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Höhenflugzeug mit Uberdruckkabine und automatischer Steuerung Die
Erfindung bezieht sich auf Flugzeuge mit Überdruckkabinen, die in Höhen fliegen
können, in denen der Mensch infolge des Sauerstoffmangels bewußtlos werden würde.
Wenn ein Fehler im Überdrucksystem eines solchen Flugzeuges auftritt, hängt das
Leben der Insassen vom raschen Sinken in niedrige Höhen ab, in denen die Atmungsluft
das Leben unterhält. Unter einer gewissen Höhe, die im folgenden als kritische Höhe
bezeichnet werden soll, wird die kritische Vorwärtsgeschwindigkeit VS, bei der das
Flugzeug sicher fliegt, durch seine Konstruktionsfestigkeit bestimmt. Über der kritischen
Höhe jedoch bekommen Kompressibilität und ähnliche Effekte eine vorherrschende Bedeutung,
und das Flugzeug kann nicht sicher über einer Vorwärtsgeschwindigkeit fliegen, die
einen Wert VM überschreitet, der durch die aerodynamischen Eigenschaften des Flugzeuges
bestimmt ist. Es ist wesentlich, daß das Flugzeug nicht bei einer Mach-Zahl fliegt,
die einen kritischen Wert überschreitet, der für das in Frage stehende Flugzeug
charakteristisch ist. In der kritischen Höhe sind die beiden kritischen Geschwindigkeiten
VS und VM gleich.
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Die Erfindung richtet sich auf eine selbsttätige Steuerung, die ohne
Unterstützung durch den Flugzeugführer in Betrieb gesetzt wird, wenn das Überdrucksystem
in einer gefährlichen Höhe versagt, um das Flugzeug mit einer im wesentlichen konstanten
Mach-Zahl nicht über dem kritischen Wert auf die kritische Höhe oder in die Nähe
der kritischen Höhe fallen zu lassen und darauf mit im wesentlichen konstant bleibender
Fluggeschwindigkeit nicht über dem kritischen Wert weiter sinken zu lassen, bis
eine sichere Höhe erreicht ist, d. h. eine Höhe, in
der die Besatzung
die Besinnung wieder gewinnen kann, worauf das Flugzeug in den Geradeausflug zurückkehrt.
Dort kann der Flugzeugführer aus einer vorübergehenden Bewußtlosigkeit infolge Sauerstoffmangel
wieder erwachen und die Steuerung des Flugzeuges wieder übernehmen.
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Die Erfindung ist darin zu sehen, daß ein Höhenflugzeug mit Überdruckkabine
und automatischer Steuerung mit einer bei unzulässigem Druckabfall in der Überdruckkabine
oberhalb einer kritischen Höhe ansprechenden Vorrichtung vorgesehen wird, die die
automatische Steuerung unter die Kontrolle einer Vorrichtung bringt, die das Flugzeug
mit im wesentlichen konstanter, den kritischen Wert nicht überschreitender Mach-Zahlsinken
läßt. Dieser Vorrichtung wird eine weitere Vorrichtung zugeordnet, die die automatische
Steuerung beim Erreichen oder Unterschreiten der kritischen Höhe durch eine Vorrichtung
steuern läßt, durch die die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeuges auf die im wesentlichen
konstante, den kritischen Wert nicht überschreitende, äquivalente Fluggeschwindigkeit
einregelt. Erreicht das Flugzeug schließlich die für die Besatzung sichere Flughöhe,
so wird die Steuerung durch eine weitere Vorrichtung wieder auf die automatische
Steuerung zurückgeschaltet.
