DE910985C

DE910985C - Vollelektrische selbsttatige Steuervorrichtung

Info

Publication number: DE910985C
Application number: DEB9350A
Authority: DE
Original assignee: Bendix Aviation Corp
Current assignee: Bendix Aviation Corp
Priority date: 1943-12-31
Filing date: 1950-09-09
Publication date: 1954-05-10

Description

Vollelektrische selbsttätige Steuervorrichtung Die Erfindung betrifft eine selbsttätige Steuervorrichtung für lenkbare Fahrzeuge, die sich zur selbsttätigen Steuerung von Luft- und von Wasserfahrzeugen in gleicher Weise eignet.
Zu diesem allgemeinen Zweck wurden bisher verschiedene Vorrichtungen vorgeschlagen, die aber gewisse unerwünschte Merkmale besaßen. Wenn ein Verschiebungsimpuls zur Steuerung eines Ruders z. B. von einem Richtungskreisel abgeleitet wird, so können Fehler im Impuls entstehen, weil der Kreisel nicht in einer eingestellten vorbestimmten Lage festgehalten bleibt. Eine solche Kursabweichung kann durch Lagerreibung usw. bewirkt werden. Daher wurden verschiedene Hilfsvorrichtungen für die Wiedereinstellung vorgeschlagen, und der Führer muß in gleichmäßigen Zeitintervallen den Richtungskreisel mit einem magnetischen Kompaß vergleichen, um sich zu vergewissern, ob eine solche Kursabweichung stattgefunden hat oder nicht. Wenn eine solche Kursabweichung stattgefunden hat, so muß der Führer die Wiedereinstellvorrichtung betätigen, um den Kreisel in die gewünschte Lage zurückzubringen.
Bekannte selbsttätige Steuervorrichtungen beruhen ferner im allgemeinen auf pneumatischen oder hydraulischen Drücken bzw. auf einer Vereinigung beider zur Betätigung von Hilfsmotoren. Beim Fliegen in weit veränderlichen Meereshöhen wird die Zuverlässigkeit der pneumatischen Vorrichtungen durch die weitgehenden Veränderungen im spezifischen Gewicht der Luft beeinträchtigt, während äußerst große Temperaturänderungen die hydraulischen Vorrichtungen in unerwünschter Weise beeinflussen. Außerdem können die zahlreichen in solchen Vorrichtungen nötigen Leitungen besondes leicht durch Gewehr- und Geschützfeuer verletzt werden, wenn die selbsttätige Steuerung auf einem Kriegsflugzeug verwendet wird.
Der eine Zweck der Erfindung besteht daher darin, eine neuartige und verbesserte selbsttätige Steuervorrichtung zu schaffen, durch deren Verwendung .die obenerwähnten Nachteile vermieden werden.
Ein anderer Zweck der Erfindung besteht darin, eine neuartige vollelektrische selbsttätige Steuervorrichtung zu schaffen, die sich für Flugzeuge an beliebiger Größe und für beliebige Zwecke, wie z. B. private und Personenluftfahrzeuge; Lastflugzeuge, Kriegsflugzeuge u. dgl. eignet und durch dessen Verwendung eine ausgezeichnete und leichte Steuerung sowie eine vollkommene Manövrierfähigkeit erhalten werden. Die Vorteile einer vollelektrischen selbsttätigen Steuervorrichtung liegen auf der Hand. Große Meereshöhen und staubgeschwängerte Luftgebiete z. B. beeinträchtigen das Arbeiten einer solchen Vorrichtung in keiner Weise. Außerdem sind die verschiedenen elektrischen Vorrichtungen bis zu einem gewissen Grade selbstheizend, so daß sie ohne Schwierigkeit bei tiefen Temperaturen arbeiten.
Einweiterer Zweck der Erfindung besteht darin, eine neuartige selbsttätige Steuervorrichtung zu schaffen, bei welcher der Verschiebungsimpuls für jede Steuerachse von einem zugehörigen elektrischen Instrument abgeleitet und weiter übertragen wird, um einen elektrischen Hilfsmotor für das zugehörige Ruder zu betätigen, so daß man eine rasche Beeinflussung aller nötigen Ruder erhält.
Ein weiterer Zweck besteht darin, eine neuartige selbsttätige Steuervorrichtung zu schaffen, bei welcher normale elektrische Instrumente verwendet werden können, wodurch eine gedrungene und symmetrische, zur Flugnavigierung geeignete Instrumentengruppe von gleichmäßiger Größe geschaffen wird, die sich leicht und getrennt aufstellen und betätigen läßt.
Ein anderer Zweck besteht darin, eine neuartige selbsttätige Steuervorrichtung zu schaffen, die eine neuartige; als magnetische Aufnahmevorrichtung ausgebildete Bezugsanordnung besitzt, bei welcher die Genauigkeit eines Kompasses mit Fernablesung mit der Beseitigung von Beschleunigungsfehlern vereinigt wird, wie solche im allgemeinen vorkommen; wenn ein Richtungskreisel zur Steuerung der Richtung verwendet wird. Dieses Merkmal bietet dem Führer den besonderen Vorteil, daß ein gegebener magnetischer Kurs unendlich lang verfolgt wird, ohne daß fortwährende Neuevnstellungen nötig wären, obgleich andere Merkmale der Erfindung in einer selbsttätigen Steuervorrichtung verwendet werden können, die eine beliebige Art von Richtungsbezugsanordnung oder Steuerung besitzt.
Ein weiterer Zweck der Erfindung besteht darin, eine neuartige vollelektrische für Flugzeuge bestimmte selbsttätige Steuervorrichtung zu schaffen, bei welcher dadurch, daß die elektrischen Impulse an sich keine Verzögerung aufweisen und weil die umlaufenden Teile der Hilfsmotoren nur eine geringe Trägheit besitzen, die Einstellung der Ruder infolge der Impulse äußerst rasch und praktisch augenblicklich erfolgt. Die Bedeutung dieses Merkmals liegt darin, daß die Verschiebungsimpulse eine Hilfsstellung eher als eine Hilfsgeschwindigkeit erfordern bzw. bewirken, so daß, wenn die Verhältnisse auf den günstigsten Wert für die Kennzeichen des Flugzeuges eingestellt worden sind, der Wert selbst für alle Last-, Eigengeschwindigkeits- und Turbulenzbedingungen in zufriedenstellender Weise erhalten bleibt.
Ein anderer Zweck besteht darin, eine neuartige selbsttätige Steuervorrichtung zu schaffen, die keine hydraulischen oder pneumatischen Leitungen und keine mechanischen Verbindungen zwischen den Vorrichtungen und Verbindungskabeln besitzt, so daß sie leicht und rasch aufgestellt werden kann. Außerdem sind die Hilfsmotoren mit umlaufenden Ausgangswellen statt gleitenden Teilen versehen, so daß sie in einer beliebigen gewünschten Stellung angebracht und mit den zugehörigen Rudern in beliebiger gewünschter Weise verbunden werden können.
Ein anderer weiterer Zweck der Erfindung besteht darin, eine neuartige vollelektrische, im wesentlichen kontaktlose Wechselstromsteuervorrichtung für lenkbare Fahrzeuge zu schaffen.
Noch ein anderer Zweck besteht darin, eine neuartige selbsttätige Steuervorrichtung zu schaffen, bei welcher ein Richtungsimpuls und ein Geschwindigkeitsimpuls algebraisch miteinander vereinigt werden können, um ein Ruder zu betätigen, wobei ein Nachlaufimpuls bei Betätigung des Ruders erzeugt und den beiden erstgenannten Impulsen überlagert wird, deren Wirkung er verändert.
Ein weiterer Zweck besteht darin, eine verbesserte und neuartige vollelektrisch selbsttätige Steuervorrichtung zu schaffen, die eine Steuerung um drei Achsen besitzt.
Die obigen Zwecke und Vorteile der Erfindung sowie andere ergeben sich mit mehr Einzelheiten aus der nachstehenden ausführlichen Beschreibung und den Zeichnungen, in denen ein Ausführungsbeispiel des Erfindungsgegenstandes dargestellt ist. Es versteht sich jedoch von selbst, daß die in den Zeichnungen dargestellte Ausführungsform nur ein einfaches Beispiel ist, auf welches sich die Erfindung nicht beschränkt.
In den Zeichnungen, in denen gleiche Bezugsnummern in allen Figuren gleiche Teile bezeichnen, zeigt Fig. r eine schaubildliche Darstellung, die im allgemeinen die Anordnung der verschiedenen Teile der Vorrichtung nach der Erfindung auf einem Flugzeug zeigt, Fig. 2 eine schematische Darstellung der Seitenrudersteuervorrichtung nach der Erfindung, Fig. 3 eine ähnliche Ansicht wie Fig. 2, die aber die Quer- und Höhenrud@ersteuervorrichtungen zeigt, und.
Fig. 4. ein Schaltschema der neuartigen mit der Erfindung verwendeten Verstärkeranordnung. Bevor die neuartige selbsttätige Steuerung nach der Erfindung ausführlicher beschrieben wird, soll zunächst die Steuerung insgesamt mit der allgemeinen Anordnung ihrer verschiedenen Bestandteile auf einem Flugzeug allgemein betrachtet werden, um das Verständnis der Gesamtanordnung zu erleichtern. Zu diesem Zweck wird man sich auf die Fig. i der Zeichnungen beziehen, die eine Ausführungsform der verschiedenen Teile der in Frage kommenden Steuerung in schematischer Darstellung zeigt. Für die Steuerung des Seitenruders wird ein Verschiebungssignal im vorliegenden Fall von einer Magnetfeldaufnahmevorrichtung abgeleitet, die aus einem durch einen Kreisel stabilisierten Erdinduktorkompaß besteht, welcher im Teil io angeordnet ist. Dieser Teil io kann im hinteren Teil des Flugzeuges oder in einem der Flügel angeordnet sein, um frei von Fehlern zu sein, die durch magnetische im Flugzeug selbst entstehende Störungen verursacht werden können. Außerdem wird ein Geschwindigkeitssignal von einem Schwenkungsgeschwindigkeitskreisel i i abgeleitet, der auf einen üblichen Instrumentenbrett 12, angeordnet sein kann, um die vom Verschiebungssignal bewirkte Steuerung zu ändern. Für die Steuerung der Quer-und Höhenruder wird ein Stampf- und Schräglagensignal von einem Fliegerhorizontkreisel 13 abgeleitet, der ebenfalls auf dem Instrumentenbrett angeordnet ist, wobei sowohl der Horizontkreisel als auch der Geschwindigkeitskreisel als sichtbare Anzeiger für die Fluglage des Flugzeuges dienen.
