DE934810C

DE934810C - Safety arrangement and automatic control unit for aircraft

Info

Publication number: DE934810C
Application number: DES35531A
Authority: DE
Inventors: Arthur Philip Glenny
Original assignee: Sperry Gyroscope Co Ltd
Current assignee: Sperry Gyroscope Co Ltd
Priority date: 1952-10-02
Filing date: 1953-09-30
Publication date: 1955-11-03

Description

Sicherheitsanordnung und automatisches Steuergerät für Flugzeuge Die Erfindung bezieht. sich auf ein Steuersystem für Flugzeuge, insbesondere auf eine Sicherheitsanordnung für derartige Systeme. Die Sicherheitsanordnung ist in jedem Flugzeug verwendbar, welches mit einer Einrichtung zur Betätigung der Ruderfläche oder -flächen ausgestattet ist, die das Flugzeug um eine besondere Achse in Abhängigkeit von Signalen steuern, welche die Abweichung zwischen einem Sollwinkel und dem jeweiligen Winkel messen, den eine Bezugslinie in dem Flugzeug um diese Achse mit einer durch ein Kreiselgerät festgelegten Bezugsrichtung bildet. Sie ist besonders vorteilhaft bei Flugzeugen, die mit einer automatischen Einrichtung zur Betätigung der Ruderfläche oder -flächen in der obenerwähnten Weise ausgerüstet sind, und demgemäß wird die Erfindung in Anwendung bei einem solchen System beschrieben.Aircraft safety arrangement and automatic control unit Die Invention relates. relate to a control system for aircraft, in particular a Safety arrangement for such systems. The safety arrangement is in each Aircraft usable, which with a device for actuating the rudder surface or surfaces that the aircraft is dependent on a particular axis of signals that control the deviation between a target angle and the respective Measure the angle made by a reference line in the aircraft around this axis with a through a gyroscopic device forms the specified reference direction. It is particularly beneficial in the case of aircraft which are equipped with an automatic device for actuating the rudder surface or surfaces are equipped in the above-mentioned manner, and accordingly the Invention described in application to such a system.

Bei automatischen Flugzeugsteuerungen wird gewöhnlich eine Einrichtung vorgesehen, durch welche das Flugzeug um drei Achsen gesteuert wird, so daß es selbsttätig einen Sollwinkel der Querlage, einen Sollwinkel der Längslage und eine Sollrichtung im Azimut einnimmt und beibehält.Automatic aircraft controls usually involve a device provided, by which the aircraft is controlled about three axes, so that it is automatic a target angle of the transverse position, a target angle of the longitudinal position and a target direction assumes and maintains in azimuth.

Aus Sicherheitsgründen ist es wesentlich, daß ein automatisches Steuersystem dem Flugzeug unter keinen Umständen Belastungen auferlegt, die die Sicherheitsgrenzen der Beanspruchung überschreiten, und daß es außerdem niemals das Flugzeug in eine gefährliche Fluglage bringt. Man kann verhindern, daß ein automatisches Steuersystem dem Flugzeug gefährliche Belastungen auferlegt, indem man die Energie der zur Betätigung der verschiedenen Ruderflächen dienenden Servosysteme beschränkt. Durch eine solche Beschränkung wird jedoch die Leistungsfähigkeit des Systems stark herabgesetzt, und das System kann sogar unstabil werden. Ebenso könnte man verhindern, daß das Steuersystem das Flugzeug in eine :gefährliche Eluglage bringt, indem man den Regelbereich einschränkt, in welchem das System jede Ruderfläche betätigen kann. Auch eine derartige Beschränkung könnte jedoch nur auf Kosten der Leistungsfähigkeit und Stabilität des Steuersystems durchgeführt werden.For safety reasons it is essential that an automatic control system does not, under any circumstances, impose loads on the aircraft that exceed the safety limits exceed the load, and that it also never crashes the aircraft into a brings dangerous attitude. One can prevent an automatic control system imposes dangerous loads on the aircraft, by getting the energy the servo systems used to operate the various control surfaces. However, such a limitation makes the performance of the system strong and the system may even become unstable. One could also prevent that the control system puts the aircraft in a: dangerous position by restricts the control range in which the system can operate each control surface. However, such a restriction could only come at the expense of performance and stability of the control system.

