DE946507C

DE946507C - Device to simulate the effects of air forces on the student pilot who operates the control units of a flight training device located on the ground

Info

Publication number: DE946507C
Application number: DED18685A
Authority: DE
Inventors: Richard Carl Dehmel
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1954-09-18
Filing date: 1954-09-18
Publication date: 1956-08-02

Description

Gerät zur Nachbildung der Einwirkungen von Flugkräften auf den Flugschüler, der die Steuergeräte eines an der Erde befindlichen Flugübungsgerätes bedient Die Erfindung betrifft Flngübungsgeräte für Flugschüler und bezieht sich insbesondere auf am Boden befindliche Geräte der erwähnten Art zur Berechnung von Flugzuständen und zur Nachbildung von Kräfteeinwirkungen auf den Flugschüler, die bei dem wirklichen Flug auftreten, wenn eine Drehung um die drei Achsen des Flugzeuges bei Flugmanövern, wie Längsneigung, Querneigung und Wenden, 'stattfindet.Device for simulating the effects of flight forces on the student pilot, who operates the control devices of a flight training device located on the ground Invention relates to, and particularly relates to, trainee pilot flight training devices on devices of the type mentioned, which are located on the ground, for calculating flight conditions and to simulate the effects of forces on the flight student, which is the case with the real one Flight occur when a rotation around the three axes of the aircraft during flight maneuvers, such as pitch, roll and turn, 'takes place.

Bei dem wirklichen Flug können die kombinierten Wirkungen der Schwerkraft, der Beschleunigung und der Zentrifugalkraft, die auf den Körper des Flugschülers einwirken, als eine resultierende Kraft dargestellt werden, die entweder in -einer zum Sitz des Piloten senkrechten Richtung wirkt, wie z. B. bei einem richtig ausgeführten Kurvenflug, bei dem der Flugschüler fühlt, daß .er normal aufrecht sitzt, oder die. unter einem Winkel zu dem Sitz wirkt, wie bei »seitlichem Abrutschen« oder »Schiebeflug«-Manövern,. wobei der Flugschüler fühlt, daß er nach der einen oder anderen Richtung kippt. Die Kräfte; die auf den Flugschüler wirken, sind im wesentlichen die Schwerkraft und Zentrifugalkraft infolge des Gierens und die Zentrifugalkraft infolge der Längsneigung. Es genügt daher nicht, bei einem Bodenübungsgerät die erwähnten Manöver lediglich durch ein Kippen des Fahrgestells in der allgemeinen Richtung der Knüppelbewegung nachzuahmen, da ein solches .Kippen sehr irreführend sein kann. So ist z. B. bei einer flachen Kurve nach links bei einer Geschwindigkeit, die ein Schieben verursacht, die Zentrifugalkraft größer als die Schwerkraft, und die resultierende Kraft, die auf den Flugschüler einwirkt, erzeugt den Eindruck, daß sein Sitz nach rechts kippt anstatt nach links. Auch im Fall einer exakt geflogenen Kurve würde eine Neigung des Sitzes dem Flugschüler einen vollständig falschen Eindruck vermitteln, da bei einer solchen Kurve die Sitzreaktion normal sein würde. Ähnliche falsche Eindrücke können auch'bei einer Längsneigung des Flugzeuges erzeugt werden, wobei z. B. die Beschleunigung beim Sturzflug dem Flugschüler tatsächlich das Gefühl geben kann, daß sein Sitz nach hinten statt nach vorn kippt, während das Umgekehrte bei einer Verlangsamung während eines flachen Anstieges der Fall ist.In real flight, the combined effects of gravity, the acceleration and centrifugal force acting on the student's body act, can be represented as a resultant force, either in -an acts perpendicular to the seat of the pilot, such. B. in a correctly executed Turning flight in which the trainee pilot feels that he is sitting normally upright, or that. acts at an angle to the seat, as in "sliding sideways" or "sliding flight" maneuvers. the trainee pilot feeling that he is tipping one way or the other. The forces; that act on the trainee pilot are essentially gravity and centrifugal force due to yaw and centrifugal force due to pitch. It is therefore not sufficient to merely perform the mentioned maneuvers in a floor exercise device by tilting the chassis in the general direction of stick movement to imitate, as tilting can be very misleading. So is z. B. at a flat one Curve to the left at a speed that is a Pushing causes the centrifugal force to be greater than gravity, and the resulting Force acting on the trainee pilot creates the impression that his seat is after right tilts instead of left. Even in the case of a precisely flown curve an inclination of the seat gives the student pilot a completely wrong impression, because with such a curve the seat reaction would be normal. Similar wrong Impressions can also be produced when the aircraft is pitched longitudinally, with z. B. the acceleration during a dive actually give the student pilot the feeling may have the seat tilt backwards instead of forwards, while the reverse is true for slowing down during a shallow climb.