Das Instrumentenbrett trägt ferner einen Hauptanzeiger 14, der durch Kabel 15 und 17 mit der Aufnahmevorrichtung und mit einem üblichen Vakuumröhrenverstärker 16 sowie mit einem Hilfsverstärker 18 durch ein Kabel i9 verbunden ist. Ein Zusatzgerät 20 ist mit dem Ausgang des Hilfsverstärkers verbunden und mit drei eigenen Ausgangsschenkeln versehen, von denen einer zu einem mit einer Seitenruderfläche 22 verbundenen Seitenruderhilfsmotor 21, ein zweiter zu einem Querruderhilfsmotor 23, der die Querruderflächen 24 betätigt, und der dritte zu einem Höhenruderhilfsmotor 25 führt, der mit den Höhenruderflächen 26 antriebsmäßig verbunden ist.
Der Schwenkungsanzeiger i i sowie der Fliegerhorizontkreisel 13 sind durch eine neuartige auf dem Instrumentenbrett 12 vorgesehene Steuertafel 27 miteinander und mit dem Hilfsverstärker durch eine Relaisdose 28 verbunden, die selbst mit einer Batterie 29 und einem Wechselstromerzeuger 30 verbunden ist.
Seitenrudersteuerung Für eine ausführlicheBeschreibung der Erfindung und insbesondere der Seitenrudersteuerung wird man sich jetzt auf Fig.2 beziehen. Die gezeigte stabilisierte, im Teil io angeordnete Aufnahmevorrichtung besteht aus einem dreieckförmigen Teil 31 mit lamellenartigen Schenkeln 32, 33 und 34, die je zwei Erregerwicklungen 35, 36 tragen, welche in Gegenschaltung und in Reihe mit einer Wechselstromquelle, wie z. B. einem Wechselstromerzeuger 30, verbunden sind. Die Sekundärwicklung des Teils 31 besteht aus einer in Dreieck geschalteten Spule 3'7 mit drei Anzapfungen 38, 39 und 40; die durch Leiter 4i mit den drei Phasenwicklungen eines Ständers 42 einer im Hauptanzeiger 14 angeordneten induktiven Kupplungsvorrichtung 43 verbunden sind.
Jeder Schenkel 32, 33 und 34 wird für jede Periode des Erregerstromes in den Primärwindungen 35, 36 zweimal ummagnetisiert, was zur Folge hat, daß der jeden Schenkel durchfließende Fluß, den das magnetische Erdfeld erzeugt, für jede Periode des Erregerstromes zweimal aus jedem Schenkel ausgetrieben wird und zweimal in jeden Schenkel zurückkehrt. Da die Primärwindungen 35, 36 eines jeden Schenkels in Reihe und in Gegenschaltung angeordnet sind, so wird durch den Erregerstrom selbst keine Induktionswirkung auf die Sekundärspule 37 ausgeübt. Ausgenommen dann, wenn der Erregerstrom seinen höchsten, positiven oder negativen Wert erreicht, kann das magnetische Erdfeld jeden Schenkel frei durchfließen, und infolgedessen werden in den drei Anzapfungen 38, 39 und 40 der Sekundärwicklung 37 Spannungen induziert, die voneinander verschieden sind und deren Wert von der Richtung abhängt, in welcher der Aufnehmer gegenüber dem magnetischen Erdfeld liegt.
Die Magnetfeldaufnahmevorrichtung arbeitet daher als Erdinduktorkompaß insofern, als bei jeder noch so kleinen Abweichung von einem vorgeschriebenen Kurs die in den drei Anzapfungen der Sekundärwicklung 37 induzierten Spannungen sich entsprechend dieser Abweichung ändern.
Um einen Kompaß zu schaffen, bei welchem Schwenkungs- und Beschleunigungsfehler für alle praktischen Zwecke beseitigt werden, um das Bestreben des Kompasses zu schwingen oder zur Ausführung von Überschwingungen zu verhindern, ist der Teil 31 der Aufnahmevorrichtung an einem Läufergehäuse 44 eines Kreisels starr befestigt, der drei Freiheitsgrade hat und dessen (nicht dargestellter) elektrisch angetriebener Läufer mit einer lotrechten Drehachse versehen und im Gehäuse 44 angeordnet ist, welches den Läufer zur Schwingung um eine waagerechte Achse in einem Tragring 45 mittels Lagerzapfen 46 trägt, wobei der Tragring zur Schwingung um eine zweite zu den Lagerzapfen 46 senkrechte waagerechte Achse in einem aus dem Teil io bestehenden Träger durch äußere Lagerzapfen 47 angeordnet ist. Eine Aufstellvorrichtung kann vorgesehen sein, um die Läuferdrehachse für gewöhnlich in der lotrechten Stellung aufrechtzuerhalten. Ferner kann eine Absperrvorrichtung dazu dienen, den Kreisel auf Wunsch abzusperren und bzw. oder zu lösen.
Im Gleichgewichtszustand, d. h. wenn das Flugzeug sich auf seinem Kurs befindet, entsprechen die Spannungen in den drei Wicklungen des Ständers 42 der Kupplungsvorrichtung 43 den Spannungen an den drei Anzapfungen der Sekundärspule 37 der Aufnahmevorrichtung. Gleichzeitig wird eine Läuferwicklung 49, die mit dem Ständer 42 induktiv gekuppelt ist und von einer im Hauptanzeiger 14 angeordneten Welle 50 getragen wird, eine Winkelstellung einnehmen, in welcher ihre elektrische Achse zur Resultierenden des magnetischen Feldes der drei Ständerwicklungen senkrecht liegt, so daß die in den Ständerwicklungen herrschenden Spannungen auf die Läuferwicklung ohne Induktionswirkung sind. Sobald das Flugzeug jedoch von seinem vorgeschriebenen Kurs abweicht, ändern sich die Spannungen an den drei Anzapfungen der Sekundärspule 37, was eine Änderung der Spannungen in jeder Ständerwicklung bewirkt. Diese Änderung im Ständer bewirkt eine Winkeländerung in der Resultierenden des zugehörigen magnetischen Feldes, und da die elektrische Achse der Läuferwicklung nicht mehr zur Resultierenden des Ständerfeldes senkrecht liegt, so wird in der Läuferwicklung 49 ein Signal induziert, das dem Winkel entspricht, um welchen das Flugzeug von seinem vorgeschriebenen Kurs abweicht.
Das in der Läuferwicklung induzierte elektrische Signal wird durch Leiter 5 z dem Verstärker 16 wnd von diesem durch Leiter 52 zu einer Phasenwicklung 52 eines Zweiphaseninduktionsmotors 54 zugeführt, dessen zweite Phasenwicklung 55 vom Wechselstromerzeuger 30 über einen üblichen Frequenzverdoppler 56 ständig erregt wird. Da die Frequenz des in der Sekundärwicklung 37 induzierten Stromes, wie bereits erwähnt, doppelt so groß ist als die Frequenz des Erregerstromes, so ist der Verdoppler zu dem Zweck vorgesehen, um in den beiden Motorwicklungen gleiche Frequenzen zu erhalten, und ferner ist weiterhin ein Phasenverschiebungsnetzwerk im Verdoppler vorgesehen, damit die Phasen des Stromes in den beiden Motorwicklungen praktisch um go° voneinander abweichen.
Bei Erregung der Phasenwicklung 53 wird ein Läufer 57 betätigt, der eine Welle 58 trägt, auf welcher ein Triebrad 59 sitzt, das über eine Untersetzung 6o mit einem angetriebenen Zahnrad 6 1 kämmt, welches an der Läuferwelle 5o befestigt ist, um die Läuferwicklung 49 in eine Nullstellung, d. h. eine Stellung zu bringen, in welcher die elektrische Achse der Läuferwicklung eine zur neuen Resultierenden des Ständerfeldes normale Stellung einnimmt, wobei das Signal in der Wicklung 49 sich dem Wert Null nähert und die Phasenwicklung 53 des Motors 54 stromlos wird und der Motor stillsteht.
Um die neue Stellung oder den Betrag der Kursabweichung anzuzeigen, ist ein Zeigerzifferblatt 62 vorgesehen, das von einer im Hauptanzeiger 14 gelagerten Welle 63 getragen wird und gegenüber einem fest angeordneten Zeiger 64 eine Winkelbewegung ausführen kann. Diese Winkelbewegung wird dem Zifferblatt durch die Läuferwelle 5o über ein auf der Welle sitzendes Zahnrad 65 und ein Zahnrad 66 mitgeteilt, das mit dem Zahnrad 65 kämmt und eine Hohlwelle 67 trägt, die über die Zifferblattwelle 63 muffenartig aufgeschoben ist. Ein Arm 68 wird von der Hohlwelle 67 getragen und trägt die Welle eines Schneckenrades 69, das mit einer Schnecke 7o kämmt, die auf der Welle 63 sitzt oder mit ihr aus einem Stück besteht. Das Schneckenrad 69 kämmt für gewöhnlich fest mit der Schnecke 70, so daß eine Winkelbewegung der Welle 5o eine gleiche Winkelbewegung der Welle 63 und des zugehörigen Zifferblattes 62 bewirkt.
Wegen der an Bord eines Flugzeuges befindlichen Eisenmassen u. dgl. würde die vorbeschriebene Vorrichtung eher eine scheinbare und nicht die richtige magnetische Richtung anzeigen. Zur Beseitigung dieses Fehlers ist ein nachgiebiger ringförmiger Teil 71 vorgesehen, auf welchem in Abständen von ungefähr je ro oder r5° Schrauben 72 angeordnet sind, die bei Einzeleinstellung einen veränderlichen Hubrollenweg bestimmen, der imstande ist, die Verformung des magnetischen Erdfeldes infolge der Metallmassen des Flugzeuges für eine Schwenkung des Flugzeuges um 36o° zu berücksichtigen. Wenn das Flugzeug eine Schwenkung ausgeführt hat, so hat dieses zur Folge, daß der nachgiebige Teil 71 an einigen Stellen nach innen und an anderen Stellen nach außen eingedrückt wurde. Eine Hubrolle 73 ist vorgesehen, die mit dem Teil 71 in Berührung steht und von einem Arm 74 getragen wird, welcher an der Weile des Schneckenrades 69 befestigt ist. Eine Bewegung des Zifferblattes 62, die nur durch die Winkelbewegung der Läuferwelle 5o bewirkt wird, würde die Anzeige einer scheinbaren Richtung zur Folge haben. Gleichzeitig mit der Bewegung der Schnecke 70 führt aber die Hubrolle 73 eine Winkelbewegung längs des Teils 71 aus, um z. B. über einen eingedrückten Teil desselben hinwegzukommen, wobei das Schneckenrad 69 im Uhrzeigersinn verschwenkt wird, was eine zusätzliche Drehung der Welle 63 bewirkt, die das Zifferblatt 62 so bewegt, daß es die richtige und nicht eine scheinbare Richtung anzeigt. Es ist klar, daß, wenn .die Hubrolle gegen eine nach außen vorspringende Stelle des Teils 71 stößt, das Schneckenrad 69 entgegen dem Uhrzeigersinn verschwenkt wird, um den Gesamtbetrag der durch die Läuferwelle 50 der Welle 63 und dem Zifferblatt 62 mitgeteilten Winkelbewegung zu verringern.