Die Erfindung bezweckt die Ausbildung einer Sicherheitsanordnung, welche das automatische Steuersystem außer Tätigkeit setzt und dem Pilot die Übernahme der Flugzeugsteuerung gestattet, sobald die auf das Flugzeug ausgeübte Belastung einen vorbestimmten Wert überschreitet oder das Flugzeug seine Fluglage mit solcher Geschwindigkeit ändert, daß bei Fortsetzung dieser Änderung das Flugzeug eine gefährliche Fluglage erreichen würde.The invention aims at the formation of a safety arrangement, which disables the automatic control system and the pilot takes over the aircraft controls as soon as the load exerted on the aircraft exceeds a predetermined value or the aircraft adjusts its attitude with such Speed changes that if this change is continued the aircraft will become a dangerous one Attitude.

Es sind bereits Einrichtungen vorgeschlagen worden, durch welche das automatische Steuersystem von der Ruderfläche oder den Ruderflächen eines Flugzeugs abgeschaltet wird, sobald die Neigung des Flugzeugs in bezug auf ein Kreiselgerät einen übermäßigen Wert erreicht. Insbesondere sind in der britischen Patentschrift 543 482 automatische Einrichtungen für Flugzeuge bekannt, bei welchen ein Kreiselgerät unter normalen Flugverhältnissen die Ruderfläche oder -flächen in Abhängigkeit von der Flugzeugneigung in bezug auf' das Kreiselgerät steuert und Einrichtungen vorgesehen sind, welche diese normale Steuerung unterbrechen, sobald die Flugzeugneigung einen übermäßigen Wert erreicht. Ebenso wurden verschiedene Systeme vorgeschlagen, um zu verhindern, daß das Steuersystem dem Flugzeug übermäßige Belastungen - auferlegt. Bei solchen Systemen ist in dem Leitwerk jeder Ruderfläche eine Belastungsnormale vorgesehen, durch welche die automatische Steuerung abgeschaltet wird, sobald die auf die betreffende Ruderfläche ausgeübte Kraft eine Sicherheitsgrenze überschreitet.Means have already been proposed through which the automatic control system from the control surface or the control surfaces of an aircraft is switched off as soon as the inclination of the aircraft with respect to a gyro device reaches an excessive value. In particular are in British Patent 543 482 automatic devices for aircraft known in which a gyro device under normal flight conditions the rudder area or areas as a function of the aircraft inclination in relation to 'controls the gyro and means provided which interrupt this normal control as soon as the aircraft inclines one excessive value reached. Likewise, various systems have been proposed to - To prevent the control system from placing undue burdens on the aircraft. In such systems there is a load standard in the tail unit for each control surface provided, through which the automatic control is switched off as soon as the force exerted on the relevant rudder surface exceeds a safety limit.

Die Erfindung beruht auf dem Grundgedanken, daß; wenn das Flugzeug eine gefährliche Fluglage erreicht, dies von der abnormen Änderungsgeschwindigkeit seiner Neigung um seine Querachse oder Längsachse bzw. Hochachse herrührt. Das Erreichen einer gefährlichen Fluglage kann :daher mit Hilfe von Winkelbeschleunigungsmessern oder auf .die Änderungsgeschwindigkeit ansprechenden Kreiselgeräten vorweggenommen werden; die so angeordnet sind, daß sie die Änderungsgeschwindigkeit der Längsneigung, der Querneigung und ,des Flugzeugkurses feststellen. Da die gefährlichsten -Fluglagen diejenigen sind, welche mit einer übermäßigen Änderungsgeschwindigkeit um die Querachse und Längsachse einhergehen, genügt in vielen Anlagen die Anbringung von Beschleunigungsmessern, welche die- Änderungsgeschwindigkeiten um diese Achsen messen.The invention is based on the basic idea that; when the plane reached a dangerous attitude due to the abnormal rate of change its inclination about its transverse axis or longitudinal axis or vertical axis originates. The achievement a dangerous attitude: therefore with the help of angular accelerometers or on .the rate of change responding gyroscopic devices anticipated will; which are arranged in such a way that they the rate of change of the pitch, determine bank and aircraft course. As the most dangerous -flights are those with an excessive rate of change about the transverse axis and longitudinal axis go hand in hand, in many systems it is sufficient to attach accelerometers, which measure the rates of change about these axes.