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Bei einer bevorzugten Anordnung nach der Erfindung wird ein einziges
elektrisches Mach-Meter verwendet mit zwei druckempfindlichen Vorrichtungen, nämlich
einer geschwindigkeitsempfindlichen Vorrichtung, die dem dynamischen Luftdruck ausgesetzt
ist, und einer höhenempfindlichen Vorrichtung, die unter dem Einfluß des atmosphärischen
Druckes steht, mit einem Potentiometersystem mit die druckempfindlichen Vorrichtungen
betätigenden Schaltarmen, die über der kritischen Höhe mit dem Potentiometersystem
zusammenarbeiten, um das Höhenruder der Steuermaschine zu beeinflussen, wenn die
Vorrichtung in Betrieb ist, mit einem Sinksignal, das auf die Mach-Zahl anspricht,
mit einem Anschlag zum Anhalten einer weiteren Bewegung der auf die Höhe ansprechenden
druckempfindlichen Vorrichtung, wenn das Flugzeug auf oder bis in die Nähe der kritischen
Höhe gefallen ist, so daß das darauf auf das Höhensteuer übertragene Sinksignal
die entsprechende Fluggeschwindigkeit anzeigt, und mit einem automatisch wirkenden
Schalter, falls die Mach-Zahl bzw. die entsprechende Fluggeschwindigkeit den kritischen
Wert erreicht, um ein zeitweiliges Steigsignal auf die Höhensteuerung zu übertragen.
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Im folgenden sollen zwei besondere Ausführungsbeispiele nach der Erfindung
an Hand der Zeichnungen näher beschrieben werden. Diese zeigen in Fig. i eine Anzahl
von Kurven, die die Bedingungen angeben, unter denen das Flugzeug von einer gefährlichen
Höhe bei einem Fehler in der Überdruckanlage fällt, Fig.2 einen senkrechten Schnitt
durch einen Druckschalter, Fig.3 ein Schaltbild einer anderen Ausführungsform nach
der Erfindung, wobei die Figur einen Teil einer üblichen Steuerautomatik und eine
elektrische Mach-Meter-Steuerung zeigt, Fig.4 und 5 Schaltbilder des Patentiometersystems
des elektrischen Mach-Meters, Fig. 6 eine teilweise im Schnitt gezeichnete Ansicht
eines elektrischen Mach-Meters.
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In allen Figuren sind für gleiche Teile gleiche Bezugszeichen verwendet.
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In Fig. r geben die gestrichelten Linien A Linien konstanter Mach-Zahl
M wieder, wobei M = Verhältnis der wahren Fluggeschwindigkeit in einer gegebenen
Höhe zur Schallgeschwindigkeit in dieser Höhe. Die vollausgezogenen Linien B geben
Linien konstanter äquivalenter Fluggeschwindigkeit E.A.S. wieder. Die äquivalente
Fluggeschwindigkeit ist durch folgende Formel definiert: E.A.S. = wahre Fluggeschwindigkeit
wobei ß = Luftdichte bei gegebener Höhe durch Luftdichte bei Normalhöhe. Ein gegebenes
Flugzeug kann in großer Höhe nicht oberhalb einer gewissen kritischen Mach@Zahl
M fliegen. Das gleiche Flugzeug kann bei einer geringeren Höhe nicht bei einer E.A.S.
über einem gewissen kritischen Wert sicher fliegen. Die Erfindung soll im folgenden
unter der Annahme erklärt werden, daß sie auf ein. Flugzeug mit einer :kritischen
:Maeh-Zahl von o,85, wie sie durch .die Linie VM in Fig. i angedeutet ist, und mit
einer kritischen E.A.S. von 65o km/h, wie es durch die Linie VS angedeutet ist,
Anwendung findet. Die kritische Höhe für dieses Flugzeug beträgt ,demnach 72oo m
in .der international festgelegten Normalatmosphäre. Diese Flughöhe wird durch den
Schnittpunkt C der Linien VAf und Vs festgelegt.
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Wenn das Überdrucksystem z. B. in einer Höhe von 15 oöo m einen Schaden
hat, wird die Bahn des raschesten Sinkens auf die Sicherheitshöhe von 54oo m durch
die Linie D-C-Egegeben. Das später zu beschreibende Steuersystem ist demnach so
angeordnet, daß das Flugzeug bei einer Geschwindigkeit VM mit einer Mach-Zahl von
o,8:5 von 15 000 m auf :die kritische Höhe und dann mit einer E.A.S. von
65o km/h von der kritischen Höhe auf die Sicherheitshöhe fällt.
