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Flugzeugsteuerung mit einer Einrichtung zur Begrenzung der Bewegung
einer primären Ruderfläche Die Erfindung bezieht sich auf Einrichtungen, um dieBewegungsgeschwindigkeit
einesFlugzeuges um seine Hauptachsen zu begrenzen und dadurch übermäßige Beanspruchungen
des Flugzeuggerippes zu verhindern.
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Bai einem bekannten System werden die Grenzen der Höhensteuerbewegung
so eingestellt, da.ß nur die Änderungen der Fluggeschwindigkeit gegenüber der Luft
berücksichtigt sind. Dabei wird die Einstellung der Grenzen des Höhensteuerausschlages
notwendigerweise im Hinblick auf die während des Fluges mögliche Achterlage des
Schwerpunktes vorgenommen, weil Höhensteuerbewegungen aus der Trimmlage keine übermäßigen
Beanspruchungen hervorrufen, wenn der Schwerpunkt vorn liegt: Wenn jedoch die Höhensteuerbewegung
danach begrenzt wird, daß übermäßige Beanspruchungen bei achtern liegendem Schwerpunkt
vermieden werden, würden die bei vorn liegendem Schwerpunkt erreichbaren Belastungsfaktoren
unnötig herabgesetzt werden, wodurch der zulässige Bereich der Manövrierfähigkeit
des Flugzeuges in erheblichem Maße verringert würde.
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Das Ausmaß, in welchem ein Ruder eines Flugzeuges aus der neutralen
oder Stramlinienstellung ausgeschlagen werden kann, ahne das Flugzeug übermäßigen
mechanischen Beanspruchungen auszusetzen, welche zu einer Beschädigung des Flugzeuges
führen können:, ist von der Fluggeschwindigkeit (gegenüber der Luft) und der Schwerpunktsluge
des
Flugzeuges in bezug auf die Achse abhängig, um welche: das Ruder die Bewegung hervorruft.
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Gemäß derErfindung wird dieFlugzeugsteuerung mit einer Einrichtung
ausgestattet, um die Bewegung einer primären Ruderfläche (Höhen:ruder, Seiten- oder
Querruder) zu begrenzen, wobei die Einstellgrenzen von, dem Ausschlag einer sekundären
Ruderfläche abhängen, die mit der primären Rud rfläche verbunden ist und deren.
Ausschlag eine Funktion: der Fluggeschwindigkeit und/oder der Schwerpunktslage des
Flugzeuges ist.
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Die Winkeleinstellung dieser Trimmklappe oder Stabilisierungsfläche
ist eine Funktion: der Fluggeschwindigkeit und der Schwerpunktslage des Flugzeuges
.in bezug auf diejenige Flugzeugachse, um welche die Flugzeugbewegung durch die
Ruderfläche und die mit dieser verbundene Stabilisierungs- oder Trimmklappe gesteuert
wird. Es. sind daher Einrichtungen vorgesehen, welche entsprechend den Verstellungen
einer Trimmklappe oder Stabilisierungsfläche aus ihrer neutralen oder Stromlinienstellung
wirksam werden, um das Ausmaß zu begrenzen, bis zu welchem eine zugehörige Ruderfläche
betätigt werden. kann, wobei diese Begrenzeng sowohl von der Fluggeschwindigkeit
(gegenüber der Luft) als auch von der Schwerpunktslage des Flugzeuges abhängig ist.
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Weitere Einzelheiten und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der
folgenden Beschreibung an Hand der Zeichnung.
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Fig. i ist eine schematische Darstellung mit Schaltbild einer Flugzeugsteuerung
gemäß der Erfindung; Fig. 2 veranschaulicht Einzelheiten der Fig. i ; Fig. 3 zeigt
eine Kurvendarstellung, auf welche in der Beschreibung zur Erläuterung der Erfindung
Bezug genommen wird; Fig.4 ist eine schematische Darstellung einer Ausführungsform
der Erfindung; Fig. 5 ist eine schematische Darstellung mit Schaltbild und veranschaulicht
ein zusätzliches Merkmal, welches bei der Steuerung nach Fig. i Anwendung finden
kann.
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Die Erfindung ist anwendbar, um dem Ausschlag irgendeiner Ruderfläche
eines Flugzeuges Beschränkungen aufzuerlegen, woben eine zugehörige Trimmklappe
oder Stabilisierungsfläche benutzt wird. Beispielsweise kann die Erfindung bei dem
Höhenruder, Seiten-, Querruder od. dgl. bei Flugzeugen Anwendung finden. Die Erfindung
wird in Anwendung bei der Steuerung des Höhenruders und der zugehörigen Trimmklappe
eines mit einem automatischen Piloten ausgerüsteten Flugzeuges beschrieben.