Ein Hauptgegenstand der Erfindung ist es daher, eine Einrichtung zur Berechnung von Flugzuständen und zur Nachahmung der Wirkungen zu schaffen, die im allgemeinen als »Sitzgefühl« bezeichnet werden und die bei wirklichen Flugmanövern infolge der kombinierten Schwerkraft, Beschleunigung und Zentrifugalkraft auf den Flugschüler einwirken.A main object of the invention is therefore to provide a device for Calculation of flight conditions and to imitate the effects that are created in the are generally referred to as the "feeling of sitting" and that are used in real flight maneuvers due to the combined force of gravity, acceleration and centrifugal force on the Acting student pilots.

Ein weiterer Gegenstand der Erfindung ist die Schaffung von verbesserten Berechnungs- und Steuermitteln, die auf die Bedienung von nachgebildeten Flugsteuerungen ansprechen, um die Lage des Sitzes des Flugschülers in Übereinstimmung mit einem resultierenden Kräftevektor zu bestimmen, .der von den nachgeahmten Flugbedingungen abgeleitet wird.Another object of the invention is to provide improved Calculation and control means which are used to operate simulated flight controls address to the location of the student's seat in accordance with a to determine the resulting force vector, of the simulated flight conditions is derived.

Ein weiterer und speziellerer Gegenstand der Erfindung ist die Schaffung von verbesserten elektrischen Berechnungs- und Steuereinrichtungen, die auf die Bedienung von nachgeahmten Flugsteuerungen ansprechen, um Steuerspannungen zu erhalten, welche Kräftevektoren darstellen, die auf den Flugschüler einwirken, wobei diese Spannungen dazu benutzt werden, die Lage des Sitzes des Flugschülers in dem Übungsgerät zu steuern.Another and more specific object of the invention is to provide of improved electrical computing and control facilities based on the Address the operation of simulated flight controls in order to obtain control voltages, which represent force vectors that act on the trainee pilot, these Tensions are used to adjust the location of the student pilot's seat in the training device to control.

Die Erfindung wird in der folgenden Beschreibung im "Zusammenhang mit den Zeichnungen näher erläutert.The invention is referred to in the following description in "context explained in more detail with the drawings.

Fig. Z ist eine schematische Darstellung eines elektrischen Berechnungs- und Steuersystems in einem Flugübungsgerät zur Nachbildung von Kräfteeinwirkungen auf den Flugschüler; Fig. 2 zeigt schematisch das Flugrechensystem der Fig. i in größerer Ausführlichkeit, und Fig. 3 und q. sind Vektordiagramme, die die resultierenden Kräftevektoren zeigen.Fig. Z is a schematic representation of an electrical calculation and control system in a flight training device for simulating the effects of forces on the student pilot; Fig. 2 shows schematically the flight computer system of Fig. I in in greater detail, and Figs. 3 and q. are vector diagrams showing the resulting Show force vectors.

In Fig. i ist eine Kabine S des Übungsgerätes mit dem Platz des Piloten schematisch in Verbindung mit den, zugehörigen Berechnungs-_ und Steuereinrichtungen der Erfindung dargestellt.- Das Übungsgerät kann an sich irgendeine geeignete Bauart haben und enthält einen Sitz i für den Flugschüler sowie Nachbildungen der Flugzeugsteuerung einschließlich einer Drossel e, eines Knüppels oder einer Steuersäule -3 und, @ der Seitenruderpedale q.. Die betreffenden Steuerungen der Drossel und des Quer-, Höhen- und Seitenruders sind gemäß einer bevorzugten Ausführungsform mit Mitteln zur Ableitung von Spannungen betriebsmäßig verbunden, z.. B. mit Potentiometern 15, 16, 17 und 18, die bewegliche Kontakte 15', 16', T7' und 18' haben. Die Potentiometerkontakte können zur Ableitung von Spannungen je nach der betreffenden Flugzeugsteuerbetätigung in an sich bekannter Weise verstellt werden. Es. sei bemerkt, daß die Erfindung auch bei anderen Arten von Übungsgeräten anwendbar ist, wie z. B. bei solchen, die zur Drehung im Azimuf gebaut sind, ohne daß es auf die besondere Art des Betriebsmediums ankommt.In Fig. I is a cabin S of the training device with the place of the pilot schematically in connection with the associated calculation and control devices of the invention. The exercise device may be of any suitable type per se have and contains a seat i for the student pilot and replicas of the aircraft controls including a throttle e, a stick or a control column -3 and, @ the rudder pedals q .. The relevant controls of the throttle and the aileron, Elevator and rudder are according to a preferred embodiment with means operationally connected to divert voltages, e.g. with potentiometers 15, 16, 17 and 18 which have movable contacts 15 ', 16', T7 'and 18'. The potentiometer contacts can be used to derive voltages depending on the aircraft control actuation concerned can be adjusted in a manner known per se. It. it should be noted that the invention is also applicable to other types of exercise equipment, such as. B. in those who are built for rotation in the Azimuf without it being due to the special type of operating medium arrives.