Wie bereits erwähnt, wird die Bewegung der Welle 63 hinsichtlich des Abweichungsfehlers berichtigt, und auf Wunsch kann die Richtungsangabe an einer oder mehreren Fernstationen wiederholt werden. Zu diesem Zweck verwendet man eine elektromagnetische Vorrichtung 75, die aus einem Ständer mit einer einzigen Wicklung 76, die z. B. mit vom Wechselstromerzeuger 30 kommenden Zuführungsleitungen und mit zwei Abführungsleitungen 77, 78 versehen ist und aus einem Magnetläufer 79 besteht, der mit dem Ständer induktiv gekuppelt ist und eine Welle hat, die ein Zahnrad 8o trägt, welches mit einem auf dem freien Ende der Welle 63 durch Nuten und Federn befestigten Zahnrad 81 kämmt. Auf diese Weise wird die Bewegung der Welle 63 durch die damit erfolgende Bewegung des Läufermagneten an Fernstationen wiederholt, wodurch in den Leitungen 77, 78 ein Spannungsverhältnis erzeugt wird, das sich an den Fernstationen in einer ähnlichen Ständerspule wiederholt, die einen Läufermagnet hat, der damit induktiv gekuppelt und so verbunden ist, daß er dort Anzeigevorrichtungen antreibt.
Das elektrische, durch die Magnetfeldaufnahmevorrichtung bei einer Abweichung des Flugzeuges von seinem vorbestimmten Kurs erzeugte Signal wird dazu benutzt, um die Seitenruderfläche des Fahrzeuges zu betätigen und das Flugzeug hierdurch auf seinen vorbestimmten Kurs zurückzubringen. Zu diesem Zweck ist eine induktive Übertragungsvorrichtung vorgesehen, die einen vom Wechselstromerzeuger 30 gespeisten Dreiphasenständer 82 und einen mit diesem induktiv gekuppelten Läufer 83 aufweist. Der Läufer 83 wird von einer Welle 84 getragen, die im Hauptanzeiger 14 gelagert und vorzugsweise mit der Läuferwelle 50 gleichachsig angeordnet ist. Da die Wellen 84 und 50 für gewöhnlich nicht miteinander gekuppelt sind, so ist eine neuartige magnetische Kupplung vorgesehen, um sie derart miteinander zu kuppeln, daß eine Winkelbewegung des Läufers 49 und seiner Welle 5o eine entsprechende Bewegung des Läufers 83 bewirkt.
Die neuartige Kupplung besteht aus einer Spule 85, die zwei aus einem magnetischen Material bestehenden Kupplungshälften 86 und 87 umgibt, von denen eine über eine nachgiebige Kupplung oder ein nachgiebiges Armkreuz 88 an der Läuferwelle 5o und die andere an der Welle 84 befestigt ist. Die Spule 85 ist an einem Ende geerdet und am anderen Ende über einen Leiter 9o, die Kontakte 9i eines Hilfskupplungsschalters 92, der weiter unten ausführlicher beschrieben werden soll, und die Kontakte 93 eines Kraftschalters 94 mit der Batterie 29 verbunden. Wenn der Schalter 94 somit eingeschaltet ist, so daß die Kontakte 93 geschlossen sind, und der Schalter 92 ebenfalls eingeschaltet ist, so daß dessen Kontakte 9i geschlossen sind, so wird die Spule 85 erregt, wodurch die Kupplungshälfte 86 gegenüber der Welle 5o axial bewegt und entgegen der Wirkung der Kupplungsfeder 88 mit der Kupplungshälfte 87 in Eingriff gebracht wird. Auf diese Weise wird eine Antriebsverbindung zwischen den beiden Wellen hergestellt, was schließlich zur Folge hat, daß, wenn der Läufer 49 in seine Nullstellung gebracht wird, sich die Läuferwicklung 83 gegenüber dem resultierenden Feld am Ständer 82 verschiebt und in der genannten Wicklung 83 ein elektrisches Signal entsteht, das dem Betrag entspricht, um welchen das Flugzeug von seinem vorbestimmten Kurs abweicht.
Wenn die selbsttätige Steuerung aus irgendeinem Grund ausgeschaltet wird und der Führer selbst die Steuerung übernimmt, so wird der Schalter 92 ausgeschaltet und die Spule 85 stromlos, worauf die Kupplungshälfte 86 durch die Wirkung der Kupplungsfeder 88 von der Kupplungshälfte 87 ausgerückt und in ihre normale Stellung zurückgebracht wird. Wenn der übertragerläufer 83 zur Zeit der Ausschaltung der selbsttätigen Steuerung gegenüber dem Ständer 82 verschoben ist, so verbleibt er in dieser verschobenen Stellung, und ein Signal bleibt darin bestehen, weil er von selbst nicht in der Lage ist, in eine elektrische Nullstellung, d. h. eine Stellung zurückzukehren, in welcher die elektrische Achse der Läuferwicklung 83 zur Resultierenden des Magnetfeldes im Ständer 82 senkrecht liegt. Infolge des Vorhandenseins eines solchen Signals würde ein nachheriges Einschalten der selbsttätigen Steuerung zur Folge haben, daß zwischen dem Richtungsverschiebungssignal und dem Seitenruder22 ein nichtsynchroner Zustand besteht. Neuartige Mittel sind daher vorgesehen, um die Läuferwicklung 83 beim Ausschalten der selbsttätigen Steuerung in ihre Nullstellung zurückzubringen. Diese Mittel bestehen aus einem auf einem Drehzapfen 96 gelagerten Hebelarm 95 und einem auf demselben Drehzapfen gelagerten Hebelarm 97, wobei die freien Enden der beiden Hebelarme durch ein nachgiebiges Glied 98 miteinander verbunden sind. Ein Konsol 99 ist an der Welle 84 befestigt und mit einem Stift ioo versehen, der zwischen den beiden Armen 95, 97 so angeordnet ist, daß, wenn sich die Welle 84 im Uhrzeigersinn dreht, der Stift ioo den Arm 95 nach außen bewegt, wenn ein Drehmoment auf die Welle 84 wirkt, wobei die Feder den Arm und den Stift in die neutrale Stellung zurückbringt, sobald das Drehmoment nicht mehr wirkt, während dann, wenn die Kupplung bei einer Drehung der Welle 84 entgegen dem Uhrzeigersinn ausgerückt ist, der Stift ioo den Arm 97 nach außen bewegt, wobei der Arm den Stift ioo unter der Wirkung des Teils 98 in die neutrale Stellung zurückbringt, sobald das Drehmoment nicht mehr wirkt. Auf diese Weise wird erreicht, daß der Läufer 83 der induktiven Über= tragungsvorrichtung vor Wiedereinschalten der selbsttätigen Steuerung stets eine elektrische Nullstellung einnimmt. Diese Anordnung trägt dazu bei, die selbsttätige Synchronisierung der selbsttätigen Steuerung zu gewährleisten, um beim Einschalten der. selbsttätigen Steuerung scharfe Stöße und sonstige unerwünschte Wirkungen zu vermeiden.
Das in der oben beschriebenen Weise in der Läuferwicklung 83 der induktiven Übertragungsvorrichtung erzeugte Signal wird durch Leiter ioi dem Hilfsverstärker 18 und von diesem über ein Widerstandssatz 2o in der weiter unten ausführlicher beschriebenen Weise der einen Phase eines Zweiphaseninduktionsmotors io2 der Seitenruderhilfsvorrichtung 21 zugeführt. Die Leiter ioi, die das Richtungssignal leiten, sind mit den Klemmen eines Widerstandes 103 des Verstärkers 18 verbunden. Dieser Widerstand ist in der Fig. 4 besser gezeigt und seinerseits mit einem Gitter 104 einer Vakuumröhre io5 verbunden. Die Anode io6 der Röhre io5 ist auf zwei parallelen, durch die Leiter 107 und io8 bestimmten Wegen mit den Gittern iog und i io der beiden Röhren i i i und 112 verbunden, deren Anoden 113 und 114 durch Leiter 115, 116 mit einer geteilten Sekundärwicklung 117 eines Transformators verbunden sind, dessen Primärwicklung 118 mit einer Wechselstromquelle, wie z. B. dem Wechselstromerzeuger 3o, durch Leiter i i9 und i2o verbunden ist. Magnetische Rückkopplungsvorrichtungen, die allgemein mit 121 und i22 bezeichnet sind, sind zwischen jeder Platte 113 und 114 und ihrer Verbindung mit der Sekundärwicklungii7 vorgesehen. Jede Rückkopplungsvorrichtung besteht aus einem (nicht dargestellten) Weicheisenkern mit Primärwicklungen 123 und 124, die miteinander in Reihe geschaltet und durch Leiter z25 und z26, welche zu diesem Zweck von den Leitern i 19, 12o abzweigen können, mit der Stromquelle verbunden sind. jede Rückkopplungsvorrichtung ist ferner mit einer Sekundärwicklung 127 und 128 versehen. Die beiden Sekundärwicklungen sind zu einem weiter unten erläuterten Zweck in Reihe und Gegenschaltung miteinander verbunden und mit Abführungsleitungen 129 und 130 versehen. Außer der Primar-und Sekundärwicklung ist jede Rückkopplungsvorrichtung noch mit einer Sättigungswicklung 131, 132 versehen, die mit Leitern-i i 5 und 116 verbunden ist.