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Mit primäre Ruderfläche soll eine Ruderfläche, z. B. ein Höhenruder
od. dgl., bezeichnet werden, während mit sekundäre Ruderfläche: eine zugehörige
Fläche, wie z. B. eine Trimmklappe od. dgl., gemeint ist.
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Ein Teil eines von Hand oder automatisch gesteuerten Flugzeuges ist
bei io in Fig. i gezeigt. Mit i i und 12 ist das Höhenruder bzw. e:ineTrimm-1 klappe
bezeichnet. Die Bewegung des Flugzeuges um seine Ouerachse wird durch die Ruderflächen
i z und 12 gesteuert. Diese Ruderflächen können durch einen automatischen Piloten
oder ein übliches von Hand bedientes Seilzuggestänge oder durch beides betätigt
werden. In Fig. i ist die von Hand zu bedienende Steuereinrichtung schematisch durch
den Block 13 angedeutet, und sie ist mit den Ruderflächen i i und 12 durch Seile
verbunden-Der automatische Pilot umfaßt einen Kreiselhorizont 14 mit e=inem Rotorgehäuse
15, welches in einem Kardanring 16 universal gelagert ist. Die Drehzapfen, durch
welche der Ring 16 in einem (nicht dargestellten) .Gehäuse gelagert ist, stellen
die Hauptachse des universal gelagerten Gehäuses 15 parallel oder zusammenfallend
mit der Längsachse des Flugzeuges ein. Die Nebenachse des Gehäuses 15 ist senkrecht
zu der Hauptachse gelagert und liegt quer zum Flugzeug. Die durch den Kreiselhorizont
14 gelieferte Bezugsgröße für die Längsneigung des Flugzeuges wird durch die Lage
des Gehäuses 15 um seine: Nebenachse bestimmt. Ein auf dieser Nebenachse
angebrachter geeigneter Geber 17 liefert ein Signal, welches ein Maß für die Abweichung
des Flugzeuges von einer bestimmten Steigungslage darstellt. Der Geber 17 besteht
aus einem gewickelten Rotor 18, der auf einer Verlängerung des Drehzapfens des Gehäuses
15 befestigt ist, und aus einem gewickelten. Stator i9, der an, dem Ring 16 befestigt
ist. Der Rotor 18 wird nach einer im folgenden beschriebenen Schaltung aus einer
Wechselstromquelle 2o gespeist.
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Der Ausgang des Gebers 17 führt zu einem Servoverstärker 21 für das
Höhenruder. In dem Eingangskreis des Verstärkers 21 liegt ein Potentiometer 22,
dessen Schleifkontakt von Hand mittels eines Knopfes 23 eingestellt werden kann.
Der i I-wpf 23 wird von dem Pilot so eingestellt, daß dasFlugzeug durch dieTätigkeit
des automatischen Piloten steigt oder niedergeht. Dem Verstärker 21 wird eine weitere
Eingangsgröße aus einem die Verschiebung des Höhenruders messenden Geber 24 i zugeführt,
dessen gewickelter Rotor auf der Ausgangswelle der Höhensteuerung für das Höhenruder
i i angeordnet ist. Die Leitung 25 verbindet das eine Ende des Stators des Gebers
17 mit dem Verstärker 21, während die Leitung 27 das andere i Ende des Gebers 17
mit dem Mittelabgriff des Potentiometers 22 verbindet. Leitungen 26 verbinden den
Stator des Gebers 24 mit dem Verstärker 21. Der Schleifkontakt des Potentiometers
22 ist durch die Leitung 28 mit der einen Klemme des i Servoverstärkers 21 verbunden..
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Ein selbstverriegelndes Relais 29 mit Druckknöpfen für Auslösung und
Einstellen ist in Reihe mit Begrenzungsschaltern 32, 33 geschaltet, um die Erregung
von Kupplungen auf den, Abtriehswellen i der Servomotoren für Höhenruder und Trimmklappe
zu überwachen. Wenn also der Flugzeugfülirer den automatischen Piloten einschalten
will, schließt er das Relais 29, welches sich selbsttätig verriegelt, und, wenn
ein Grenzzustand erreicht i; wird, welcher das öffnen des einen oder anderen
Begrenzungsschalters
bcw irkt, öffnet dieses Relais, wodurch der automatische Pilot unwirksam gemacht
wird. Die Leitungen 30 und 31 verbinden die Stromquelle 2o mit den
Gebern. 17 und 24, dem Verstärker 21 und Potentiometer 22. Die Sehalter 32 und 33
liegen in Reihe in dem Stromkreis, durch welchen der automatische Pilot außer Betrieb
gesetzt wird.