Ein besonderes Merkmal Ader Erfindung beruht auf dem Grundgedanken, daß die auf eine Ruderfläche des Flugzeugs einwirkende Belastung und somit die durch die Betätigung dieser Ruderfläche ausgeübte Belastung des Flugzeugs von dem Produkt der Flugzeuggeschwindigkeit und der Änderungsgeschwindigkeit der Fluglage um die Achse, um welche diese Ruderfläche eine Steuerwirkung ausübt, abhängt. So ist die Belastung der Hauptlenkflächen des Höhenruders proportional zu dem Produkt V X p, wobei V die Flugzeuggeschwindigkeit und ö der Höhenwinkel ist. Ebenso läßt sich zeigen, daß die Belastung der Querruderflächen proportional zu dem Produkt von Flugzeuggeschwindigkeit und- Änderung der Querneigung ist.A special feature of the invention is based on the basic idea that the load acting on a rudder surface of the aircraft and thus the through the operation of this rudder surface exerts a load on the aircraft from the product the speed of the aircraft and the speed of change of the attitude by the Axis around which this rudder surface exerts a steering effect, depends. That's how it is Load on the main steering surfaces of the elevator proportional to the product V X p, where V is the aircraft speed and ö is the angle of elevation. Likewise can show that the load on the aileron surfaces is proportional to the product of aircraft speed and- change in cross slope is.

Die Erfindung besteht in einer Sicherheitsanordnung für Flugzeuge, welche mit Einrichtungen zur Betätigung der Ruderfläche oder -flächen ausgerüstet ist, die das Flugzeug um eine besondere Achse in Abhängigkeit von Signalen steuern, welche die Abweichung zwischen einem Sollwinkel und dem jeweiligen Winkel messen, den eine Bezugslinie in dem Flugzeug um id'iese Achse mit einer, durch ein Kreiselgerät festgelegten Bezugsrichtung bildet, wobei Einrichtungen vorgesehen sind, um die Steuerung der Fläche oder Flächen in Abhängigkeit von dieser Abweichung zu verhindern, sobald die Änderungsgeschwindigkeit des jeweiligen Winkels einen Sollwert der Änderungsgeschwindigkeit überschreitet.The invention consists in a safety arrangement for aircraft, which are equipped with devices for operating the rudder surface or surfaces is that steer the aircraft around a special axis depending on signals, which measure the deviation between a target angle and the respective angle, a reference line in the aircraft around this axis with a, through a gyroscope Established reference direction forms, wherein means are provided to the To prevent control of the area or areas depending on this deviation, as soon as the rate of change of the respective angle has a target value for the rate of change exceeds.

Nach einem besonderen Merkmal der Erfindung wird dieser Sollwert der Änderungsgeschwindigkeit in Abhängigkeit von der Flugzeuggeschwindigkeit geändert, und zwar vorzugsweise in einem proportionalen Verhältnis zu dieser. Auf diese Weise ergibt sich eine Sicherheitsanordnung, welche die beiden oben angeführten Sicherheitserfordernisse erfüllt, da sie verhindert, daß das Steuersystem das Flugzeug in eine gefährliche Fluglage bringt, indem sie übermäßige Änderungsgeschwindigkeiten der Fluglage feststellt, und da sie ferner verhindert, daß das Steuersystem das Flugzeug über seine Sicherheitsgrenze der Beanspruchung belastet, indem sie die Geschwindigkeit der Lageänderung, bei welcher die Abschalteinrichtung in Abhängigkeit von der Flugzeuggeschwindigkeit in Tätigkeit tritt, ändert.According to a special feature of the invention, this setpoint is the Change speed depending on the aircraft speed, and preferably in a proportional relationship to this. In this way the result is a safety arrangement which meets the two safety requirements listed above fulfilled as it prevents the control system from turning the aircraft into a dangerous one Attitude by detecting excessive rates of change in attitude, and since it also prevents the control system from going beyond its safety limit the stress by increasing the speed of the change in position which the cut-off device as a function of the aircraft speed comes into action, changes.

Unter gewissen Flugverhältnissen, z. B. wenn das Flugzeug sich zur Landung anschickt, können Fluglagen, welche normalerweise als sicher gelten würden, gefährlich sein. Nach einer besonderen Ausführungsform der Erfindung wird daher der Sollwert der Änderungsgeschwindigkeit unter diesen Verhältnissen herabgesetzt, so daß die Steuereinrichtung bei einer niedrigeren Geschwindigkeit der Lageänderung abgeschaltet wird als unter normalen Flugverhältnissen.Under certain flight conditions, e.g. B. when the aircraft is to Before landing, attitudes that would normally be considered safe can be be dangerous. According to a particular embodiment of the invention is therefore the setpoint of the rate of change is reduced under these conditions, so that the control device at a lower speed of change of position is switched off than under normal flight conditions.