Wenn das Flugzeug auf seinem vorgeschriebenen Kurs fliegt, und wenn keine Abweichung scheinbar vorhanden ist, so entstehen keine Signale an beiden Gittern log und 11o, so daß das Netzwerk ausgeglichen und der Strom an den Abführungsleitungen 129 und 13o der Sekundärwicklungen 127 und 128 gleich Null ist, weil die Sekundärwicklungen in Reihe und Gegenschaltung miteinander verbunden sind, so daß die in der einen Sekundärwicklung induzierten Ströme die .in der anderen Sekundärwicklung induzierten Ströme ausgleichen. Man kann jetzt annehmen, daß eine Kursabweichung vorkommt, bei welcher das erzeugte Richtungssignal ein solches ist, daß es nach Zuführung zu den Gittern log und i io der Röhren i i i und 112 vom Nullwert zu einem positiven Höchstwert übergeht. Man kann dann annehmen, daß der Strom an der Anode 113 der Röhre i i i ebenfalls vom Nullwert zu einem positiven Höchstwert übergeht. Ist das der Fall, so wird der Strom an der Anode 114 der Röhre 112 vom Nullwert zu einem negativen Höchstwert übergehen, so daß kein Strom imLeiter 116 fließt. Ein pulsierender Strom wird jedoch im Leiter 115 und infolgedessen in der Sättigungswicklung 131 fließen. Dieser Strom wird zur Folge haben, daß der Kern der Rückkopplungsvorrichtung 121 gesättigt wird, so daß der Wert der in der Sekundärwicklung 127 induzierten Ströme abnimmt, wobei das Netzwerk nicht mehr ausgeglichen ist und ein Strom in den Abführungsleitungen 129 und 130 in einer Richtung fließt.
Wenn das Flugzeug von seinem vorgeschriebenen Kurs in einer Richtung abweicht, die derjenigen der obenerwähnten Kursabweichung entgegengesetzt ist, so wird den Gittern log und i io ein solches Richtungssignal zugeführt, daß es vom Nullwert zu einem negativen Höchstwert übergeht, so daß kein Strom zur Platte 113, aber infolge der umgekehrten Phase des Signals in der nächsten halben Periode ein Strom zur Anode 114 und im Leiter 116 fließt. In diesem Fall wird der Kern der Rückkopplungsvorrichtung r22 gesättigt, so daß die in der Sekundärwicklung 128 induzierten Ströme abnehmen und das Netzwerk wieder aus dem Gleichgewicht gebracht wird und ein Strom in den Abführungsleitungen 129 und 130 in der entgegengesetzten Richtung fließt. Die vorhergehende Anordnung bildet ein Unterscheidungsmerkmal, das die Drehrichtung des Seitenruderhilfsmotors bestimmt, welcher jetzt beschrieben werden soll.
Die Abführungsleitungen a29 und 130 sind über einen im Widerstandssatz 2o angeordneten Umkehrschalter 133 mit der einen Phasenwicklung 13:I (Fig. 2) des Zweiphasenstrommotors zog verbunden, dessen andere Phasenwicklung 135 mit der Wechselstromquelle 3o des Flugzeuges so verbunden ist, daß sie ständig erregt wird. Der Motor zog ist das Antriebsmittel für die Seitenruderhilfsvorrichtung 21. Dieser Motor ist mit einer Welle 136 versehen, die ein Triebrad 137 trägt. Dieses Triebrad kämmt mit einem Zahnrad 138, das selbst mit einem Zahnrad 139 kämmt, das auf einer Welle 14o aufgekeilt ist, welche sich gegenüber diesem Zahnrad 139 in der Längsrichtung bewegen kann.
Mit der Welle 140 ist eine Magnetspule 141 verbunden, die einen Kern 142 hat, welcher mit dem freien Ende der Welle in Berührung kommt. Die Wicklung der Magnetspule ist an einem Ende durch einen Leiter 143 geerdet und am anderen Ende durch einen Leiter 144 mit dem Hilfskupplungs-' sehalter 92 verbunden. Wenn der Schalter eingeschaltet ist, so ist die Magnetspule 141 erregt, wobei sie ihren Kern entgegen der Wirkung einer zwischen dem Zahnrad 139 und einem erweiterten Teil der Welle 14o angeordneten Feder 145 nach außen bewegt, um die Welle 140 zusammen mit einer daran befestigten Kupplungshälfte 146 ebenfalls nach außen zu bewegen, so daß diese Kupplungshälfte mit einer entsprechenden Kupplungshälfte 147 in Eingriff kommt, wodurch eine Antriebsverbindung zwischen dem Motor log und der Kupplungshälfte 147 hergestellt wird. Die letztgenannte Kupplungshälfte sitzt auf einer Welle 148, die an ihrem freien Ende ein Zahnrad 149 trägt, das mit einem größeren von der Welle 151 getragenen Zahnrad 15o kämmt.
Das Zahnrad 15o treibt eine Untersetzung. an, die aus einem von der Welle 151 getragenen Sonnenrad 152 besteht, das zwei Planetenräder 153 und 154 antreibt, welche beide mit einem innenverzahnten Teil 155 eines festen Hilfsgehäuses 156 kämmen. Die Planetenräder 153 und 154 tragen mittels Zapfen 157 und 158 einen Käfig 159, der eine mit einem zweiten Sonnenrad 161 versehene Welle 16o trägt. Das Sonnenrad 161 kämmt ebenfalls mit zwei Planetenrädern 162 und 163, die ihrerseits mit einem zweiten innenverzahnten Teil 164 kämmen, welcher innerhalb des Gehäuses 156 vorgesehen ist. Die Planetenräder 162 und 163 tragen ferner einen zweiten Käfig 165 mittels Zapfen 166, 167. Obgleich weitere Untersetzungsstufen sich leicht anbringen lassen, trägt der dargestellte Käfig 165 eine Antriebswelle 168, welche die Seitenruderfläche 22 durch Verbindungen, wie z. B. Seile 169, betätigt. Neuartige Mittel sind jetzt vorgesehen, um beim Einschalten des Motors 102 ein Folgesignal zu erzeugen, welches das Seitenruder betätigt, um hierdurch eine Änderung im Arbeiten des Motors und somit eine elektrische Folgeverbindung zwischen dem Seitenruder und der Aufnahmevorrichtung zu bewirken. Zu diesem Zweck ist eine induktive Folgevorrichtung 171 vorgesehen, die aus einem Dreiphasenständer 172, der so verbunden ist, daß er durch den Wechselstromerzeuger 3o erregt werden kann, und aus einem Läufer besteht, der eine Winkelbewegung ausführen kann und eine Wicklung 173 hat, die mit dem Ständer induktiv verbunden ist und von einer Welle 174 getragen wird, auf welcher ein Triebrad 175 sitzt. Die Läuferwicklung 173 wird entsprechend dem Arbeiten des Motors rot durch eine Untersetzung im Winkel bewegt, die allgemein mit dem Bezugszeichen 176 bezeichnet wird und mit dem Zahnrad 139 und dem Triebrad 175 des Läufers kämmt. Für gewöhnlich wird die Läuferwicklung 173 in einer Nullstellung, d. h. in einer Stellung festgehalten, in welcher ihre elektrische Achse zum resultierenden Magnetfeld des Ständers senkrecht ist. Eine Bewegung der Läuferwicklung aus dieser Nullstellung heraus während des Laufes des Motors rot hat zur Folge, daß in dieser Läuferwicklung 173 ein Signal induziert und dem Gitter 104 der Röhre 105 durch Leiter 177 und über einen Widerstand 178 (Fig.4) zugeführt wird, der imWiderstandssatz2o angeordnet und an einem Ende geerdet ist und an den sich ein Schiebekontakt 179, ein Leiter 18o und ein zweiter Widerstand 181 anschließen, dessen Zweck jetzt beschrieben werden soll. Ein zweiter Schiebekontakt i82 und ein Leiter 183 sind ebenfalls vorgesehen. Hierdurch wird das genannte Signal dem durch die Aufnahmevorrichtung erzeugten Signal überlagert. Das in der Läuferwicklung erzeugte Signal ist dem Richtungsverschiebungssignal entgegengesetzt und nimmt mit dem Seitenruderausschlag zu, was eine Folge des fortwährenden Laufes des Motors rot ist, bis ein gegebener Punkt erreicht wird. Alsdann ist das in der Läuferwicklung 173 erzeugte Signal mit dem Richtungssignal genau gleich und diesem entgegengesetzt, so daß das Richtungssignal hierdurch ausgelöscht wird. Der Motor rot ist dann stromlos, und das Seitenruder hateine demRichtungssignal entsprechende Ausschlagstellung erreicht.
Wenn das Seitenruder ausgeschlagen ist und der Motor rot stillsteht, so beginnt das Flugzeug auf seinen vorbestimmten und vorgeschriebenen Kurs zurückzukehren. Hierdurch fängt das durch die Aufnahmevorrichtung erzeugte Richtungssignal an im Wert abzunehmen, wobei das Folgesignal der Läuferwicklung 173, das seinen Höchstwert erreicht hat, jetzt überwiegt und den Motor rot in der entgegengesetzten Richtung laufen läßt, um das Seitenruder in die Mittelstellung zurückzubringen. Die Umkehrung der Motordrehrichtung wird hierbei durch den Strom bewirkt, der in einer entgegengesetzten Sättigungswicklung 131 oder 132 fließt, statt in derjenigen Sättigungswicklung zu fließen, die dann in Frage kam, als das Flugzeug in der oben beschriebenen Weise von seinem Anfangskurs abzuweichen begann. Sobald der Motor 102 in der umgekehrten Richtung zu laufen beginnt, nimmt das Signal in der Läuferwicklung 173 ab, bis der Läufer seine Nullstellung erreicht. Alsdann befinden sich das Seitenruder und das das Richtungssignal erzeugende Mittel im Synchronismus, falls die Aufnahmevorrichtung kein anderes Richtungssignal erzeugt. Dieser Synchronzustand wird zweckmäßig ohne Anwendung von Folgeverbindungen, wie z. B. Seile oder sonstige mechanische Verbindungen zwischen dem Seitenruder und der Aufnahmevorrichtung, erhalten. Das neuartige obenerwähnte Merkmal wird dadurch erhalten, daß die induktive Folgevorrichtung 171 auf derselben Seite der Hilfskupplung wie der Motor rot angeordnet und so eingerichtet ist, daß sie lediglich durch den Motor und unabhängig von der Ruderstellung betätigt wird.
Die Anwendung eines Richtungssignals allein zur Steuerung des Seitenruders wird unvermeidlich Schwingungen zur Folge haben, da das Flugzeug, wenn es auf seinen Kurs zurückgebracht wird, bestrebt ist, über die richtige Lage hinaus zu schwingen, so daß es wieder in diese Lage zurückgebracht werden muß, wobei es aber wieder in der ursprünglichen Abweichungsrichtung darüber hinaus schwingt. Diese Schwingungen werden zwar allmählich verschwinden, aber die wirkliche Folge davon ist, daß das Flugzeug beiderseits seines Kurses hin und her schwingt, statt auf demselben ständig zu verbleiben.