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Die Druckkabine des Flugzeuges enthält einen Druckschalter LP, der
genauer in Fig. 2 dargestellt ist und ein Gehäuse 25, einen Mikroschalter 26 und
einen Dosensatz 27 aufweist. Solange gleichmäßiger Druck in der Kabine herrscht,
wird der Dosensatz 27 von einem Mikroschalter 26 nm Abstand behalten. Bei einem
Fehler des Drucksystems in :großer Höhe dehnt sich jedoch der Dosensatz 27
aus, wobei ein Glie:cl28 am Unterteil dies Dosensatzesden Stempel 29 des Mikroschalters
herunterdrückt, so daß der Kreis zwischen den Leitungen 30 geschlossen wird.
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Die Fig. 3 und 6 zeigen eine Steuerung mit einer neuartigen Ausführungsform
eines elektrischen Mach-Meters. Diese Anlage findet für eine Steuer-# tomatik des
Geschwindigkeit-Geschwindigkeitu#Ips, d. h. für eine Anlage el Verwendung,
bei der unter der normalen Steuerung des Flugzeugführers
die Geschwindigkeit
der Weitergabe eines Steig-oder Fallsignals auf die Höhenrudersteuerung durch die
Größe der Bewegung bestimmt ist, die durch das Steuerglied des Pilotenerzeugt wird;
das elektrische Mach-Meter dient zur Steuerung der Steuerautomatik während des gesamten
Fallens auf die Sicherheitshöhe, wobei der höhenempfindliche Teil des Mach-Meters
unter der kritischen Höhe abgeschaltet wird, so daß die vom Instrument gegebenen
Signale nachher für die E.A.S. wirksam sind.
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Das elektrische Mach-Meter ist in seiner Schaltung in Fig. 3 dargestellt,
in der gewisse Teile der üblichen Steuerautomatik, die nicht zum Verständnis notwendig
sind, weggelassen. wurden. Eine Dreiphasenstromquelle ist über einen Transformator
58 an die Leitungen 59, 6o und 61 angeschaltet. Die Leitung 61 führt zur Bezugskontrollwicklung
RP des Höhenmotors PM der Steuerautomatik, und die Wicklungen 59,6o sind wechselweise
entweder durch das Flugzeugfü'hrerregelpotentiometer PCP oder durch ,das Mach-Meter-Potentiometer
MMP an die Steuerwicklung C des Höhenmotors anschaltbar. Der HöhenmotorPM steuert
die Stellung einer kippbaren Plattform, die einen Kreisel trägt. Dieser selbst steuert
das Höhenruder, so daß das Flugzeug durch den Höhenmotor auf einer bestimmten Flughöhe
gehalten wird.
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Normalerweise hält die Höhenrudersteuerung der Steuerautomatik das
Flugzeug im Geradeausflug. Der Flugzeugführer kann jedoch durch Betätigung eines
Schalters die Kontakte PCR i und PCR 2
schließen, wodurch das Potentiometer
PCP an die Zuführungsleitungen 59, 6o angeschlossen wird. Seine Höhenrnudersteuerung
ist mit einem Schaltarm 62 verbunden, und durch eine Bewegung dieses Schaltarmes
zum linken Teildes PoterntiometersPCP kann er die Wicklung C .an die Zuführungsleitung
59 anschalten. Dadurch wird. ein Sinksignal auf die Höhenrudersteuerung übertragen.
Wird auf der anderen Seite der Schaltarm 62 zum rechten. Teil des Potentiometers
PCP 'bewegt, so ist die Wicklung C an die Zuführungsleitung 6o angeschaltet, und
es wird ein Steigsignal auf die Höhenrudersteuerung übertragen.
