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Automatische Flugzeugsteuerung Die Erfindung betrifft eine automatische
Flugzeugsteuerung, bei welcher die Einstellung der Flugzeuglage von einem Kreisellot
abhängig ist. Der Hauptzweck der Erfindung ist die Ausbildung einer Einrichtung,
die automatisch ,den Angriffswinkel an dem Flugzeug vergrößert, wenn es in quer
geneigter Lage Wendungen ausführt, damit der senkrechte Auftrieb konstant und gleich
dem Gesamtgewicht des Flugzeuges bleibt, so d@aß dieses nicht an Höhe verliert,
wenn es in quer geneigter Lage eine Kurve fliegt.
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Die gemäß der Erfindung ausgebildete Flugzeugsteue@rung kennzeichnet
sich dadurch, .daß ,ein primäres Steuersignal erzeugt und einer das Höhensteuer
verstellenden Servoeinricbtu:ng zugeführt wird, uni, während das Flugzeug ohne Seitenneigung
mit gleichmäßiger Geschwindigkeit relativ zur Luft fliegt, den Angriffswinkel der
Flügel zur Luft festzulegen, und daß das primäre Steuersignal, wenn das Flugzeug
zur Ausführung einer Wendung seitlich geneigt wird, um eine von dem Seitenneigungswinkel
abhängige Größe geändert wird, so daß durch Aufrichten des Flugzeuges der Angriffswinkel
der Flügel auf einen solchen Wert vergrößert wird, daß die Vertikalkomponente des
auf das seitlich geneigte Flugzeug einwirkenden Auftriebes im wesentlichen. gleich
dem Auftrieb gehalten wird, der vorher während des Fluges ohne Seitenneigung eingewirkt
hat.
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In der Zeichnung sind mehrere Ausführungsformen der Erfindung beispielsweise
dargestellt, und zwar zeigt Fig. r einen Schnitt durch einen Flugzeugflügel im Fluge;
Fig.
2 ist eine Seitenansicht eines Flugzeuges mit einer schematischen Darstellung eines
Vertikalkreises der üblichen Art, aber in größerem Maßstabe als das Flugzeug; Fig.
3 ist eine Seitenansicht eines Flugzeuges mit einer ähnlichen schematischenDarstellung
eines Vertikalkreisels nach der Erfindung; Fig. q. ist eine schematische Darstellung
der vollständigen Kreiselsteuerung nach einer Ausführungsform der Erfindung; Fig.
5 veranschaulicht schematisch das Prinzip einer Form der Erfindung; Fig. 6 zeigt
in schematischer Form eine Anordnung der Erfindung, bei der der Auftrieb durch Beanspruchungsmeßgeräte
angezeigt wird; , .
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Fig. 7 zeigt einen teilweisen Schnitt durch einen Flügel mit Beanspruchungsmessern;
Fig.8 zeigt schematisch eine andere Ausführungsform der Erfindung, ' bei welcher
der senkrechte Auftrieb durch einen Beschleunigungsmesser gemessen wird, der durch
den Kreisel stabilisiert wird.
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In Fig. r ist AB die Profilsehne des Flügels r, und CO ist
die Richtung, in. der der Wind wirkt. Die Sehne AB ist nicht die geometrische
Sehne des Profils, sondern ist eine gedachte Linie, die so in dem Flügel festgelegt
ist, daß sie der wirksamen Windrichtung parallel ist, wenn der Auftrieb Null ist.
Dann ist AOC :der Winkel, .der weiter unten als Angriffswinkel bezeichnet ist, und
der Auftrieb des Flügels ist proportional dem so ,definierten Angriffswinkel. Die
Auftriebsrichtung ' des Flügels wird durch OZdargestellt, welche Linie sowohl zur
wirksamen Windrichtung als auch zur Flügellänge senkrecht steht, so daß, im Falle
.das Flugzeug eine konstante Höhenlage beibehalten soll, die Vertikalkomponente
des Auftriebes genau dem Gesamtgewicht des Flugzeuges gleich sein. ruß.