Dadurch, daß dem Richtungssignal ein anderes Signal überlagert wird, das der Winkelgeschwindigkeit oder Schwenkungsgeschwindigkeit des Flugzeuges entspricht, ist es sofort möglich, die Flugzeugschwingungen zu beherrschen und somit eine aperiodische Steuerung und äußerste Standsicherheit bei allen Wettern zu erhalten. Zu diesem Zweck ist ein Schwenkungsgeschwindigkeitskreisel vorgesehen, der aus einem elektrisch angetriebenen Läufer 184 (Fig. 2) besteht, der für gewöhnlich eine waagerechte Drehachse hat und durch innere Lagerzapfen 185 in einem Tragring 186 gelagert ist. Letzterer ist seinerseits durch äußere Lagerzapfen 187, 188 so gelagert, idaß er um eine zweite waagerechte, zur Drehachse senkrechte Achse schwingen kann. Federnde Teile, wie z. B. Federn 189, sind mit dem Lagerzapfen 187 verbunden, um die Kreiselpräzession in der in der Technik bekannten Weise auf eine Schwenkungsgeschwindigkeitsfunktion zu beschränken.
Um ein Signal zu erzeugen, das der durch den Geschwindigkeitskreisel bestimmten Schwenkungsgeschwindigkeit des Flugzeuges entspricht, ist eine induktive Übertragungsvorrichtung igo vorgesehen, die aus einem Dreiphasenständer igi und einem mit diesem induktiv verbundenen Läufer 192 besteht, der z. B. durch Leiter 193 mit der Wechselstromquelle 3o des Flugzeuges verbunden ist. Der Läufer 192 ist ferner auf dem Lagerzapfen 188 derart gelagert, daß er mit diesem eine Winkelbewegung ausführen kann, wobei der Lagerzapfern auch mit einem Zahnsektor 194 versehen ist, der mit einem Triebrad 195 kämmt, welches von einer Spindel 196 getragen wird, die einen Zeiger 197 an ihrem freien Ende trägt. Dieser Zeiger arbeitet mit einer Skala 198 zusammen, um die Schwenkungsgeschwindigkeit des Flugzeuges sichtbar anzuzeigen.
In jeder der drei Wicklungen des Ständers i91 der Übertragungsvorrichtung rgo wird eine Spannung erzeugt, die der Winkelstellung einer jeden Wicklung gegenüber dem Läufer 192 entspricht und durch Leiter z99 mit einem Dreiphasenständer Zoo einer induktiven Empfängervorrichtung 201 verbunden ist; mit welcher ein gewickelter Läufer 202 induktiv zusammenarbeitet, der von einer Welle 203 getragen wird, welche eine Winkelbewegung ausführen kann.
Wenn der Läufer 192 der Übertragungsvorrichtung eine gegebene Stellung, d. h. eine Stellung einnimmt, in weicher das Flugzeug keine Winkelgeschwindigkeit hat, so ist die elektrische Achse des Empfängerläufers 2o2 zum resultierenden Magnetfeld des Ständers Zoo senkrecht, zu welchem die Spannungen des Senderständers 191 zugeführt werden, so daß im Läufer 2o2 kein Signal induziert wird. Sobald das Flugzeug aber von seinem Kurs abweicht und somit eine Winkelgeschwindigkeit aufweist, so führt der Läufer 192 eine Winkelbewegung gegenüber dem Ständer rgr aus, wodurch in jeder Ständerwicklung eine Änderung der induzierten Spannungen entsteht, welche Änderung den Wicklungen des Ständers Zoo mitgeteilt wird, was zur Folge hat, daß die Resultierende des Magnetfeldes am Empfängerständer gegenüber dem Läufer ?02 bewegt und in diesem ein Signal induziert wird, das der Schwenkungsgeschwindigkeit des Flugzeuges entspricht.
Das im Läufer 2o2 erzeugte Signal wird durch Leiter 204 abgeführt und zu den Klemmen des Widerstandes 18r des Widerstandssatzes 2o (Fis. 4.) geleitet, um dem in der Läuferwicklung 173 der Vorrichtung 171 erzeugten Folgesignal überlagert und mit ihm durch den Leiter 183 dem Gitter 104 der Röhre los zugeführt zu werden. Auf diese Weise werden drei Signale, und zwar ein Richtungs-, ein Geschwindigkeits- und ein Folgesignal im Gitter 104 miteinander vermischt oder algebraisch addiert, um dann das Arbeiten des Induktionsmotors 1o2 zu steuern. Infolge dieser Anordnung und bei einer anfänglichen.Abweichung des Flugzeuges von einem vorgeschriebenen Kurs wirkt das Geschwindigkeitssignal in der Weise, daß es das Richtungssignal unterstützt und dem Folgesignal entgegengesetzt ist, so daß das Ruder schneller ausgeschlagen wird, als dieses mit dem Richtungssignal allein der Fall wäre, und während der Rückkehr zum Kurs wirkt das Geschwindigkeitssignal, nachdem die Winkelgeschwindigkeit des Flugzeuges jetzt die entgegengesetzte Richtung hat, dem Richtungssignal entgegen, addiert sich aber mit dem Folgesignal, so daß ein Schwingen des Flugzeuges bei der Rückkehr auf den vorgeschriebenen Kurs über diesen hinaus verhindert j wird. Dieses liegt in der Natur einer Vorsteuerung, die in der Weise wirkt, daß sie dem Ruder, wenn dieses sich der Kursstellung nähert, eine geringe Abweichung in der entgegengesetzten Richtung verleiht, wodurch eine Bremswirkung entsteht, die es zwingt, in der Kursstellung zu verbleiben. Es ist damit klar, daß die statische Ruderstellung infolge der vorbeschriebenen Anordnungen der Summe der Geschwindigkeits- und Richtungssignale algebraisch entspricht.
Durch eine passende Einstellung des Kontaktes 179 (Fis. 4) gegenüber dem Widerstand 178 des Widerstandssatzes ist es möglich, den Faktor zwischen dem Ruderwinkel und der Signalspannung nach Belieben zu ändern. Außerdem kann noch die Größe des verwendeten Geschwindigkeitssignals durch Einstellen des Kontaktes 182 gegenüber dem Widerstand 18r geändert werden. Alle diese veränderlichen Größen sind somit in demWiderstandssatz 2o vereinigt, und der Zweck der oben beschriebenen Einstellungen besteht darin, die Leistung der selbsttätigen Steuerung mit den dynamischen Merkmalen einer gegebenenFlugzeugtype derart in Einklang zu bringen, daß ein kritisches Dämpfen des Flugzeuges und der selbsttätigen Vorrichtung erreicht werden kann. Quer- und Höhenrudersteuerung Die Signale, welche zur Steuerung des Flugzeuges um seine beiden anderen Achsen, d. h. die Schräglagen und die Stampfachse, verwendet werden, werden von Aufnahmevorrichtungen mit einem künstlichen Horizontkreisel abgeleitet. Der zu diesem Zweck verwendete Horizontkreisel besteht, wie Fig. 3 am besten zeigt, aus einem elektrisch angetriebenen Läufer 2o5, dessen Drehachse für gewöhnlich lotrecht steht und der in einem Läufertraggehäuse 2o6 angeordnet ist, welches durch Lagerzapfen 207 derart gelagert ist, daß es um eine waagerechte Achse in einem Tragring 2o8 schwingen kann, der selbst durch einen äußeren Lagerzapfen 2o9 so getragen wird, daß er um eine waagerechte zur erstgenannten Achse senkrechte Achse schwingen kann. Das Instrument ist so angeordnet, daß sein äußerer Lagerzapfen 2o9 mit der Flugzeuglängsachse parallel liegt, um die Schräglagenachse hierdurch zubestimmen, während die Lagerzapfen 2o7 mit der Flugzeugquerachse parallel liegen, um die Stampfachse hierdurch zu bestimmen. Der Kreisel kann wie ein üblicher künstlicher Horizontkreisel verwendet werden, und zu diesem Zweck kann eine Horizontstange 21o vorgesehen sein, die sich gegenüber einer Maske 211 auf und ab bewegen kann, die mit der durch die Lagerzapfen 2o9 bestimmten Schräglagenachse verbunden ist. Die Stange 21o ist mit einem Hebel 212 verbunden, der bei 213 drehbar gelagert und mit einem länglichen Schlitz 214 versehen ist, mit welchem ein Stift 215 zusammenwirkt, der von einem Arm 216 getragen wird, welcher so befestigt ist, daß er mit den Stampflagerachsen 2o7 eine Winkelbewegung ausführen kann. Damit ein elektrisches, zur Steuerung der Querruderflächen 24 dienendes, dem Winkel der Flugzeugschräglage entsprechendes Signal am künstlichen Horizont erzeugt werden kann, ist eine induktive Übertragungsvorrichtung 217 vorgesehen, die aus einem Dreiphasenständer 2r8 und einem damit induktiv gekuppelten Läufer 2z9 besteht, der auf den Lagerzapfen 2o9 gelagert. ist, um eine Winkelbewegung ausführen zu können. Die Motorwicklung 219 ist mit der Wechselstromquelle3o des Flugzeuges verbunden, und bei fehlender Schräglage werden in den Ständerwicklungen Spannungen erzeugt, die von der Winkelstellung einer jeden Wicklung gegenüber dem Läufer abhängen. Der Senderständer 218 ist durch Leiter 220 mit einem Dreiphasenständer 22i einer induktiven Empfängervorrichtung 222 verbunden, mit welcher eine Läuferwicklung 223 induktiv gekuppelt ist. Die Läuferwicklung wird von einer Welle 22,4 getragen, um eine Winkelbewegung gegenüber dem Ständer 221 ausführen zu können.