Die Erfindung sieht ferner ein automatisches Steuergerät für Flugzeuge vor, welches automatisch abgeschaltet wird, sobald die Änderung der Längsneigung oder der Querneigung des Flugzeugs entsprechende Sollwerte der Änderungsgeschwindigkeit überschreitet.The invention also provides an automatic control device for aircraft before, which is automatically switched off as soon as the longitudinal slope changes or the bank of the aircraft corresponding setpoints of the Rate of change exceeds.

Weiterhin besteht die Erfindung in einer Sicherheitsanordnung für ein mit einem automatischen Steuersystem ausgerüsteten Flugzeug' mit einem Änderungskreisel, dessen Rotorgehäuse um seine Präzessionsa-chse frei drehbar ist, aber meine mittlere oder Bezugslage relativ zu dem Flugzeug um diese Achse durch eine Federkraft zurückgeführt wird, welche in Abhängigkeit von der Flugzeuggeschwindigkeit (gegen Luft) einstellbar ist, und mit einer Schalteinrichtung, welche geöffnet wird, sobald das Rotorgehäuse um seine Präzessionsachse relativ zu dem Flugzeug um einen Winkel aus seiner mittleren oder Bezugslage verdreht wird, der einen vorbestimmten Winkel überschreitet.Furthermore, the invention consists in a safety arrangement for an airplane equipped with an automatic control system with a gyro, whose rotor housing is freely rotatable about its precession axis, but my middle one or the reference position relative to the aircraft about this axis is returned by a spring force which is adjustable depending on the aircraft speed (against air) is, and with a switching device which is opened as soon as the rotor housing about its axis of precession relative to the aircraft by an angle from its mean or the reference position is rotated which exceeds a predetermined angle.

Weitere Einzelheiten und Vorteile der Erfindung .ergeben sich aus der folgenden Beschreibung eines Ausführungsbeispieles an Hand der Zeichnung.Further details and advantages of the invention emerge from the following description of an embodiment with reference to the drawing.

Bei der dargestellten besonderen Ausführungsform sind zwei Änderungskreisel vorgesehen, von ,velchen der eine auf die Längsneigung und der andere auf die Ouerneigung des Flugzeugs anspricht. Jeder Änderungskreisel ist so angeordnet, daß seine Kreiselachse normalerweise annähernd lotrecht steht, wenn das Flugzeug geradeaus und in horizontaler Lage fliegt. Der Querlagekreisel ist um die Querachse des Flugzeugs frei drehbar gelagert, während der Längsneigungskreisel um die Längsachse frei drehbar gelagert ist. Die Zeichnung zeigt eine perspektivische, teilweise geschnittene Ansicht des Längsneigungskreisels. Das System enthält einen zweiten ähnlichen Kreisel, welcher frei drehbar um eine Achse gelagert ist, die senkrecht zu jener Achse steht, um welche sich der dargestellte Kreisel frei drehen kann.In the particular embodiment illustrated, there are two gyroscopes provided, from, one on the longitudinal slope and the other on the cross slope of the aircraft responds. Each change gyro is arranged so that its gyro axis usually approximately perpendicular when the aircraft is straight and in a horizontal position Location flies. The bank angle gyro is freely rotatable about the aircraft's transverse axis stored, while the pitch gyroscope is freely rotatable about the longitudinal axis is. The drawing shows a perspective, partially sectioned view of the Pitch gyro. The system includes a second similar gyro, which is freely rotatable about an axis which is perpendicular to that axis to which the top can rotate freely.