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Der Ausgang des Verstärkers 21 führt zu einem Ward-Leonard-Motor-Generator-Aggregat
über Leitungen 34, 35, die mit der Feldwicklung des Gleichstromgenerators 36 verbunden
sind. Der Ankerkreis dieses Generators speist den Anker eines Servomotors 37 über
Leitungen 38, 39. Die. Feldwicklung des Servomotors 37 wird über Leitungen 41, 42
aus einer Batterie 4o gespeist. DerGenerator 36 wird durch einen mit konstanter
Drehzahl laufenden Motor 43 angetrieben, welcher aus der Quelle 40 gespeist wird.
Der Servomotor 37 ist durch die Welle 44, Trommel 45 und den Seilzug 46 mit dem
Höhenruder i i verbunden. Der ServomOtOr 37 versetzt die Welle 44 entsprechend dem
an dem Verstärker 21 zugeführten WechseIstromsignal in Umdrehung. Das aus dem Geber
24 entnommene Rückführungssigna.1 wird in den Verstärker 21 in Opposition zu dem
Eingangssignal zugeführt, das von dem Geber 17 oder Potentiometer 22 kommt.
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Die Trimmklappe 12 wird durch einen Servomotor 47 über eine Welle
48, Trommel 49 und einen Seilzug 5o verstellt. Die Feldwicklung des Servomotors
47 ist parallel an die Leitungen 38, 39 des Ankerkreises des Servomotors 37 über
Leitungen 51, 52 angeschlossen. Der Anker des Servomotors 47 wird aus einer Batterie
53 konstant erregt. Eine zweite Feldwicklung dient zur Dämpfung und Begrenzung der
Arbeitsgeschwindigkeit des Servomotors 47. Ein Reihenwiderstand ist vorgesehen,
um den Ankerstrom des Servomotors 47 im weseDtlichen konstant zu halten.
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Der Servomotor 37 für das Höhenruder i i und der Servomotor 47 für
die Trimmklappe 12 werden beide durch dasselbe Korrektionssignal betätigt. Die Steuerung
ist jedoch so abgestimmt, daß der Servomotor 37 arbeitet, um kurzzeitig vorübergehende
Fehler zu korrigieren, wie sie z. B. durch wechselnde Böen verursacht werden, und
da,ß der Servomotor 47 arbeitet, um bleibende oder langdauernde Fehler zu korrigieren,
wie sie durch eine dauernde Verschiebung in der Belastung des Flugzeuges hervorgebracht
werden können. Die Ansprechcharakteristik der Steuerung für den Servomotor 47 ist
langsamer als diejenige des Motors 37.
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Elektromagnetische Kupplungen 8 und 9 verbinden den Servomotor 37
mit der Ruderfläche i i bzw. den Servomotor 47 mit der Ruderfläche 12, wenn das
Relais 29 geschlossen ist; die Einschaltung der Kupplungen aus den Leitungen 30,
31 wird, wie dargestellt, durch die Schalter 32, 33 und das Relais 29 überwacht.
Bei geöffnetem Relais 29 sind die Ruderflächen i i und 12 durch die betreffenden
Kupplungen von dem Servomotor 37 bzw. 47 abgeschaltet, so daß der automatische Pilot
unwirksam gemacht ist.
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Gemäß der Erfindung wird der zulässige Bereich, in welchem das Höhenruder
aus einer neutralen oder Stromlinienstellung verschoben werden kann, gemäß der Trimmstellung
des Höhenruders bei geradem, unbeschleunigten Flug eingestellt. Die letztere Stellung
ist abhängig von der Schwerpunktslage und der Fluggeschwindigkeit des Flugzeuges.