Wenn keine Schräglage vorhanden ist, so nimmt die Empfängerläuferw icklung 223 eine solche normale Stellung ein, daß ihre elektrische Achse zur Resultierenden des Ständermagnetfeldes senkrecht liegt. Sobald das Flugzeug aber eine Schräglage einnimmt, führt der Senderläufer 2r9 mit dem Lagerzapfen 2o9 eine Winkelbewegung aus, wodurch in den im Ständer induzierten Spannlungen eine Änderung eintritt, die dem Empfängerständer 221 mitgeteilt wird, was zur Folge hat, daß sich das resultierende Magnetfeld am letztgenannten Ständer gegenüber dem Empfängerläufer dreht, worauf in der Läuferwicklung 223 ein der Schräglage des Flugzeuges entsprechendes Signal induziert wird. Dieses Signal wird nun durch Leiter 226 dem Widerstand 227 (Fig. 4) des Hilfsverstärkers i8 und dann dem Gitter 228 einer Vakuumröhre 229 zugeführt. Die Anode 23o dieser Röhre ist durch zwei parallele Wege mit den Gittern 231 und 232 von Röhren 233 und 234 verbunden, deren Anoden 235 und 236 durch Leiter 237 über Leiter 115, 116 mit den entgegengesetzten Enden der geteilten Sekundärwicklung 117 verbunden sind.
In jedem Anodenstromkreis sind magnetische Rückkopplungsvorr ichtungen 238 und 239 vorgesehen, die beide aus (nicht dargestellten) Weicheisenkernen bestehen, auf welchen zwei Primärwicklungen 240 und 241 aufgewickelt sind. Diese Wicklungen sind miteinander in Reihe geschaltet und durch Leiter 242, die von den Leitern i 19, 12,0 abzweigen, mit der Wechselstromquelle 3o des Flugzeuges verbunden. Sekundärwicklungen 243 und 244 sind ebenfalls vorgesehen und miteinander in Reihe und in Gegenschaltung verbunden. Von diesen Wicklungen zweigen Abführungsleitungen 245 ab, die über einen im Widerstandssatz angeordneten Umkehrschalter 246 mit der einen Phasenwicklung 247 eines Zweiphaseninduktionsmotors 248 (Fig. 3) verbunden sind, der zur Steuerung der Querruderflächen 24 vorgesehen ist.
Sättigungswicklungen 249 und 25o sind für die in der Fig. 4 gezeigten Rückkopplungsvorrichtungen vorgesehen und dienen dazu, die Drehrichtung des Motors 248 zu bestimmen. In ähnlicher Weise, wie für das erste Netzwerk beschrieben, das mit den Richtungs- und Geschwindigkeitssignalen zusammenarbeitet, erzeugt das Schräglagensignal je nach der Richtung der vom Flugzeug eingenommenen Schräglage einen pulsierenden Strom in der einen oder in der anderen der beiden Sättigungswicklungen 249 oder 25o, so daß die in der einen oder in der anderen der Sekundärwicklungen 243 oder 244 induzierten Ströme abnehmen und ein Strom in den Abführungsleitungen 245 in der einen oder in der anderen Richtung fließt, um die Phase 247 des Motors 248 zu erregen, dessen zweite Phase 251 von der Wechselstromquelle des Flugzeuges ständig erregt wird.
Wie bei der Seitenrudersteuerung ist eine Hilfskupplung 252 vorgesehen, um eine Antriebsverbindung zwischen dem Motor 248 und der Querrudersteuerwelle 253 herzustellen, die durch Seile 255 mit den Querruderflächen 24 antriebsmäßig verbunden ist. Die Kupplung 252 besteht aus zwei Kupplungshälften 256 und 257, von denen eine durch eine Untersetzung 258 mit der Querrudersteuerwelle 253 verbunden ist. Diese Untersetzung ist von derselben Art wie die oben für die Seitenrudersteuerung beschriebene und in einem feststehenden Hilfsgehäuse 259 angeordnet. Die andere Kupplungshälfte wird von einer Welle 26o getragen, die sich gegenüber einem Zahnrad 261 axial verschieben kann, welches auf dieser Welle aufgekeilt ist, um sich mit ihr zu drehen. Eine Magnetspule 262, die an einem Ende durch einen Leiter 263 geerdet und am anderen Ende durch einen Leiter 264 mit dem Schalter 92 verbunden ist, wird dann erregt, wenn der Schalter eingeschaltet ist, worauf der Magnetspulenkern 265 entgegen der Wirkung eines federnden, zwischen dem Zahnrad 261 und einem erweiterten Teil der Welle 26o angeordneten Gliedes 266 nach außen bewegt wird, um gegen die Welle 26o zu stoßen und sie nach außen zu bewegen, wodurch die von dieser Welle getragene Kupplungshälfte 256 mit der Kupplungshälfte 257 in Eingriff gebracht wird.
Um die Bewegung der Querruderflächen zu dämpfen, ist eine induktive Rückfolgevorrichtung 267 vorgesehen, die aus einem mit der Wechselstromquelle des Flugzeuges verbundenen Dreiphasenständer 268 und einer damit induktiv gekuppelten Läuferwicklung 269 besteht, die zur Ausführung einer Winkelbewegung von einer Welle 270 getragen wird, welche ein Triebrad 271 trägt, wobei zwischen dem Triebrad 271 und dem Zahnrad 261 eine Untersetzung eingeschaltet ist, so daß die Läuferwicklung 269 sofort bei Beginn der Drehung des Motors 248 aus ihrer normalen Nullstellung herausbewegt wird, worauf ein Signal in dieser Läuferwicklung induziert wird.
Das so induzierte elektrische Signal wird durch Leiter 273 einem Widerstand 274 (Fig. 4) zugeleitet, der, im Widerstandssatz angeordnet, auf der einen Seite geerdet und mit einem Schiebekontakt 275 versehen ist; dieser ist mit einem Leiter 276 bunden, so daß das Rückfolgesignal dem Schräglagensgnal im Gitter 228 der Röhre 229 überlagert wird und das Arbeiten des Motors 248 somit der algebraischen Summe der Schräglagen- und Rückfolgesignale entspricht. Durch Einstellen des Kontaktes 275 gegenüber dem Widerstand 274 läßt sich der Faktor zwischen dem Querruderwinkel und der Signalspannung nach Belieben einstellen. Der Umkehrschalter 246 ist zwischen dem Ausgang der Sekundärwicklungen der beiden magnetischen Rückkopplungsvorrichtungen und der veränderlichen Phase des Motors 248 vorgesehen, um die richtige Drehrichtung des Motors 248 von Anfang an zu bestimmen. Der Umkehrschalter 133 des ersten Netzwerkes dient zu demselben allgemeinen Zweck hinsichtlich des Seitenrudermotors io2.
Um im Kreiselhorizont ein elektrisches Signal zu erzeugen, das dem Stampfwinkel des Flugzeuges entspricht, ist eine induktive Vorrichtung 277 vorgesehen, die einen Ständer 278 hat, der zwei Wicklungen 279 und 280 trägt, die in Reihe und Gegenschaltung gewickelt und mit drei Anzapfungen bzw. Leitern 281, 282, 283 versehen sind, die mit den Klemmen der Wechselstromquelle des Flugzeuges in Verbindung stehen. Ein aus einem Weicheisenkern bestehender Läufer 28q. sitzt auf dein Lagerzapfen 207 und nimmt für gewöhnlich gegenüber deti Ständerwicklungen eine solche Stellung ein, daß die im Ständer induzierten Ströme gleich und entgegengesetzt sind, so daß die ganze Anordnung im Gleichgewicht steht. Sobald aber ein Stampfen des Flugzeuges stattfindet, bewegt sich der Schaufelläufer 284 und wird gegenüber dem Ständer verschwenkt, um die Spannungen in diesem aus dem Gleichgewicht zu bringen, wodurch im Ständer ein Signal erzeugt wird, dessen Phase sich beim Durchgang durch Null umkehrt und dadurch bestimmt wird, daß das Flugzeug entweder steigt oder sich auf den Kopf stellt.
Eine induktive Empfängervorrichtung 285 ist vorgesehen und hat einen Dreiphasenständer 286, der durch die Leiter 281, 282, 283 mit dem Senderständer 278 verbunden ist. Eine Läuferwicklung 287 ist mit dem Empfängerständer induktiv gekuppelt und so angeordnet, daß sie durch eine Welle 288 gegenüber dein Ständer verschwenkt werden kann. Beim Stampfen des Flugzeuges wird die Läuferschaufel 284 im Winkel verschoben und die Spannungen in den Senderständerwicklungen 279, 28o kommen aus dem Gleichgewicht, wodurch eine gleiche Gleichgewichtsstörung im Empfängerständer -2c86 hervorgerufen wird. Infolge dieser Gleichgewichtsstörung in den Ständerwichlungen befindet sich die elektrische Achse der Läuferwicklung 287 nicht mehr in der normalen Lage gegenüber der Resultierenden des :Magnetfeldes im Ständer, so daß in der Läuferwicklung ein Signal induziert wird, das dem Stampfen des Flugzeuges entspricht.
Das so erzeugte elektrische Signal wird durch Leiter 29o einem Widerstand -291 des Hilfsverstärkers (Fig. .I) und dann dem Gitter 292 einer Vakuumröhre 293 zugeführt, deren Platte 294 durch zwei parallele yN'ege mit den Gittern a9j und 2clü der Röhren 297 und 298 verbunden ist. Die Anoden 299 und 300 der Röhren sind durch Leiter 301 über Leiter i 15, 116 mit den entgegengesetzten Enden der geteilten Sekundärwicklung 117 verbunden. Wie bei den beiden vorhergehenden Netzwerken sind magnetische Rückkopplungsvorrichtungen 302 und 303 zwischen den einzelnen Plattenstromkreisen vorgesehen. Diese Vorrichtungen bestehen aus (nicht dargestellten) Weicheisenkernen, die je zwei Primärwicklungen 304 und 305 tragen, welche in Reihe geschaltet und mit der Wechselstromquelle des Flugzeuges durch Leiter 3o6 verbunden sind, die von den Leitern i i9, 12o der Primärwicklung i i8 des Transformators abzweigen. Sekundärwicklungen 307 und 3o8 sind auch vorgesehen und in Reihe und Gegenschaltung gewickelt sowie mit Ausgangsleitern 309 versehen, die über einen im Widerstandssatz angeordneten Umkehrschalter 310 mit der einen Phasenwicklung 311 eines ZweiphaseninduktionsmOtOrs 312 verbunden sind, der zur Steuerung der Höhenruderflächen 26 (Fig. 3) vorgesehen ist. Sättigungswicklungen 313 und 314 (Fig.4) sind für jede Rückkopplungsvorrichtung vorgesehen und dienen dazu, die Drehrichtung des Motors 312 zu bestimmen.