Der Längsneigungskreisel besitzt einen Rotor i, welcher in einem Rotorgehäuse 2 um die Achse A-B umläuft. Er wird durch einen elektrischen Motor angetrieben, dessen Statorwicklung mit 3 und dessen Käfigläuferwicklung mit 4. bezeichnet ist. Die Statorwicklung 3 wird durch nicht dargestellte Leitungen und Schleifringe mit dreiphasigem Wechselstrom gespeist. Das Rotorgehäuse 2 ist um eine Achse C-D frei drehbar in zwei Trägern 5, 6 gelagert, die in -dem Flugzeug so angebracht sind, daß die Achse C-D mit der Längsachse des Flugzeugs zusammenfällt oder zu derselben parallel liegt. Ein Hebelarm 7 ist an einem Ende des Drehzapfens angebracht, durch welchen das Rotorgehäuse 2 um die Achse C-D gelagert ist, so daß der Arm 7 sich mit dem Rotorgehäuse verdreht. Das Rotorgehäuse wird mit Hilfe der Federn 9, io in einer mittleren oder Bezugslage relativ zu dem ,Flugzeug zurückgehalten, und in dieser Lage ist die Kreiselachse A-B annähernd loitrecht, wenn das Flugzeug geradeaus und in horizontalier Lage fliegt. Jede Feder ist an einem Ende in einer Öse 8 des Hebelarmes 7 befestigt. Die Feder 9 ist mit ihrem anderen Ende in einer Öse i i eines Hebels 12 befestigt, der mittels eines an dem Träger 5 angebrachten Drehzapfens 13 um seinen mittleren Punkt .schwenkbar gelagert ist. Ebenso ist,die Feder io mit ihrem anderen Ende -in einer Öse 14 des Hebelarmes, 15 befestigt, der mittels eines an dem Träger 5 angebrachten. Drehzapfens 16 um ,seinen Mittelpunkt schwenkbar ;gelagert iet. Die Hebel 12 und 15 sind durch Verbindungsglieder 18 bzw. 19 an einen weiteren Hebel 17 angeschlossen, der mitbelis eines, an dem Träger 5 angebrachten Drehzapfens um seinen Mittelpunkt schwenkbar gelagert ist und ein Ri-tzel", 2o trägt, welches sich mit dem Hebel 17 verdreht. Das Ritzel zo kämmst mit einem Zahnradsektor 21, welcher um eine an dem Träger 5 .angebrachte Achse 22 drehbar ist. Wie ersichtlich, wird die Spannung der Federn 9 und io zunehmen oder abnehmen, je nachdem der Sektor 21 sich im: Uhrzeigersinn oder entgegengesetzt,drelht.The pitch gyro has a rotor i, which is in a rotor housing 2 revolves around axis A-B. It is driven by an electric motor, whose stator winding is denoted by 3 and whose squirrel cage winding is denoted by 4.. The stator winding 3 is connected by lines and slip rings, not shown powered by three-phase alternating current. The rotor housing 2 is free about an axis C-D rotatably mounted in two carriers 5, 6, which are attached to the aircraft in such a way that that the axis C-D coincides with the longitudinal axis of the aircraft or to the same is parallel. A lever arm 7 is attached to one end of the pivot pin, through which the rotor housing 2 is mounted about the axis C-D, so that the arm 7 twisted with the rotor housing. The rotor housing is with the help of the springs 9, io restrained in an intermediate or reference position relative to the aircraft, and in this position the gyro axis A-B is approximately right when the aircraft is straight ahead and flies in a horizontal position. Each spring is at one end in an eyelet 8 of the Lever arm 7 attached. The other end of the spring 9 is in an eyelet i i a lever 12 attached by means of a pivot attached to the support 5 13 is .swiveled about its central point. Likewise, the nib is io with its other end -in an eyelet 14 of the lever arm 15 attached by means of a attached to the carrier 5. Trunnion 16 around, its center pivotable; mounted iet. The levers 12 and 15 are connected to another by connecting members 18 and 19, respectively Lever 17 connected, the mitbelis of a pivot attached to the support 5 is mounted pivotably about its center and a Ri-tzel ", 2o carries, which rotates with the lever 17. The pinion zo meshes with a gear sector 21, which is rotatable about an axis 22 attached to the carrier 5. As can be seen the tension of the springs 9 and io will increase or decrease depending on the sector 21 turns clockwise or counterclockwise, drelht.