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Nach Pig. 6 besteht das Mach-Meter aus einem Dosensatzpaar 63, 6q.,
das in den Gehäusen 65, 66 untergehracht ist. Das Innere des Gehäuses 65 wird dem
dynamischen Luftdruck durch eine Pitotverbindung 67 ausgesetzt, so d.aß der Dosensatz
63 auf die Geschwindigkeit anspricht. Das Innere des Gehäuses 66 steht unter dem-Einfluß
des Atmosphärendruckes, so daß der Dosensatz 64 auf die Höhe reagiert. Der Dasensatz
63 ist über ein Gestänge 68 mit einem Mikro-Desynngeber verbunden, der zwei Widerstände
69 (Fig. 4.) und einen Stufenschalter 70 im oberen Teil 71 des Gehäuses 65 aufweist.
Der Dosensatz 64 ist über ein Cxestänge 72 mit einem ähnlichen Mikro-Desynngeber
im oberen Teil 73 des Gehäuses 66 verbunden, der zwei Widerstände 74 (Fig. q.) und
einen Stufenschalter 75 aufweist. Der auf die Höhe ansprechende Dosensatz 64. enthält
einen Anschlug 76, der mittels eines Gewindeteils 77 einstellbar ist. Wenn das Flugzeug
eine gegebene Höhe beim Sturz erreicht hat, wird ein weiteres Zusammenfalilen.des
Dosensatzes 64 durch. den Anschlag 76 verhindert. Bei einer Herabsetzung des Druckes
in der Kabine auf einen unsicheren Wert wird, während das Flugzeug sich in einer
gefährlichen Höhe befindet, der Druckschalter LP ge-
schlossen (vgl. Fig.
3). Dadurch entsteht ein Kreis von einer Leitung 78, welcher mit der positiven Klemme
der Stromquelle veribunden ist, wenn die Steuerautomatik eingeschaltet ist, zur
Erde über ein Druckabfallrellais ZPR. Dieses Relais betätigt dann fünf Kontakte.
Durch das Schließen des Kontaktes LPR i entsteht ein Haltekreis für das Relais LPR;
das Öffnen des Kontaktes LPR 2 löst eine magnetische Sperre ML für
einen Kontakt LS' 2 eines Flughöhenschalters. Beim Schließen des Kontaktes LPR3
wird ein Umschaltrelais COR erregt. Durch d as Schließen des Kontaktes LPR
5 wird ein Relais TA zum .Schließender Motorendrossedn bis zu einer
bestimmten Stellung erregt. Beim Schließen des Kontaktes LPR7 wird ein Hauptrelais
MR über einen Steuerschalter CS erregt, der in der geschilossenen Stellung @un(ter
Federspannung steht.
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Durch das Umschaltrelais COR werden vier Kontakte betätigt. Durch
das Schließen des Kontaktes COR i wird ein Haltekreis für das Relais COR geschlossen.
Durch das Schließen des Kontaktes COR 3 wird das Mach-Meter-Potentiometer
MMP an die Steuerwicklung C ides Höhenrudermotors PM über einen normalerweise geschlossenen
Kontakt SR2 iangeschaltet, der an den Sinkteil des Potentiometers angeschaltet ist.
Durch das Schließen des Kontaktes COR 5 wird ein Relais DBA erregt, das die Sturzflugbremsklappen
od.,dgl. wirksam hält. Beim Schließen des Kontaktes COR7 wird ein Quecksilberspiegelsdhalter
MJS an die Wicklung C des Höhenrudermotors über dien Korntakt LS2 angeschaltet,
wenn dieser Kontakt geschlossen ist. Diese Verbindung ersetzt die normale- Verbindung
über den Kontakt ECRq., der jetzt offen steht. Die Zeichnung zeigt die automatische
Steuerung abgeschaltet, jedoch ist der Kontakt ECR4 bei eingeschalteter Steuerautomiatik
geöffnet.
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Die Schalher LS i und. LS2 sind Quecksilberspiegelschalter, und der
Schalter LA i macht beis ielsweise bei i° Gleitflug und LS2 bei i° Steigflug Kontakt.