In ähnlicher Weise, wie oben für die Seiten- und Querrudernetzwerke beschrieben, erzeugt das Stampfsignal, je nachdem, ob das Flugzeug steigt oder sich auf den Kopf stellt, einen pulsierenden Strom in der einen oder in der anderen der Sättigungswicklungen 313 oder 31q., so daß die in der einen oder in der anderen der Sekundärwicklungen 307 oder 3o8 induzierten Ströme abnehmen und ein Strom in der einen oder in der anderen Richtung in den Abführungsleitungen 309 fließt, um die Phase 311 des Motors 312 zu erregen, dessen andere Phase 315 von der Wechselstromquelle des Flugzeuges ständig erregt wird.
Wie bei der Seiten- und Ouerrudersteuerung ist eine Hilfskupplung 316 vorgesehen, um eine Antriebsverbindung zwischen dem Motor 312 und einer Höhensteuerantriebswelle 317 herzustellen, die selbst durch Seile 319 mit den Höhensteuerflächen 26 antriebsmäßig verbunden ist. Die Kupplung 316 besteht aus zwei Kupplungshälften 320 und 321, von denen eine mit der Höhenrudersteuerwelle 317 durch eine Untersetzung 32a in Verbindung steht, die mit der für die beiden ersten Steuerachsen beschriebenen ähnlich und in einem feststehenden Hilfsgehäuse 323 angeordnet ist, während die andere von einer Welle 32.4 getragen wird, die sich gegenüber einem Zahnrad 3-25 axial verschieben kann, das auf dieser Welle so aufgekeilt ist, daß es sich mit ihr drehen kann. Eine Magnetspule 326, die an einem Ende durch einen Leiter 327 geerdet und durch einen Leiter 328 mit dem Hilfskupplungsschalter 92 verbunden ist, erhält dann Strom, wenn dieser Schalter eingeschaltet ist, worauf der Magnetspulenkern 329 entgegen der Wirkung eines federnden zwischen dem Zahnrad 325 und einem erweiterten Teil der Welle 324 angeordneten Gliedes 33o nach außen bewegt wird, uni gegen die Welle 324 zu stoßen und sie derart nach außen zu bewegen, daß die Kupplungshälfte 32o mit der Kupplungshälfte 321 in antriebsmäßigen Eingriff gebracht wird.
Um die Bewegung der Höhensteuerflächen zu dämpfen, ist eine induktive Rückfolgevorrichtung 331 vorgesehen, die einen mit der Wechselstromquelle des Flugzeuges verbundenen Dreiphasenständer 332 und eine damit induktiv gekuppelte Läuferwicklung 333 aufweist, die zwecks Ver-Schwenkung auf einer Welle 334 sitzt, welche ein Triebrad 335 trägt, wobei eine Untersetzung 336 zwischen dem Triebrad 335 und dem Zahnrad 325 eingeschaltet ist, so daß die Läuferwicklung 333 bei der Drehung des Motors 312 sofort aus ihrer normalen Nullstellung herausbewegt und ein Signal darin induziert wird.
Das so induzierte elektrische Folgesignal wird durch Leiter 337 einem Widerstand 338 (Fig.4) zugeführt, der im Widerstandssatz angeordnet und mit einem Getriebekontakt 339 versehen ist. Letzterer ist mit einem Leiter 340 verbunden, wodurch das Folgesignal dem Gitter 292 zugeführt und dort dem Stampfsignal überlagert wird. Durch Einstellen des Kontaktes 339 gegenüber dem Widerstand 338 läßt sich der geeignete Faktor zwischen dem Höhenruderwinkel und der Signalspannung leicht erreichen. Der Umkehrschalter 310 zwischen dem Ausgang der Sekundärwicklungen der beiden Rückkopplungsvorrichtungen und der veränderlichen Phase des Motors 312 dient dazu, die richtige Drehrichtung des Motors von Anfang an zu bestimmen.
Aus obigem geht hervor, daß kein Geschwindigkeitssignal den Stampf- und Schräglagensignalen überlagert wird, da dieses nicht nötig ist, nachdem die Dämpfung der Vorrichtung von selbst erfolgt. Sollte es jedoch erwünscht sein, Geschwindigkeitssignale zu verwenden, so sind Hilfsanzapfungen 341 und 342 (Fig.4) vorgesehen, um solche Signale aufzunehmen und sie den Gittern 228 und 292 der Röhren 229 und 293 zuzuführen. Außerdem ist eine Hilfsanzapfung 343 im Richtungssignalnetzwerk vorgesehen, um auf Wunsch ein Richtungssignal von einem üblichen Radiokompaß an Stelle der Aufnahmevorrichtung erhalten zu können. Dieser Ersatz eines beliebigen gewünschten Richtungssignals erfordert keine mechanischen Änderungen in der Selbststeuerung, sondern nur die Trennung des Aufnahmesignals und eine Verbindung mit dem Radiokompaß, wodurch das Signal des letzteren dem Gitter 104 der Röhre 1o5 unmittelbar zugeführt werden kann. Arbeitsweise Es kann angenommen werden, daß das Flugzeug, auf welchem die neuartige selbsttätige Steuerung angeordnet ist, auf einem waagerechten vorgeschriebenen Kurs unter der Steuerung des Flugzeugführers fliegt, und daß dieser wünscht, das Flugzeug von der selbsttätigen Steuerung steuern zu lassen, damit es selbsttätig auf dem vorgeschriebenen Kurs aufrechtgehalten wird. Wenn der Kraftschalter 94 noch nicht eingeschaltet ist, so wird er jetzt in diese Stellung gebracht, und der Hilfskupplungsschalter 92 wird ebenfalls eingeschaltet. Hierdurch wird die magnetische zwischen der induktiven Kupplungsvorrichtung 43 und der induktiven Übertragungsvorrichtung 82 angeordnete Kupplung derart betätigt, daß die Kupplungshälften 86, 87 eingerückt werden, so daß jede Bewegung der Läuferwelle 5o sofort auf die Läuferwelle 84 übertragen wird. Gleichzeitig werden die Hilfskupplungsmagnetspulen 141, 262 und 326 erregt, wodurch antriebsmäßige Verbindungen zwischen den Induktionsmotoren 102, 248 und 312 und den entsprechenden zugehörigen Steuerflächen, d. h. dem Seitenruder 22, den Querrudern 24 und den Höhenrudern 26 hergestellt werden.
Sollte das Flugzeug aus irgendeinem Grund von seinem vorgeschriebenen Kurs abweichen, so ändern sich die in der Sekundärspule 37 der Aufnahmevorrichtung induzierten Spannungen entsprechend der Größe der Kursabweichung des Flugzeuges, und die Spannungsänderung wird in den Ständerwicklungen 42 der induktiven Kupplungsvorrichtung wiederholt. Eine Änderung im resultierenden Magnetfeld des Ständers findet daher statt und bewirkt die Induktion eines elektrischen Signals innerhalb der Läuferwicklung 49. Das Läufersignal wird durch Leiter 51 dem Verstärker 16 zugeführt, worin es verstärkt und dann durch Leiter 52 der veränderlichen Phase 53 des Motors 54 zugeführt wird. Letzterer wird erregt und bringt die Läuferwicklung 49 durch die Untersetzung 6o in eine neue Nullstellung, in welcher das Signal verschwindet und der Motor 54 stromlos wird.
Die Verschwenkung der Läuferwicklung 49 von ihrer ursprünglichen Nullstellung bis zu ihrer neuen Nullstellung bewirkt eine Verschwenkung des Läufers 83 der induktiven Übertragungsvorrichtung, die in einer neuen Winkelstellung zu ihrem Ständer stillsteht, wenn die Läuferwicklung 49 ihre neue Nullstellung erreicht hat. Da die Läuferwicklung 83 sich außerhalb ihrer Nullstellung befindet, so wird in dieser Wicklung ein Signal erzeugt, das zum Hilfsverstärker 18 zugeführt, darin verstärkt und durch den Widerstandssatz 2o abgeführt wird, um die veränderliche Phase 134 des Hilfsinduktionsmotors 102 zu erregen, der die Seitenruderfläche 22 nach außen bewegt und gleichzeitig die Läuferwicklung 173 der induktiven Nachfolgevorrichtung 171 gegenüber dem zugehörigen Ständer 172 verschwenkt, wodurch ein elektrisches Folgesignal in der Läuferwicklung erzeugt und dem Verstärker 18 zugeführt wird, um dem Richtungssignal überlagert zu werden, .dessen Richtung eine entgegengesetzte ist. Sobald das Folgesignal mit dem Richtungssignal gleich, mit diesem aber entgegengesetzt ist, so steht der Induktionsmotor 102 still, wobei das Seitenruder 22 gegenüber dem Flugzeug um einen gegebenen Betrag verschoben ist. Sobald das Flugzeug zurückzuschwingen beginnt, um auf seinen Kurs zurückzukommen, nimmt das Richtungssignal an Wert ab, und das Folgesignal ist jetzt vorwiegend, so daß der Motor rot durch die Wirkung des letztgenannten Signals in entgegengesetzter Richtung läuft, um das Seitenruder 22 in die normale Stellung zurückzuführen und gleichzeitig die Läuferwicklung 173 der induktiven Folgevorrichtung in ihre Nullstellung zu bringen, worauf der Motor rot stromlos wird.
Sobald das Flugzeug von einem vorbeschriebenen Kurs abzuweichen beginnt, erfolgt eine Präzession des Geschwindigkeitskreisels 184 entgegen der nachgiebigen Wirkung der Glieder 189, um die Läuferwicklung 192 der induktiven übertragungsvorrichtung igo zu verschwenken und aus ihrer Nullstellung herauszubringen, worauf in den Wicklungen des Ständers igo eine Spannungsänderung erfolgt, die den Ständerwicklungen Zoo der Empfängervorrichtung toi mitgeteilt wird und in der Ständerwicklung 2o2 ein Signal induziert. Dieses Signal, das der Geschwindigkeit der Flugzeugschwenkung entspricht, wird dem Verstärker 18 zugeführt, dem Richtungssignal überlagert, um dieses zu unterstützen und wirkt dem Folgesignal entgegen, so daß das Seitenruder schneller nach außen ausgeschlagen wird. Der Motor io2 wirkt in der Weise, daß er den Seitenruderausschlag erhöht, bis das Folgesignal dem Richtungs- und Geschwindigkeitssignal gleich und entgegengesetzt ist, worauf der Motor io2 stromlos wird. Der Motor steht augenblicklich still, und das Geschwindigkeitssignal fällt sofort bis auf Null. Sobald das Flugzeug auf seinen Kurs zurückzukehren beginnt, nimmt der Richtungsimpuls ab, und das Folgesignal wird vorwiegend, um die Drehrichtung des Motors umzukehren, so daß das Seitenruder in seine neutrale Stellung zurückkehrt. Bei seiner Rückkehr auf seinen Kurs führt das Flugzeug eineWinkelbewegung in entgegengesetzter Richtung aus, und das infolgedessen entwickelte Geschwindigkeitssignal unterstützt jetzt das Folgesignal und wirkt dem Richtungssignal entgegen, um die Rückkehr des Seitenruders in die Mittelstellung zu beschleunigen.