Nach !bekannten Kreiselgesetzen wird, wenn die Grundplatte oder das Fahrzeug, an welchem die Träger 5, 6 angebracht sind, um eine zu den Achsen. A-B und C-D senkrechte Achse gedreht wird oder eine Drehung mit einer zu beiden Achsen A-B und C-D senkrechten Komponente ausführt, das Roitorgehäuse 2 um die Achse C-D eine Präzession um einen Winkel .ausführen, welieher von ,der Drehgeschwindligkei.t um die zu den Achsen @A-B und C-D .senkrechte- Achse und von der Spannung der Federn 9, 1o .abhängt. Unter der Annahme, daß die Ache C-D .der Längsachse des Flugzeugs entspricht, kann also die Änderungsgeschwindigkeit der Längsneigung-, bei welcher ,das Rotorgehäuse 2 um die Achse C-D in bezug auf die Träger 5, 6 um einen vorbestimmten Winkel gedreht wird:, in Abhängigkeit von der Winkelstellung des, Sektors 21 um seine Drehachse 22 verändert werden.According to known gyroscopic laws, if the base plate or the Vehicle on which the beams 5, 6 are attached, around one to the axles. AWAY and C-D is rotated perpendicular axis or rotation with either axis A-B and C-D vertical component executes the Roitor housing 2 about the axis C-D perform a precession through an angle which depends on the rotational speed about the axis perpendicular to the axes @ A-B and C-D and from the tension of the springs 9, 1o. Depends. Assuming that Ache C-D. Is the longitudinal axis of the aircraft corresponds, so the rate of change of the pitch, at which , the rotor housing 2 about the axis C-D with respect to the carrier 5, 6 by a predetermined Angle is rotated: depending on the angular position of the sector 21 by its axis of rotation 22 can be changed.

An .dem unteren Ende der Kreiselläuferwelle ist ein Ansatz 30 vorgesehen, auf welchem eine Hülse 31 längs der Achse A-B verschiebbar Ist. Die Stellung der Hülse längs dieser Achse wird .durch einen Fli.ehkraftregler mit den Gewichsten 3a., 33 so gesteuert, daß sie sich abwärts oder aufwärts bewegt, je nachdem der Kreiselläufer angetrieben wird oder stillsteht. Wenn .der Kreiselläufer @in normaler Weise umläuft und das Rotorgehäuse sich in seiner mittleren oder Bezugslage befindet, drückt eine an der Hüllst 31 vorgesehene Kuppe 34 auf eine Platte 35, welche eine zu einem Schalter 37 gehörende Blattfeder 36 betätigt. Dieser Schalter liegt in der Hauptzuleitung des automatischen Steuersystems des Flugzeugs und ist so angeordnet, daß durch sein Öffnen das automatische Steuersystem von den Ruderflächen des Flugzeugs abgeschaltet wird und die Steuerung wieder an den Pilot übergelht. Wenn das Rotorgeihäuse infolge einer vorbestimmten Änderungsgeschwindigkeit der Längsneigung aus der mittleren Lage um die Achse C-D ausschlägt, verläß.t die Kuppe 34 die Platte 35, so daß der Schalter 37 sich öffnet und! das automatische Steuersystem abgeschaltet wird. Wenn der Rotor i des Kreisels infolge einer Störung nicht mehr umläuft oder langsamer liäuft, wird .die H'ü'lse 31 inuf dem Ansatz 30 aufwärts steigen;, so daß der Schalter geöffnet wird. Wenn die :durch Betätigung,des Höhensteuers hervorgebrachte Belastung ,des Fliugzeugs einen gewissen Grenzwert nicht überschreiten soll, muß der Wert der Änd@erungsgeschwindigkeitp, bei, welchem die Abschaltung eintritt, umigekehrt proportional zu der U gemacht werden: Dies wird erreicht, ind'e'm man die Spannung der Federn 9, io umgekehrt proportional zu der Fluigzewggeschwindiiig'lceit verändert.At the lower end of the rotary rotor shaft, a projection 30 is provided, on which a sleeve 31 can be displaced along the axis AB. The position of the sleeve along this axis is controlled by a centrifugal force regulator with weights 3a, 33 so that it moves downwards or upwards, depending on whether the rotor is driven or is stationary. When the rotor rotates normally and the rotor housing is in its middle or reference position, a dome 34 provided on the shell 31 presses on a plate 35 which actuates a leaf spring 36 belonging to a switch 37. This switch is located in the main feed line of the automatic control system of the aircraft and is arranged in such a way that when it is opened the automatic control system is switched off from the control surfaces of the aircraft and control is passed back to the pilot. When the rotor housing deflects from the central position about the axis CD as a result of a predetermined rate of change in the longitudinal inclination, the dome 34 leaves the plate 35, so that the switch 37 opens and! the automatic control system is switched off. If the rotor i of the gyro no longer rotates or rotates more slowly as a result of a disturbance, the sleeve 31 in the extension 30 will rise so that the switch is opened. If the load on the aircraft caused by actuation of the altitude control is not to exceed a certain limit value, the value of the rate of change p at which the switch-off occurs must be inversely proportional to the U: This is achieved ind'e One changes the tension of the springs 9, io inversely proportional to the Fluigzewggeschwindiiig'lceit.