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Wenn die Fluggeschwindigkeit einen konstanten Wert beibehält, dann
ist der Gesamtauftrieb proportional dem Angriffswinkel. Wenn jedoch der Angriffswinkel
gleichfalls konstant gehalten wird, dann wird .die senkrechte Komponente des Auftriebes
kleiner, sobald das Flugzeug rollt oder sich während des Fluges quer neigt. Wenn
sich das Flugzeug z. B. um go° nach der Seite neigt, so d'aß die Flügel aus der
normalen horizontalen in, eine vertikale Lage übergehen, dann verringert sich die
Vertikalkomponente des Auftriebes auf Null, oder, um ein anderes Beispiel zu wählen,
wenn das Flugzeug sich um 6o° seitlich neigt, .darin ist die Vertikalkomponente
des Auftriebes nur die Hälfte des Gesamtauftriebes senkrecht zur Flügelspannweite.
Wenn daher der Gesamtauftrieb verdoppelt würde, sobald sich ,die Maschine um 6o°
zur Seite neigt, etwa bei Verdoppelung des Angriffswinkels, dann würde der senkrechte
Auftrieb der gleiche bleiben wie zuvor, und zwar gleich dem Gewicht des beladenen
Flugzeuges, und die Maschine würde während einer Wendung -in quer geneigter Lage
nicht an Höhe verlieren. Da der Auftrieb bei konstanter Luftgeschwindigkeit proportional.
dem Angriffswinkel ist, so ist dieses erwünschte Ergebnis erreichbar, indem die
gewöhnliche selbsttätige Drosselregulierung benutzt wird, um die Luftgeschwindigkeit
konstant zu halten, intdem jedoch der Angriffswinkel verdoppelt wird, wenn das Flugzeug-
wie :in .diesem Beispiel sich um 6o" seitlich neigt. Ganz allgemein gesagt, diese
Form der Erfindung umfaßt eine Methode, um automatisch den normalen Angriffswinkel
für Flug in gleichbleibender Höhe im Verhältnis des Sekans des Querneigungswinkels
zu vergrößern.
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Fig. 2 zeugt die Seitenansicht eines Flugzeuges im normalen Flug mit
einem typischen KreiselstabilisierungsgeTät bekannter Art, welches die Flughöhe
mittels Selbststeuergerätes reguliert. Das Kreiselgerät ist in vergrößertem Maßstabe
gezeichnet, und zwar außerhalb über dem Flugzeugkörper, um das Grundsätzliche besser
zu veranschaulichen. Das Kreiselhorizontgerät besteht aus einem Rotor, der mit hoher
Geschwindigkeit innerhalb des Gehäuses :2 um eine senkrechte Achse rotiert. Das
Gehäuse ist so gelagert, daß es um eine Waagerechte sich drehen kann, und zwar um
die Querachse 3¢ im Kardanring 36, der seinerseits drehbar bei 35, 35 um eine waagerechte
Achse gelagert ist, die vorn und hinten im Rahmen 7, 7 gelagert ist, der starr am
Flugzeug angeordnet ist. Das Kreiselgerät ist direkt oder indirekt durch eine der
Gravitation, unterliegende Vorrichtung beeinfiußt, um seine Achse in genau senkrechter
Lage zu halten, ungeachtet der Bewegung des Flugzeuges. Eine Übertragungseinrichtung
ist an den Drehpunkten 34 vorgesehen, so daß jede Neigung des Flugzeuges und damit
des Kardanrimges 36 um die Achse 34 einen Impuls an das Selbststeuergerät überträgt
und damit eine Änderung des Einfallswinkels veranlaßt, durch die der horizontale
Flug der Maschine wieder hergestellt wird. Mehrere Arten solcher .durch. Gravitation
beeinflußter Einrichtungen und Übertragungsvorrichtungen sind allgemein bekannt,
wie auch Methoden, um den übermittelten Impuls zur Betätigung der Flugzeugsteuervorrichtungen.
zu benutzen.
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Bisher war es üblich, wenn. solch ein Apparat im Flugzeug montiert
wurde, mit großer Sorgfalt .darauf zu achten, daß die äußere Kardanachsc 35, 35
während geraden Fluges horizontal war. Erfindungsgemäß jedoch wird der Rahmen 7,
7 so konstruiert und montiert, daß die äußere Kardanachse 35, 35 parallel liegt
zur Nullauftriebssehne AB des Flügels, wie in Fig. 3 dargestellt. Da der
Angriffswinkel definiert ist als der Winkel zwischen dieser Sehne und der zur Wirkung
@ gelangenden Windrichtung, so folgt daraus, daß bei Flug in gleichbleibender Höhe
die Achse 35, 35 im Winkel steht zur Richtung des zur Wirkung kommenden Windes,
und zwar ist dieser Winkel gleich dem Angriffswinket.