Der Quecksil:berspiegelschalter MJS gibt keinen Kontakt bis beispielsweise 2° Steigung
oder Fall. Während des Fluges sind beide Kontakte LS i und LS 2 geöffnet. Der Quecksilberspiegelschalter
MJS wird nur dann in normalen Betrieb genommen, wenn vorher die Steuerautomatik
ein- . geschaltet ist. Gewiese Teile des Kreises werden annähernd um 30 Sekunden
verzögert, bevor die volle Einwirkung auf die Ruderm#asdhine#n erfolgt, und der
Höhenrwdermotor PM ist während dieses Zeitraumes labil. Dass Flugzeug wird deshalb
wäh- a rend dieses Zeitraums durch den Schalter MJS nm Waagerechtflug gehalten,
worauf sich der Kontakt ECR q. öffnet und die normale Steuerung über das Potentiometer
PCP erfolgt.
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Das Hauptrelais MR betätigt fünf Kontakte. Beirn i Schließen des Kontaktes
MR i entsteht ein Haltekreis
für das Relais :12R. Beim Öffnen eines
anderen nicht gezeichneten Kontaktes wird ein vom Piloten betätigtes Relais zum
Schließen der Kontakte PCR i und PCR 2 aus dem Kreis ausgeschaltet und so
verhindert, daß der Pilot sein Steuerpotentiometer PCP einschaltet. Durch das Schließen
des Kontaktes 1!7R3 entsteht ein Haltekreis für das Relais LPR über den normalerweise
geschlossenen Kontakt lzNTPS2 und den bereits erwähnten geschlossenen Kontakt ZPR
i. Beim Öffnen des Kontaktes 11R4 wird :die Signalleitung vom Flugzeugführersteuerpo@tentiometer
PCP abgeschaltet. Beim Schließen der Kontakte MR5 und MR7 erfolgt Stromzufuhr zum
Mach-Meter-Potentiometer MIIP.
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Das Flugzeug wird nunmehr vom -Mach--Meter gesteuert. Ein Sinksignal
wird vom linken Schalt arm 75 :des Potentiometers 1I IIP über den normalerweise
geschossenen Signalrelaisko.ntalst SR2 auf die Wicklung C des Höhenrud.ermotors
PAI aufgebracht. Die Widerstände 69 und 74 (Fig. 4) sind so angeordnet, daß sich
das Potential des li.nlsen Schaltarmes 75 umgekehrt zur Mach-Zahl ändert, so daß
die Geschwind; ;!seit, mit der das Sinksignal aufgebracht wird, mit höher werdender
Mach-Zahl langsamer wird. Als Reaktion auf das Sinlssignal wird die Kre:iselplattforrn
in :eine solche Stellung gekippt, daß das Höhenruder richtig für den Gleitflug eingestellt
wird. Wenn. .der Gleit- oder Sinkflug beginnt, schließt der Geradeausflugschalter
den Kontakt LS i.
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Der auf die Geschwindigkeit ansprechende Dosensatz 63 betätigt einen
weiteren Schaltarm 79, der sich über einen Satz von Kontakten 8o bewegt (Fig. 5).
Der auf die Höhe ansprechende Dosenratz 64 betätigt einen ähnlichen Schaltarm 81,
der über einen Satz von Kontakten 82 gleitet. jeder Kontakt 8o bedeutet einen bestimmten
Bereich der E.A.S. und jeder Kontakt 82 einen bestimmten Höhenbereich. Solange einer
der Schaltarme 79, 81 zwischen benachbarten Kontakten sitzt, sinkt das Flugzeug
weiter mit steigender -'#lach-Zahl. Bei einer bestimmten Mach-Zahl jedoch, die durch
Einstellung der Kontakte 8o bezüglich des Schaltarmes 79 veränderlich isst, bekommen
beide Schaltarme 79, 81 mit einem ihrer Kontakte 8o, 82 Kontakt. Dies führt zu einem
Schließen eines Schalters VS i (Fig. 3). Dadurch entsteht ein Kreis,
der das Signalrelais SR erregt, wodurch sich die Kontakte SR 2 öffnen und die Kontakte
SR i schließen. Dadurch wird das Sinksignal vom Höhen.rudermotor P11-1 abgeschaltet
und ein Steigsignal vom rechten Teil des Potentiometers 117111P aufgebracht. Der
Höhenrudermotor PM wird umgekehrt und das Höhenruder so eingestellt, daß .der Sinkflug
verringert wird. Sobald einer der Schaltarme 79, 81 seinen entsprechenden Kontakt
verläßt, öffnet sich der Schalter VS i wieder, und das Signalrelais
SR schaltet seine Kontakte SR i, S'R2 in die in Fi:g. 2 gezeichnete Stellung, so
daß wieder das Sinksignal aufgebracht wird. Das Flugzeug fällt somit mit einer l"lach-Zalil,
die in der Nähe der kritischen \lach-Zahl liegt.