Zu diesem Zweck wird der Sektor 21 durch einen Balg 4o ,betätrigt, welcherdurch eine Rohrleitung 41 aus dem die Geschwindigkeit (gegen Luft) anzeigenden System gespeist wird. Der Balg 40 st an einem Ende rnittelis einer Stange 42 an .den Sektor 21 :angeschlossen. Der Balg ist a:ls Feder ausgebildet, ,deren, Ausdehnung etwa p:roportional zu der Quadratwurzel aus dem Druck in dem Pitotrohr, c1. h. aus der Geschwindigkeit eist, während d'as. Gestänge so- ,ausgebildet ist, .daß sjiich die gewüns,chte Froportionalität ergibt.For this purpose, the sector 21 is actuated by a bellows 4o, which by a pipe 41 from which the speed (against air) indicating System is fed. The bellows 40 rests on one end by means of a rod 42 . the sector 21: connected. The bellows is designed as a spring, whose, expansion about p: proportional to the square root of the pressure in the pitot tube, c1. H. the end the speed ice, while d'as. Linkage is designed so that it is the desired proportionality results.

Damit :die Änderungsgeschwindigkeit der Längsneigung, bei welcher die Abschaltung eintritt, unter Annäherungsverhalt missen geändert werden kann, isst ,die Endplatte 5o des Balges 40 in d er Weiise verschiebbar gelagert, daß sie sich längs der Achse der Stange 42 .bewegen kann. Zu diesem Zweck ist sie auf zwei Säulen 41 44 gelagert, die an einem Winkel' 45 des Trägers 5 befestigt :sind. Die- Endplatte 5o wird durch Federn 46, 47 von .der Winkel-Platte 45 weggedrückt. An ,der Winkelplatte 45 sind Eleiktromagnete 48, 49 angebradht, weliche bei Erregung die Endplatte 5o gegen die Wirkung der Federn 46., 47 zu der Winkelplatte 45 .anziehen. Diese Elektromagnete sind normalerweise erregt, und: in d er normalen Arbeitsstelllung wird die Platte 50 .mögli@ohst weit ian :den Winkel 45 angezogen. Die Elektromagnete sind! so geschaltet, daß sie ,stromlos werden, wenn der Pilot :den Schalter betätigt, we'licher das - :automäti:sche Steuersystem mit dem Blindlandesystem verbindet; so daß der Balg40 sich von der Winke'lpliatte 45 entfernt und dadurch der Sektor 21 entgegen dem. Uhrzeigersinn verdreht wird. Die Spannung der Federn 9, io nimmt dabei ab. Der Aus,schlasg des Rotorgehäuses 2i aus, seiner mittleren Lage wird dadurch ;so groß, daß der Sachalter 37 'bei einer kleineren Änderungsgeschwindigkeit der Längsneigung geöffnet wird als bei erregten Elektromagneten.Thus: the rate of change of the longitudinal slope at which the shutdown occurs, can be changed with no approach behavior, eats, the end plate 5o of the bellows 40 slidably mounted in the manner that they can move along the axis of the rod 42. For this purpose she is on two Columns 41 44 supported, which are attached to an angle '45 of the beam 5: are. The- End plate 5o is pushed away from the angle plate 45 by springs 46, 47. At , the angle plate 45 are electromagnets 48, 49 attached, weliche when energized the end plate 5o against the action of the springs 46, 47 to the angle plate 45. These electromagnets are normally energized and: in the normal working position is the plate 50. possible @ ohst far ian: the angle 45 tightened. The electromagnets are! switched in such a way that they are de-energized when the pilot: activates the switch, wier the -: automatic control system connects with the blind landing system; so that the bellows 40 moves away from the angle plate 45 and thereby the sector 21 contrary to. Is rotated clockwise. The tension of the springs 9, io increases at the same time. The rupture of the rotor housing 2i, its middle position is thereby ; so large that the subject 37 'with a smaller rate of change of the Longitudinal inclination is opened than when the electromagnet is energized.