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Fig. 3 ist eine graphische Darstellung, in welcher die Ordinaten die
positiven und negativen, d. h. die Abwärts- und Aufwärtsausschläge des Höhenruders
aus einer neutralen Stellung wiedergeben. Wenn diese Ausschläge aus einer Trimmstellung
gemessen werden, d. 'h. aus einer Stellung, in welcher keine Belastung auf den Steuerknüppel
einwirkt, um einen geraden und ebenen Flug aufrechtzuerhalten, dann werden die konvergierenden
Linien 55, 56 in bezug auf die Abszissen unsymmetrisch liegen. Die Abszissen der
gezeichneten Kurven stellen den positiven und negativen, d. h. den dem aufsteigenden
und absteigenden Flugzeug entsprechenden Ausschlagwinkel der Trimmklappe aus der
dem Punkt 54 entsprechenden Stellung dar. Die Linien 55, 56 geben den größten Ausschlag
der Höhenruderfläche i i wieder. Die Linien 57, 58 bezeichnen den besonderen Bereich
der Höhenruderausschlaggrenzen, welcher für ein bestimmtes Flugzeug zugelassen ist
und einen Sicherheitsfaktor berücksichtigt, bevor die Abschalteinrichtung betätigt
wird. In Fig. 3 bewegt sich der Punkt 54 nach rechts, wenn der Schwerpunkt sich
in dem Flugzeug weiter nach achtern bewegt und/oder wenn die Fluggeschwindigkeit
zunimmt. Hingegen bewegt sich der Punkt 54 nach links, wenn der Schwerpunkt sich
nach vorwärts verschiebt und/oder wenn die Fluggeschwindigkeit abnimmt. Aus Fig.
3 ist zu entnehmen, daß der Bereich des zugelassenen Höhenruderausschlages abnimmt
bzw. zunimmt, wenn der Punkt 54 sich nach rechts bzw. links verschiebt.
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Die Bewegungen der Ruderflächen i i und 12 werden durch die Welle
44, Trommel 45 und den Seilzug 46 bzw. die Welle 48, Trommel 49, den Seilzug 5o
gemessen. Diese Messungen werden durch zwei mechanische Differentialgetriebe 59
und 6o kombiniert. Das Eingängszahnrad 61 für das Differential 59 und das Eingangszahnrad
62 für das Differential 6o bewegen sich zusammen in derselben Drehrichtung bei einer
bestimmten. Be-,vegung der Ruderfläche, i i. Das Eingangszahnrad 63 für das Differential
59 und das Eingangszahnrad 64 für das Differential 6o bewegen sich zusammen in der
entgegengesetzten Drehrichtung bei einer bestimmten Bewegung der Ruderfläche 12.
Zu dem Differential 59 gehört ein Nocken 65 mit einern Vorsprung 66 (Fig. 2), welcher
ein Steuerglied 67 betätigt, um den Schalter 32 zu öffnen und den automatischen
Piloten unwirksam zu machen. Zu dem Differential 6o gehört ein Nocken 68 mit einem
Vorsprung 69, welcher ein Steuerglied 70 betätigt, um den Schalter 33 zu
öffnen.
Die relativen Bewegungen der Ausgangsglieder der Differentiale
sind in Fig. 2 veranschaulicht. Die Ausgangsbewegung des Differentials
59 ist die Summe der positiven Bewegung der primären Ruderfläche und der
negativen. Bewegung der sekundären Ruderfläche. Die: Ausgangsbewegung des Differentials
6o ist die Summe- der negativen Bewegung der primären Ruderfläche und der positiven
Bewegung der. sekundären. Ruderfläche. Für eine bestimmte Sehwerpunktslage und Fluggeschwindigkeit
begrenzt die den Schalter 32 betätigende Nackensteuerung den Höhenruderausschlag
auf den Bereich rechts von dem Punkt 54 in Fig. 3. Der Schalter 33 begrenzt den
Höhenruderausschlag auf den Bereich links von dem Punkt 54 in Fig. 3.
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Punkt 54 in Fig. 3 ändert seine Lage in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit
und/oder der Scbwerpunktslage des Flugzeuges. Bei einem achtern liegenden Schwerpunkt
und. hoher Fluggeschwindigkeit muß, um das Flugzeug in. geradem Flug zu halten,
die Trimmklappe negativ (Flugzeugspitze abwärts) eingestellt werden,. um das Höhenruder
positiv zu machen. Wie in Fig. 3 gezeigt, wird der zugelassene Bewegungsbereich
des Höhenruders unter solchen Umständen eingeschränkt. In ähnlicher Weise wird,
wenn der Schwerpunkt vorn liegt und die Fluggeschwindigkeit geringer ist, der zugelassene
Bewegungsbereich des Höhenruders vergrößert. Die Getriebeübersetzungen zwischen
den Ruderflächen ii und 12 und den Differentialen 59 bzw. 6o werden so gewählt,
da,ß die für ein bestimmtes Flugzeug geeignete Regelung erzielt wird.