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Erreicht das Flugzeug die kritische Höhe, so wird der Anschlag 76
(Fig. 6) wirksam, und der Schaltarm <81 (Fig. 5) bleibt auf dem richtigen Kontakt
82 Das Ilach-Meter wirkt von da an als E.A.S:-Metei und regeltden Fall über den
Schalter VS i, so da£ das Flugzeug mit einer E.A.S. weiter sinkt,
die in der Nähe der kritischen E.A.S. liegt.
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Der Gleit- und Sinkflug dauert so lange, bis das Flugzeug eine sichere
Höhe erreicht hat. Ein normaler, nicht gezeichneter Druckschalter betätigt dann
ein Relais, so daß der Kontakt NPS i geschlossen und der Kontakt NPS2 geöffnet wird.
Beim Öffnen des Kontaktes NPS2 wird das Relaiis LPR stromlos und beim Schließen
-des Kontaktes NPS i das Signalrelais SR betätigt. Dadurch wird die Stellung der
Kontakte SR i, SR? umgekehrt und ein Steigsignal auf den Höhenru.dermotor P.IVI
übertragen. Dieses Signal dauert so lange, bis der Geradeausschalter den Kontakt
LS i öffnet und ,das Steigsignal abschaltet sowie den Kontakt LS 2 schließt, .der
dann durch die Magnetsperre 117L geschlossen gehalten wird, da jetzt der Kontakt
LPR 2
geschlossen ist. Der Höhenrudermotor P162 befindet sich nunmehr in Gerad:eausflugstellung
und wird von nun ab durch den Ouecksilberspiegelschalter :1#!TS über die Kontakte
LS2 und COR7 gesteuert, um das Flugzeug im waagerechten Geradeausflug zu halten.
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Will :der Flugzeugführer die Steuerung wJe.der auf sein Steuerpotentiometer
PCP zurückstellen, dann tut er das durch Öffnen des Schalters CS, wodurch die Relais
COR und lINIR stromlos werden und die Unterbrechung im Kreis zur Betätigung der
Kontakte PCR i und PCR2 wiederhergestellt wird.
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Die Vorteile der Steuerung der Fallgeschw,indigkeit, wie sie oben
beschrieben wurde, lassen sich wie folgt zusammenfassen: a) Das Sinken während der
ersten Stufe bei kritischer Mach-Zahl .sichert :die minimalste Verzögerung verbunden
mit .der Sicherheit im Erreichen einer sicheren Höhe und erfolgt schneller als mit
Fallgeschwindigkeiten, die durch die erlaubte konstante Fluggeschwindigkeit oder
konstante erlaubte Flughöhe gesteuert werden, und stellt sicher, daß man sich die
besondere Hemmung durch die Kompressibilitätswirkungen zunutze macht.
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b) Es ist keine vorhergehende Kenntnis der Änderung der Höhen.rudertrimmung
mit Höhe und Geschwindigkeit notwendig, :da :die Steuerautomatik automatisch dafür
sorgt. Dadurch "verden die Nachteile .einer Vorrichtung beseitigt, durch die die
Höhenrudersteuerung in eine angeblich richtigeLage eingestellt wird, die jedoch
infolge der Kompressibilitätswirkungen und möglicher Beschädigung durch Feindeinwirkung
tatsächlich nicht genau ist.