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Fig. ¢ ist eine schematische Veranschaulichung des vollständigen Kreiselselbststeuergerätes
nach der Erfindung. In dieser Figur ist die Azimut- oder Kompaßvorrichtung .zur
Kontrolle der Steuereinrichtung des Flugzeuges in der üblichen Form als Richtungskreiselgerät
12 dargestellt, welches
das Seitenruder 3 ,durch eine übertragungsvorrichtung
4 steuert in Verbindung mit einem Verstärker 5 und einem Servomotor 6. Steuerung
des Kurses von Hand wird mittels des Knopfes io bewirkt, welcher den Körper des
Drehfeldübertragers 8 dreht, um so die Handsteuerung der automatischen Steuerung
zu überlagern.
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Die Höhenregulierung um die beiden, horizontalen Achsen des Flugzeuges
wird .durch den Vertikalkreisel i4,au!sgeübt, der bereits beschrieben wurde. Wie
aus Fig. 4 hervorgeht, befindet sich der Rotor im Gehäuse 2, welches sich um die
horizontale Querachse 34 im Kardanring 36 drehen kann. Der Kardanring selbst ist
drehbar um die von vorn nach hinten laufende Achse 35, 35 gelagert. Achse 35 ist
nach vorn aufwärts schräg gestellt, so d@aß sie .der Nul.lauftriebsehne des Flugzeugflügels
parallel liegt. Wenn das Flugzeug rollt, wird die Winkelrelativbewegung des Kardanringes
36 um Achse 35, 35 zum Querruderkontrollverstärker 24 durch das Sendegerät 25 übermittelt,
welches als Telegon-Gerät ausgeführt ist, in welchem alle Windungen feststehen und
nur die Weicheisenarmatur 2i innerhalb der feststehenden Windung 22 rotiert. Ein
ähnliches Sendegerät 23, das durch den Knopf 27 reguliert wird, wird für die Handkontrolle
des Querneigungswinkels benutzt.
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Die Ausgangsspannung des Sendegerätes 23 wird in den Quersteuerimpulsverstärker
24 geleitet, in Reihe geschaltet mitderentgegengesetzt gerichteten Spannung, die
von dem Geber 25 auf der Rollachse des Kreisellotes ausgesendet wird. Verstärker
24. erregt den Querruderservomotor 15, der die Querruder 18, i g betätigt.
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Längsneigungsbewe,gungen des Flugzeuges verursachen Relativbewegungen
zwischen dem Kreiselgehäuse 2 und dem Kardanring 36 um die Querachse 34. Ein ähnlicher
Sender 32 für die Übertragung der Neigung ist auf dem Kard@anring 36 angeordnet
und wird von der Querachse 34 durch Zahnsektor 33 angetrieben. Der Sendestrom dieses
Gerätes geht durch den Höhensteuerimpulsverstä.rker 28 zum Servomotor 16, der die
Höhenruder 2g betätigt. Handbetätigung dieser Höhensteuerung wird durch den Knopf
81 bewirkt, welcher den Sender 31 betätigt und dessen Impuls demjenigen des Senders
32 im Verstärker 28 überlagert.
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Wenn, ein Flugzeug von der waagerechten Lage in eine quer geneigte
Lage übergeht oder rollt, dann liegt die Drehachse in der wirksamen Windrichtung.
Wenn demnach in Fig. 5 AD die wirksame Windrichtung ist, CD die Richtung
der äußeren Kardanachse 35, 35 des Vertikalkreisels i4 in Fig. 4, dann ist CDA der
Angriffswinkel. Das Flugzeug rollt, wenn es in die quer geneigte Lage geht,
um AD als Achse, und die Achse CD, die im Flugzeug festliegt, beschreibt
eine kegeliige Bahn., während der Punkt C auf der Kardanachse sich über einten Kreiselabschnitt
bewegt, etwa von C bis C, wobei CAC' gleich B, dem Querneigungswinkel
ist. Während dieses Vorgangs bleibt die Querzapfenachse 34 im Kardanring 36 (Fis.