Der Schalter ,des Quexneigungskreiiselsliegt in Reihe mit .dem Sachalter 37, so idaß die Einrichtung -das automatische Steuersystem ,abschältet, .sobald die Änderungsgeschwindigkeit der Längsneigung öder der Querneigung .des Flugzeugs dien S:ieherheItswert für die Gesichwindrigkeit Überschreitet. Diese Änderungsgeschwind'i@glaeit ist höher als das für normale Manöver erforderl:icheMaximum. Auch während der Annäherungsverhältnisse, wo. die für die Flugmanöver vorgesehenen Ändierungsgesidhwindigkeiten notwendigerweise sehr @begrenzt sind, veranläßt die Einrichtung die Abschaltung des Steuersystems bei kleineren Änderungsgeschwincligkeiten, so d aß die mögliche Lageänderung begrenzt wird.The counter of the queue inclination circle is in series with the administrator 37, so that the facility - the automatic control system - switches off as soon as the rate of change of pitch or roll of the aircraft the safety value for the face is exceeded. This rate of change is higher than that required for normal maneuvers: the maximum. Even during the approach Where. the change in speed provided for the flight maneuvers necessarily are very @limited, the facility will cause the control system to shut down at lower rates of change, so that the possible change in position is limited will.

Die Einrichtung ,arbeitet sikher, da, falls der Rotor des einen oder anderen Änderungs@kreisel.s langsamer laufen oder zum Stillstand kommen sollte, das automatische Steuersystem abgeschaltet wird, wie dies auch der Fall ist, wenn eine der Regelfedern oder, ihre Verbindungen mit dem Rotorgehäuse oder dem Balg brechen.The device works reliably, since, in case the rotor of one or other change @ gyro.s should run slower or come to a standstill, the automatic control system is switched off, as is the case when one of the control springs or their connections with the rotor housing or the bellows break.

Claims

PATENT CLAIMS: i. Safety arrangement for an airplane, we'ldhies , equipped with, a device for actuation, the rudder surface or surfaces which steer the aircraft around a special axis depending on signals, which measure the deviation between a soil corner and the respective angle., the a reference line in the aircraft around this axis with a @ du.Tch a gyro device specified reference direction! bi'Tdet, characterized by a precaution, which the control of the rudder area or areas depending on the. this deviation prevents, as soon as the rate of change of the respective angle wedge, a change ratio exceeds.

2 .. Sidherheitsanordnunig according to claim i, dadrch gdkennzeiehnet that the value of this set change ratio, a function of the aircraft speed is changeable

3. Security arrangement according to claim 2, characterized thereby, that the set change ratio is inversely proportional to the aircraft speed is changeable.

4. S, safety system according to one of claims i to 3, thereby characterized in that the adjusted change ratio with Wlt of a tax signature is increased from a low, value to its normal working range i.

5. Safety arrangement according to claim 4, characterized in that the control signal during the landing of the plane .aibges @ ch: aftet is so. diaß glass, discontinued Change ratio. Is reduced to its low, value.

6. Automatsches Control unit for aircraft, daduzdh marked that it switched off automatically is set as soon as the ratio of the change in pitch of this aircraft is set Speed of the pitch exceeds.

7.Automanic control unit for aircraft, characterized in that it: is automatically switched off as soon as the change ratio the bank of the aircraft a certain, partial velocity of the bank exceeds. &. Automatic control unit for aircraft, marked dad'urc'h, that it is iautomvatically abolished, sobiald; the respective change ratio the pitch, a set speed of pitch or the respective Change ratio the cross slope exceeds a set speed of the cross slope. Safety order for an airplane, French, with an automatic control system with one on : the change ratio is equipped with an appealing gyro, characterized that the rotor housing of the top uni its precession axis is freely rotatable, jedo @ ch in its central or reference position relative to the aircraft around this axis is returned by means of a spring force, which depends on the airspeed can be included. and that a switching device is opened as soon as the rotor housing around its precassion fox relative to the aircraft: its central or performs a reference position which exceeds a predetermined angle. ia. Safety order according to claim 9, characterized in that the switching device is opened as soon as the rotational speed of the rotor falls below a predetermined value. i i. Silcherheftsan.ordnung. According to claims 9 or 10, characterized in that the Spring tension of a lower value by the action of an electromagnet. on the normal working area is enlarged. 1a. Security arrangement according to claim ii, characterized in that the excitation of the electromagnet is interrupted: as soon as the automatic control system is coupled to the blind country system.