Das Seitenruder kann in die Mittelstellung zurückkehren, wodurch das Folgesignal auf Null fällt, bevor das Flugzeug auf seinen vorgeschriebenen Kurs zurückgekehrt ist. Wenn das Flugzeug dann noch eine Winkelgeschwindigkeit in der Rückkehrrichtung besitzt, so läuft der Motor io2 unter dem Einfloß des Geschwindigkeitssignals allein weiter. Gleichzeitig bewegt sich jedoch die Läuferwicklung 173 der induktiven Folgevorrichtung von ihrer Nullstellung aus in der entgegengesetzten Richtung, wodurch ein Folgesignal erzeugt wird, das jetzt dem Geschwindigkeitssignal entgegengesetzt ist. Auf diese Weise wird ein Ruderausschlag in der entgegengesetzten Richtung bewirkt, bevor das Flugzeug seinen Kurs wieder erreicht. Hierdurch wird das Flugzeug gebremst und am überschwingen über seinen Kurs hinaus verhindert. Wenn das Geschwindigkeitssignal verschwindet, so wirkt das Folgesignal in der Weise, daß es das Seitenruder in seine Mittelstellung zurückführt; alsdann fällt das Folgesignal auf Null; und ein Synchronismus !, wird zwischen dem das Richtungssignal erzeugenden Mittel und dem Seitenruder aufrechterhalten, ohne daß eine unmittelbare zwangsläufige mechanische Verbindung zwischen beiden besteht.
Hinsichtlich der Stampfachse ist die Arbeitsweise @im wesentlichen die gleiche, so daß, wenn das Flugzeug bei einer vorgeschriebenen waagerechten oder schrägen Lage eine Stampfbewegung ausführt, ein dieser Bewegung entsprechendes Signal in den Ständerwicklungen 279, 280 erzeugt, durch den Läufer 287 des Empfängers wiedergegeben und dem Verstärker zugeführt wird, um den Höhenrudermotor 312 und somit die Höhenruderflächen 26 zu betätigen. Wenn der Motor 312 läuft, so wird die Läuferwicklung 333 der induktiven Nachfolgevorrichtung 331 gegenüber dem zugehörigen Ständer verschoben, wodurch ein Folgesignal erzeugt und dem Stampfsignal überlagert wird, bis es mit diesem gleich und entgegengesetzt ist, worauf der Motor stromlos wird. Sobald das Flugzeug nun in seine vorgeschriebene Lage zurückzukehren beginnt, so nimmt das Stampfsignal ab, und das Folgesignal ist jetzt vorwiegend, so daß es die Drehrichtung des Motors 312 umkehrt, bis die Höhenruderflächen 26 in die neutrale Stellung zurückgekehrt sind, in welcher das Folgesignal auf Null fällt.
. Bei einer Schräglage des Flugzeuges wird der Läufer 219 der induktiven Vorrichtung 217 verschwenkt, wodurch in der Läuferwicklung 223 des Empfängers ein dem Schräglagenwinkel des Flugzeuges entsprechendes Signal erzeugt und zum Verstärker 18 geleitet wird, um den Motor 2q.8 in Gang zu setzen, worauf die Ouerruderflächen 2¢ in der einen oder in der anderen Richtung entsprechend der Schräglagenrichtung verschwenkt werden. Wenn der Motor 248 läuft, so wird die Läuferwicklung 269 der Nachfolgevorrichtung 267 verschwenkt, wodurch ein Nachfolgesignal erzeugt und dem Schräglagensignal überlagert wird, um das Arbeiten des Motors 248 zu ändern und diesen gegebenenfalls stillzusetzen, wenn das Folgesignal mit dem Schräglagensignal gleich und entgegengesetzt ist. Sobald das Flugzeug seine Bewegung einstellt und in seine vorgeschriebene Lage zurückzukehren beginnt, nimmt das Schräglagensignal ab, und das Folgesignal wird vorwiegend und bewirkt eine Umkehrung der Drehrichtung des Motors 2.48, um die Querruder 24 in die neutrale Stellung zurückzubringen, wobei das Folgesignal auf Null fällt und der Motor2¢8 stromlos wird. Wie im Fall der Seitenrudersteuerung wird ein Synchronismus zwischen den Stampf- und Schräglagensignalteilen einerseits und den Quer- und Höhenruderflächen andererseits aufrechterhalten, ohne daß eine unmittelbare zwangsläufige mechanische Verbindung zwischen diesen Teilen besteht: Auf Wunsch kann auch für den Führer ein Notschalter q.00 vorgesehen sein, der auf dem Führersteuerrad angeordnet sein kann, so daß der Führer, wenn er die Hilfskupplungen auszuschalten wünscht, nichts anderes zu tun hat, als auf einen Knopf q.oa zu drücken, wodurch eine Spule 4o2 geerdet wird. Hierdurch wird diese Spule erregt, worauf ein Kern 4o3 nach außen bewegt wird, um den Hilfskupplungsschalter 92 auszuschalten. Sobald der Schalter 92 ausgeschaltet ist, wird die Spule 402 stromlos, wobei jedoch der Schalter 92 hierdurch nicht eingeschaltet wird, was eine unmittelbare Betätigung dieses Schalters erfordert.
Es ist nun klar, daß eine neuartige selbsttätige Steuervorrichtung geschaffen wurde, die das Flugzeug ohne Neueinstellung auf einem beliebigen magnetischen Kurs hält, es bei einer Abweichung von diesem Kurs rasch auf diesen zurückbringt, ohne Pendeln und Überschwingung, und gleichzeitig hinsichtlich des Stampfens und der Schräglage genau trimmt. Wegen der äußersten Empfindlichkeit der selbsttätigen Steuerung nach der Erfindung und wegen der Schnelligkeit, mit welcher sie selbst auf kleine Verschiebungen reagiert, sind große Bewegungen der Steuerflächen unnötig. Gleichzeitig ist die selbsttätige Steuerung imstande, das Flugzeug schwingungsfrei unter weitgehend schwankenden Wetterverhältnissen ohne Einstellung stabil zu halten.
Verschiedene Abänderungen können im Rahmen der Erfindung an der Ausführung unid Anordnung der Teile vorgenommen werden, wie solche dem Fachmann naheliegen. So ist es z. B. möglich, statt eines getrennten künstlichen Horizontkreisels als Aufnahmevorrichtung für die Stampf- und Schräglagensignale den künstlichen Horizont zu verwenden, der als Stabilisierungsmittel für die Magnetfeldaufnahmevorrichtung dient.

Claims

PATENTANSPRÜCHE: i. Vollelektrische selbsttätige Steuervorrichtung, um ein Fahrzeug um eine Achse zu steuern, die ein Bezugsinstrument enthält, das die Abweichung des Fahrzeugs von einer vorbestimmten Lage um diese Achse feststellt, und ein Ruder, um die vorgegebene Richtung des Fahrzeugs wieder herzustellen, dadurch gekennzeichnet, daß das Ruder (22, 24, 26) direkt durch einen elektrischen Hilfsmotor (1o2, 248, 312) angetrieben wird, .der durch eine in Phase und Amplitude veränderliche Impulswechselspannung gesteuert wird, und daß die veränderliche Impulsspannung von einem ersten induktiven Impulsgeber (82, 217, 277) abgeleitet wird, der eine Ausgangswechselspannung erzeugt, die in Phase und Amplitude in Übereinstimmung mit Sinn und Größe der Abweichung-des dazugehörigen Bezugsinstrumentes (TO, 2o6) übereinstimmt, und von mindestens einem zweiten induktiven Impulsgeber (171, 267, 33r), der eine Ausgangswechselspannung erzeugt, die in Phase und Amplitude in Übereinstimmung mit dem Sinn und der Winkelgröße der Drehung des Hilfsmotors (T02, 248, 312) übereinstimmt; wodurch eine vollelektrische induktive automatische Steuervorrichtung erhalten wird, die keine veränderbaren Kontakte enthält.
2. Selbsttätige Steuervorrichtung nach Anspruch i, dadurch gekennzeichnet, daß der Hilfsmotor (1o2, 248, 312) ein Induktionsmotor mit wenigstens zwei Phasen ist, davon eine feste Phase (135, 2.51, 3i5), die von einer Wechselstromquelle ständig gespeist wird, und eine veränderliche Phase (134, 247, 3I1), der die veränderlichen Impulswechselspannungen zugeführt werden.
3. Selbsttätige Steuervorrichtung nach Anspruch i, dadurch gekennzeichnet, daß der Richtungsimpulsgeber (82) über eine induktive Kopplungsvorrichtung (42) durch ein Richtungsbezugsinstrument, @z. B. einem Induktionskompaß, gesteuert wird.
4. Selbsttätige Steuervorrichtung nach Anspruch i, dadurch gekennzeichnet, daß dem Hilfsmotor (io2) ein weiterer Wechselspannungsimpuls von einem dritten induktiven Impulsgeber (igo) zugeführt wird, der eine Ausgangswechselspannung liefert, die in Phase und Amplitude mit dem Sinn und der Größe der Winkelgeschwindigkeit um eine Bezugsachse des Fahrzeugs bei Abweichung von einer vorgeschriebenen Richtung übereinstimmt, die durch ein auf die Wendegeschwindigkeit ansprechendes Instrument (184) angezeigt wird.
5. Selbsttätige Steuervorrichtung nach Anspruch i, dadurch gekennzeichnet, daß der zweite induktive Impulsgeber (172, 267, 331) vom Hilfsmotor (1o2, 248, 312) durch eine ständig bestehende mechanische Verbindung (176, 272, 336) angetrieben wird.
6. Selbsttätige Steuervorrichtung nach Anspruch i, dadurch .gekennzeichnet, daß die induktiven Impulsgeber (217, 277), die auf die Abweichung des Fahrzeugs von einer vorgegebenen Lage um die Längs- und Querachse ansprechen, von einem gemeinsamen Bezugsinstrument gesteuert werden, das aus einem Horizontkreisel (2o6) besteht, wobei- der Rotor des einen Gebers sich mit der einen Lagerachse und der andere Rotor mit der anderen Lagerachse der Kreiselaufhängung dreht.