4) genau waagerecht, jedoch bewegt sich das Vorderende dex Kard,anachse 35, 35 abwärts
von C nach C in Fig.5, und die Überhöhung des vorderen Endes über die Linie
des wirksamen Windes hat sich vom AC zu A'C' verringert, da die Linie
AA' in bezug auf die horizontal ist. Um in diese Lage zu kommen, muß
der Kardanring 36 um die Achse3.4 im stabilisiertenKreisel,gehäuse2 rotieren, und
obwohl tatsächlich die Bewegung eine reine Rollbewegung sein kann, läßt das Sendegerät
32 einen Impuls an. den Höhensteuerimpulsverstärker gelangen, als ob das Flugzeug
mit ,dem Vorderende nach unten gerichtet flöge. Das Selbststeuergerät stellt dann
automatisch das Höhenruder 29 so ein, daß der Angriffswinkel größer wird und Punkt
C
in Fig. 5 sich radial nach außen nach C" bewegt, das in der gleichen Höhe
über AA' ist wie C. Mit anderen Worten, der Angriffswinkel und demgemäß der Gesamtauftrieb
in der Richtung senkrecht zur Flügelspannweite vergrößert sich von AC
zu AC", d. h. von AC nach AC - sec B. Die senkrechte Auftriebskomponente
bleibt für alle Querneigungswinkel jedoch gleich der ursprünglichen Vertikalkomponente,
und das Flugzeug wird sich weder mit der Spitze nach unten senken, noch bei quer
geneigtem Flug an Höhe verlieren, was es sonst bei jedem bisher existierenden Kreiselhorizont,
wie er in Fig. 2 als typisch dargestellt ist, getan haben würde.
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Fig.5 gibt eine allgemeine Erklärung der Wirkung der Erfindung. Um
ganz .genau zu sein, müßten ,das Dreieck ACC" und andere Teile der Figur auf einer
Kugelfläche mit .dem Mittelpunkt bei D liegen. Bei kleinen Werten des Angriffswinkels
ADC, wie sie in, der Praxis vorkommen., ist jedoch das Ergebnis, das man von einem
ebenen Dreieck bekommt, -genau .genug.
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Gemäß der bisher beschriebenen Ausführungsform ider Erfindung ist
der Zuwachs an Gesamtauftrieb direkt abhängig gemacht vom Querneigungswinkel des
Flugzeuges, gemessen mit dem Vertikalkreisel, und der Gesamtauftrieb ist soweit
verstärkt, .daß die senkrechte Auftriebskomponente dieselbe Größe hat wie zuvor.
Das gleiche Ergebnis könnte man erhalten, wenn man den. Wechsel im tatsächlichen
senkrechten Auftrieb mißt, was man erzielen kann entweder durch Meßgeräte für die
Beanspruchungen der Flügel oder durch einen Beschleun.igungsmesser im Flugzeug.
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Die Miethode der Anwendung der Erfindung in Verbindung mit einer Messung
des Gesamtauftriebes durch die Beanspruchung der Flügel ist in Fig.6 dargestellt.
Man kann irgendein. Spannungsmeßgerät für diesen Zweck benutzen. Vorzugsweise wind
jedoch ein Gerät benutzt, bei welchem ein durchweg starrer Draht aus einem elektrisch
leitenden Material in. seiner ganzen wirksamen Länge mit der Oberfläche des Sparmungsgliedes
so verbunden ist, daß seine Länge und sein elektrischer Widerstand im Verhältnis
der Spannung sich ändern. Spannungsmeßgeräte dieser Art sind in der USA.-Patentschrift
2 334 843 beschrieben.
In Fig. 7 sind vier Spannungsmeßgeräte 50,
5 r, 52 und 53 dargestellt, welche am Flügelholm 54 so angebracht sind, daß, wenn
der Flügel belastet ist, die Geräte 50 und 5, unter Druck und 52 und
53 unter Zug stehen. Die vier Geräte sind in einem Wheatston eschen Brückenkreis
geschaltet (Fig. 6), wobei die Diagonale mit Wechselstrom von einer Stromquelle
gespeist wird, angedeutet bei 55. Die ausgehende Spannung V ist dann proportional
dem gesamten Auftrieb. Diese Spannung TI wird durch Leitungen dem Verstärker 62
zugeführt, .dessen abgegebene Wechselspannung V2 größer ist als Toi, aber immer
proportional dem Gesamtauftrieb. Ein Voltmeter oder eine andere Spannungsanzeigevorrichtung
63 kann angeschlossen werden, um -,dem Flugzeugführer eine sichtbare Anzeige des
Gesamtauftriebes zu geben. Die ausgehende Spannung V2 des Verstärkers 62 erregt
eine Windung des Impulsgebers 64, der auf der von vorn nach hinten gehenden Achse
68, 68 des Kardanringes 70 des Vertikalkreisels 69 montiert ist. Dieser entspricht
dem Vertikalkreisel 14 nach Fg. 4, jedoch ist die Achse 68, 68 in .diesem Falle
so angeordnet, daß sie bei normalem waagerechtem Flug auch waagerecht liegt. Der
Impulsgeber 64 ist so eingerichtet, daß die abgegebene Spannung V3 .gleich der zugeleiteten
Tl2 ist, multipliziert mit dem Kosinus des Querneigungswinkels, der durch .den Vertikalkreisel
gegeben ist. Die Spannung V3 ist dann proportional der Vertikalkomponente des Auftriebes.