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Bei der in Fig. q. gezeigten Ausführungsform um-Eaßt die Ausschalteinrichtung
einen einzigen, normalerweise geschlossenen Ein-Aus-Schalter 71 an Stelle der Schalter
32 und 33. Bei dieser Anordnung kann das hervorstehende Betätigungselement für den
Schalter die abgeschrägte Kante einer feststehenden Nockenfläche in einem feststehenden
Nockenblock 72 berühren. Die vorgesehene Nockenfläche hat die Gestalt der Linien
57, 58 in Fig. 3, welche die Grenzen des Höhenrud.erausschla.ges festlegen. Das
den Schalter betätigende Element 73 iffnet den Schalter 71 nur bei Berührung mit
der a.bgeschrägten Fläche des festen Nockens. Ein Vor-@prung 75, welcher von: dem
Schalterkörper 71 her--orsteht, verschiebt das Betätigungselement 73 des Schalters
71 in bezug auf die N:TOcke:nflächen 74 des Blockes 72. Die Lage des Vorsprunges
75 wird Lurch die veränderlichen Eingangsfaktoren der iombinationse:inrichtung bestimmt,
von denen der ine sich durch den vertikal bewegenden Schieber 6 ergibt, welcher
über ein Zahnstangengetriebe an der Welle LW. des Höhe:nruderantriebes anetrieben
wird. Der andere Eingangsfaktor ergibt ich durch den horizontal beweglichen Schieber
77, ,#elcher von der Trimmklappenwelle 4.8 über ein ;ahnstangengetriebe und ein
untersetzendes Ge--iebe angetrieben wird.
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Der Schieber 76 hat einen horizontalen Schlitz, i welchen der Vorsprung
75 eingreift; der Schieber 77 hat einen vertikalen Schlitz, in welchen ebenfalls
der Vorsprung - 75 eingreift. Beide Schieber kombinieren die Bewegungen der Ruderflächen
ii und 12, um die relative Stellung des Betätigungselementes 73 und der begrenzenden
Nockenfläche 74 festzulegen. Bei der in. Fig, q. gezeigten Lage der Teile sind die
Grenzen des Höhenruderweges durch die; Punkte auf der Nockenfläche 74. bestimmt.
Bewegungen des Höhenruders innerhalb dieser Grenzen, entsprechend der vertikalen
Bewegung des Vorsprunges 75 in, dem Schlitz des Schiebers 77, werden zugelassen,
ohne den automatischen Piloten, auszuschalten. Wenn sich die Stellung des horizontalen
Schiebers 77 ändert, wird auch der zugelassene Betätigungsbereich des Höhenruders
automatisch in Abhängigkeit von der Geschwindigkeit und der Schwerpunktslage des
Flugzeuges verstellt.
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Fig. 5 zeigt ein Anzeigegerät, welches mit oder ohne automatischem
Piloten benutzt werden kann. Das Anzeigegerät 78 kann ein übliches Gleichstromgalvanometer
sein, welches aus einer die Impedanz 79 und zwei Potentiometer ßo, 81 umfassenden
Brückenanordnung gespeist wird. Die Brücke wird aus einer Batterie 82 mit Strom
versorgt. Der Schleifkontakt 83 des Potentiameters 8o wird durch die Welle 85 eingestellt,
die von dem Ausgang des Differentials 59 (Fig. i) angetrieben wird. Der Schleifkontakt
84 des Potentiometers 81 wird durch die Welle 86 eingestellt, welche von dem Ausgang
des Differentials 6o angetrieben wird. Die Skala des Anzeigegerätes 78 kann in Prozenten
des zulässigen Höhenruderausschlages geeicht werden. Durch Beobachtung des Anzeigegerätes
kann sich dann der Flugzeugführer vergewissern, bis zu welchem Ausmaß die Betätigung
des Höhenruders zulässig ist, wenn, das Flugzeug durch die Handsteuereinrichtung
13 von Hand gesteuert wird. Die Ablesung des Zeigerausschlages an der Skala entspricht
dem, was sich ergeben würde, wenn der Flugzeugführer in der Lage wäre, die Stellung
des Vorsprunges 75 in bezug auf die Nockenflächen 7.4 in Fig. .4 zu beobachten..