffen, damit man nicht nur ein
Geschwindigkeitssignal, sondern auch ein Verschiebungssignal vom Pendel erhält.
Ein einfaches Verfahren, um eine Annäherung eines solchen kombinierten Signals zu
erhalten, besteht darin, daß man einen Balg in Verbindung
mit,
dem Pendel vorsieht. Der Balg ist in der Form eines Behälters 170 gezeigt,
der einen kleineren biegsamen Balg i7 i umschließt und durch ein Drosselventil 73
mit einem Geberkanal 74 und ferner mit einer Röhre 76 verbunden ist, die das Signal
an das Mischventil 12' weiterleitet. Das Innere des Balgs 171 ist durch eine
Röhre 72 und ein Drosselventil 77 mit einem Geberkanal 74' verbunden; der zu einer
Röhre 76' führt, die ebenfälfs das Signal an das Mischventil r2' weiterleitet. Kleine
(nicht dargestellte) Öffnungen zur Atanosphäre sind mit Kammern innerhalb des Behälters
170 und des Balgs 171 verbunden, und die bewegliche Wand :des Balgs 171 ist
mit einer Feder 78 verbunden" die ihrerseits mit dem Pendel 65
verbunden ist
und der gewöhnlich eine Feder 78' die Waage hält. In ,anderer Weise kann man den
Balg so anschließen., daß er das Gehäuse des Ventils 66 dreht. Durch beide Anordnungen
erhält man stärkere Signale bei schnellen Bewegungen des Pendels als bei langsamen
Bewegungen von derselben Schwingungsweite, und darum werden die Signale, die durch
die Röhren 76, 76' übermittelt werden, sowohl durch :die Größe der Winkelverschiebung
-des Pendels als auch durch die Änderungsgeschwindigkeit, d. h. die Geschwindigkeit
dieser Verschiebung, beeinflußt.
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Bei der Führung eines mit dem erfindungsgemäß ausgebildeten automatischen
Pilot ausgestalteten Flugzeugs, wird nach Ausführung einer Wendung durch Querneigung
der automatische Pilot eingeschaltet, indem man den Hauptschalter erst auf Position
:2 stellt, damit alle Geber in die Nullstellung gebracht werden, um zu erreichen,
daß das Flugzeug in dem Kurs und in der Lage weiterfliegen wird, die es gerade zu
der Zeit hat. Wendungen mit richtiger Querneigung kann, man. ausführen, indem man
den Knopf 22 oder 22' erst hineinschiebt und dann auf den gewünschten Winkel für
.die Querneigung dreht. Dadurch wird das Flugzeug quer gelegt und so eine Wendung
veran.laßt. Gleichzeitig trennt der Knopf die Seitenrudersteuerung von dem Richtungskreisel
und beeinfl.ußt das Signal vom Wendungsgeschwindigkeitskreisel. Es ergibt sich,
daß die Wendungsgeschwindigkeit für den eingestellten Querneigungswinkel angenähert
die richtige ist. Während der Kursänderung wird der Geber des Richtungskreisels
automatisch durch Motor 46 in der Nullstellung gehalten, so daß das Flugzeug seinen
neuen Kurs beibehalten wird, wenn die Wendung ausgeführt ist und der Knopf 22 oder
22' in seine Normalstellung zurückgebracht wird.