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Der Transformator 65 hat drei Windungen, wie in Fig. 6 gezeigt, und
diese sind so geschaltet, daß die Spannungen V3 und V4 entgegengesetzt gerichtet
sind und jede Differenz in den Verstärker 67 des Geschwindigkeitsreglers geht. Die
Spannung h4 wird von der sekundären Wicklung des Impulstransformators 66 abgeleitet,
dessen primäre Wicklung von einer Einp'basenwechselstromquelle mit konstanter Spannung
gespeist wird. Die primäre und sekundäre Wicklung des.. Transformators 66 können
gegeneinander durch einen Elektromotor 78 verdreht werden, um die Spannung V4 zu
variieren. Dies ist weiter unten genauer beschrieben.
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Der Geschwindigkeitsreglerverstärker 67 besteht aus einem phasengesteuerten,
Verstärker, der mit einem Zweiphasenmotor 78 und einem Generator 77, der mit dem
Motor gekuppelt ist, zusammenwirkt. Der Generator ist mit der Zuleitung zurr Verstärker
verbunden, um eine große negative Rückkopplung zu schaffen, die der Geschwindigkeit
des Motors proportional ist. Auf diese Weise wird die Motorengeschwindigkeit
der zugeleiteten Spannung, die vom Verstärker geliefert wird, proportional gehalten
und ist von Belastung oder Reibung unabhängig. Derartige Verstärker- und Motorenanordnungen
sind an sich seit langem bekannt und brauchen daher nicht weiter beschrieben zu
werden.
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Wenn das Flugzeug geradeaus fliegt, dann wird der Kurvenflugsteuerknopf
io (Fig. 4) des Selbststeuergerätes durch eine Sicherung festgehalten, und das Kupplungsgestänge
9 in Fi,g. 6, das von dem Steuerknopf betätigt wird, verbindet Motor 78 und Generator
77 mit dem variablen Impulstransformator 66, der .die Größe .der Spannung V4 kontrolliert.
Der Regulierungsmotor 78 läuft dann jeweils in der einen oder der anderen Richtung,
um mit der Spannung V4 die Spannung V3 in den Wicklungen des Transformators auszugleichen..
Die Spannung V4 ist dann ein Maß für die @durchschnittliche Vertikalkomponente des
Auftriebes des Flugzeuges im normalen geraden Fluge, die also gleich dem Gewicht
ist.
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Wenn das Flugzeug quer geneigt in eine Kurve gehen soll, dann wird
Kurvensteuerknopf ro aus der Stellung herausgedreht, in der er durch die Sperre
im normalen geraden Flug gehalten war. Diese Bewegung verschiebt das Kupplungsgestänge
9 und schaltet den Motor 78 vom Impulstransformator ab, der jetzt durch eine Reibungsbremse
z z gehalten wird. Das Kupplungsgestänge verbindet dann den, Motor mit dem Impulstransformator
86, der durch die drei Leitungen 87 den Drehfeldgeber 88 auf der Querachse 79 des
senkrechten Kreiselgerätes speist. Dieser Drehfeldgeber betätigt die Höhensteuerung
des Flugzeuges. Wenn das Flugzeug in einer Kurve in Querneigung geht, dann steht
der Flügelauftrieb im Winkel zu der Senkrechten, und obwohl der Gesamtauftrieb sich
nicht zu ändern. braucht, so wird nichtsdestoweniger die Spannung V3, welche ein
Maß für .die Vertikalkomponente des Auftriebes darstellt, kleiner als V4, die den
Durchschnittswert des senkrechten Auftriebes im geraden Flug repräsentiert. Die
Differenz V4 V" verursacht, daß der Regulierungsmotor 78 den vom Drehfeld,geber
88 ausgehenden Stampfimpuls in solcher Richtung dreht, daß der Innpuls nach Passieren:
des Höhensteuerimpulsverstärkers 28 und des Höhenruderservomotors 16 das Höhenruder
29 so betätigt, daß der Angriffswinkel sich vergrößert und damit den Gesamtauftrieb
erhöht, bis die Spannung V, gleich V4 wird.
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Wenn der Geradeausflug wieder aufgenommen werden soll, wird der Kurvensteuerknopf
wieder in die Sperrhage zurückgedreht. Die Wirkung ist dann die umgekehrte, und
der Angriffswinkel verkleinert .sich, bis der senkrechte Auftrieb wieder ,gleich
dem Durchschnittswert vor Beginn der Kurve ist; dieser Durchschnittswert wird durch
V4 repräsentiert. Das Kupplungsgestänge 9 kann an der sofortigen Rückkehr in die
Anfangsstellung durch einen Dämpfungskolben oder eine andere Dämpfungsei.nrichtung
verhindert werden, die dem Regulierungsmotor genügend Zeit läßt, und zwar normalerweise
einige Sekunden, um seine Funktion zur neuen Einstellung des Auftriebes nach Beendigung
des Kurvenfluges auszuüben,. Nach Ablauf der Zeitspanne wird der Motor 78 wieder
mit dem Impulstransformator 66 gekuppelt, um die Spannung V4 in der richtigen Höhe
in Bereitschaft für die nächste Wendung zu halten.
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Fig. 8 zeigt eine abgewandelte Form der Erfindung, bei der ein Beschleunigungsmesser
benutzt wird, um den wirklichen senkrechten, Auftrieb zu messen. Irgendeine gebräuchliche
Ausführungsform
eines solchen Beschleunigungsmessers kann für diesen
Zweck benutzt werden.
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Der eigentliche Beschleunigungsmesser 96 ist auf dem Gehäuse 2 des
Vertikalkreisels 69 des Selbststeuergerätes montiert, der in Querzapfen 79 drehbar
aufgehängt ist, welche die Neigungsachse im Kardanring 7o bilden, der sich frei
um die Längsachse 68, 68 drehen kann. Die Wicklungen des Beschleunigungsmessers
können in der Art geschaltet sein, daß sie eine ausgehende Spannung T11 liefern,
die der wirklichen senkrechten Beschleunigung des Flugzeuges proportional ist. Solange
das Flugzeug seine Höhe beibehält, wird die Spannung, die von dem Beschleunigungsmesser
ausgeht, proportional sein der Masse des Flugzeuges, multipliziert mit g, der Gravitationskonstanten,
der Erde; die Spannung am Beschleunigungsmesser wird je-
doch :anwachsen oder
sich vermindern, sobald das Flugzeug zu steigen oder sich zu senken beginnt.
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Die Spannung des Beschleuniigungsmessers, die mit T11 bezeichnet ist,
wird an eine der zwei Primärwicklungen 92 des Transformators 93 angelegt. Die andere
Primärwicklung 94 wird mit einer Spannung T14 gespeist, welche, wie im vorhergehenden
Falle, den normalen senkrechten Auftrieb repräsentiert, um das Gewicht .des Flugzeuges
zu tragen. Der Wert I14 wird in diesem Falle durch einen Gleitkontakt 95 eingestellt,
der sich über einen Widerstand oder eine Induktanz 97 bewegt, die mit einer stetigen
Einphasenwechselspannung V3 von einem Generator gespeist werden.
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Wenn der Beschleunigungsmesser ein Typ ist, der nicht zurückgeht,
so @daß die ausgehende Spannung für eine Beschleunigung von g immer die gleiche
ist, dann kann der Gleitkontakt 95 von Hand auf einem Widerstand 97 so eingestellt
werden, .daß diese Spannung l14 durch die Windung 94 geht. Der Vollständigkeit halber
soll jedoch hier angenommen werden, d.aß .der Beschleunigungsmesser ab und zu nachgibt
und die Spannung 114 daher von Zeit zu Zeit automatisch wieder eingestellt werden
muß, um die richtige Spannung durch den Beschleunigungsmesser zu geben, die einer
Beschleunigung g entspricht, d. h. wenn das Flugzeug horizontal fliegt. In solchem
Falle wird der Gleitkontakt durch ein Getriebe mittels des Regulierungsmotors 78
verstellt, wie nachstehend beschrieben.
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Die Sekundärwicklung 98 des Transformators 93 ergibt eine Spannung
T15, die der Differenz zwischen der Beschleunigungsmesserspannung T11 und der Bezugsspannung
T14 proportional. ist. Die Spannung T15 wird einem Regulierungsverstärker 67 angelegt,
durch welchen sie Regulierungsmotor 78 und Generator 77 wie in vorliegendem Falle
betätigt. Regulierungsmotor 78 arbeitet mittels eines Schneckengetriebes q.q_ und
einer Welle 45, welche durch eine Kupplungsgabel 56 mit einer der beiden Kupplungen
57 und 58 verbunden wird. Bei Verbindung mit Kupplung 57 wird der Schieber 95 auf
Widerstand 97 so verstellt, daß der Wert T14 gleich wird l11, wenn das Flugzeug
geradeaus fliegt. Wenn das Flugzeug für eine Kurve in Querneigung gehen soll, dann
wird Welle 45 mit Kupplung 58 verbunden, um den Drehfeldgeber 99 einzustellen. In
beiden Fällen läuft Motor 78 in solcher Richtung, daß der Wert T15 auf Null reduziert
wird, indem Widerstand 97 eingestellt wird für Flug in der Horizontalen oder indem
Höhensteuergerät 29 eingestellt wird für Flug in der Kurve.
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Der Rotor des Gerätes 99, der von Welle 45 angetrieben wird, wird
mit Einphasen.wechselstrom von einer äußeren Stromquelle aus erregt und arbeitet
als Primärseite eines Drehfeldübertragers mit einer Dreiphasensekundärseite. Drehung
der Primärseite ergibt eine Phasenverscbiiebung der sekundären Wechselströme in
den drei Leitungen 37, die den Stator des Drehfeldempfängers 32 speisen, dessen
Rotor auf Spindel 79 des Kardanringes des Vertikalkreisels 69 montiert ist.
Die von dieser sekundären Wicklung ausgehende Spannung wird zur Regulierung des
Höhenruders 29 des Flugzeuges durch Verstärker 28 und Servomotor 16 benutzt, wie
in dem vorhergehenden Falle. Der Drehfeldempfänger 32 wirkt als Impul;skombin:ationsgerät
oder als Differential, und die von; ihm ausgehende Spannung im Höhensteuerimpulsverstärker
ist eine Kombination zweier Komponenten, nämlich einer Komponente, die von der Schrägneigung
des Flugzeuges um Achse 79 des Kreisels herrührt, und der Komponente, die vom Beschleunigungsmesser
abgeleitet ist.
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Bei jeder der wahlweisen Anordnungen der Erfindung, wie sie an Hand
der Fig. 6 und 8 beschrieben sind, kann der Auftrieb fortlaufend während des Fluges
gemessen und dem Führer durch ein Instrument am Armaturenbrett angezeigt werden.
Die momentanen Werte können integriert, sie können in horizontale und vertikale
Komponenten aufgelöst werden, und die Vertikalkomponente kann zur Regulierung der
Höhensteuerung benutzt werden, um das Flugzeug während einer Fahrt in der Kurve
auf konstanter Höhe zu halten.
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Die Vorrichtung arbeitet als ein: Servogerät und erbringt jedmögliche
Korrektur der Höhenruderlagt, die notwendig ist, um die Vertikalkomponente auf dem
gewünschten. Wert zu erhalten. Sie arbeitet nicht nur im ebenen Flug, sondern gleich
gut im Gleitflug oder bei stetiger Steigung und. berücksichtigt nicht nur und korrigiert
alle Veränderungen im Querneigungswinkel, sondern auch Wechsel in der Belastung,
in der Motorengeschwindigkeit oder in der Luftgeschwindigkeit und gibt allen Änderungen,
in einem dieser Punkte oder in allen Punkten nach, solange das Flugzeug innerhalb
seines sicheren Betriebsbereiches gehalten wird, und zwar entweder von dem Flugzeugführer
oder durch Sicherheitseinrichtungen, wie sie in vielen Standardtypen von Selbststeuergeräten
eingebaut sind.