Die Kabine S des Flugschülers ist in geeigneter Weise kardanisch bei 9 gelagert, so daß eine Längsneigung um die Querachse und eine Quer- oder Rollneigung um die Längsachse ausgeführt. werden können, wobei die Achsen als Y- und X-Achsen bezeichnet sind (Fig. 3).* Die kardanische -Aufhängung 9 kann z. B. ein Joch io enthalten, das mit einer drehbaren Welle ii verbunden ist, die durch weiter unten beschriebene Mittel geschwenkt werden kann, um eine Querneigungsbewegung zu erzeugen, während eine Querachse 12, an der die Kabine S unmittelbar befestigt ist, in dem Joch drehbar montiert ist und durch zusätzliche, weiter unten beschriebene Mittel zur Erzeugung eiüer Längsneigung betätigt werden kann.The cabin S of the trainee pilot is suitably gimbaled at 9 stored, so that a longitudinal inclination about the transverse axis and a transverse or roll inclination executed around the longitudinal axis. can be, with the axes as Y- and X-axes are designated (Fig. 3). * The gimbal suspension 9 can, for. B. a yoke io included, which is connected to a rotatable shaft ii, which is carried out by below means described can be pivoted to produce a bank movement, while a transverse axis 12, to which the cabin S is directly attached, in the Yoke is rotatably mounted and by additional means described below can be operated to generate a longitudinal incline.

Die elektrischen Berechnungs- und Steuersysteme zur Quer- und Längsneigung der Kabine des Flugschülers zur Nachahmung des obenerwähnten »Sitzgefühls« bei Flugmanövern ist schematisch in Fig. i angedeutet, während das Berechnungs- und Integriersystem in -Fig. 2 als Blockschaltbild wiedergegeben ist.The electrical calculation and control systems for lateral and longitudinal inclination the cabin of the trainee pilot to imitate the above-mentioned "sitting feeling" during flight maneuvers is indicated schematically in Fig. i, while the calculation and integration system in -Fig. 2 is shown as a block diagram.

In Fig. i ist eine Bezugswechselspannungsquelle E zur Speisung des gesamten Systems vorgesehen, und die verschiedenen abgeleiteten und Steuerspannungen werden dieser Quelle entnommen, wobei die positiven und negativen Zeichen den Augenblickswert der Polarität mit Bezug auf die Bezugsstromquelle darstellen. So werden z. B. die verschiedenen Flugzeugsteuerpotentiometer von Spannungen gespeist, die bestimmte Funktionen der Eigengeschwindigkeit v darstellen, die in dem Berechnungssystem erhalten werden. Das Drosselpotentiome4er 1s wird an 'seiner unteren Klemme mit einer Spannung gespeist, die den Reziprokwert der Eigengeschwindigkeit- darstellt, und ist an seiner oberen Klemme geerdet, so daß die an dem Schleifkontakt 15' abgenommene Spannung bei der Einstellung der Drossel den Schub T nach der Beziehung wiedergibt. Die Höhen- und Seitenruderpotentiometer 17 und 18 werden je an ihren oberen Klemmen mit einer positiven Spannung. +v2 und an ihren unteren Klemmen mit einer negativen Spannung -v2 gespeist, welche dem Quadrat der Eigengeschwindigkeit entsprechen. Das Querruderpotentiometer 16 wird mit einer Spannung v gespeist, die linear zur Eigengeschwindigkeit ist. -Jedes Potentiometer ist mit einer geerdeten Mittelanzapfung versehen, um positive und negative Wendemomente um die üblichen Flugzeugachsen nach Fig. 3 mit Bezug auf den normalen ebenen Flug darzustellen. Die verschiedenen abgeleiteten Momentenspannungen der Steuerpotentiometer 15, 16, 17, und 18 werden durch Leitungen, ig, 2o, 2i und 22 dem Berechnungssystem 23 zugeführt, von dem Steuerspannungen zur Bedienung des Längs- und Quemeigungsgerätes der Flugschülerkabine S abgeleitet werden.In Fig. I an AC reference voltage source E is provided for feeding the entire system, and the various derived and control voltages are taken from this source, the positive and negative signs representing the instantaneous value of the polarity with respect to the reference current source. So z. B. the various aircraft control potentiometers fed by voltages which represent certain functions of the airspeed v, which are obtained in the calculation system. The throttle potentiometer 1s is fed at its lower terminal with a voltage which is the reciprocal of the airspeed represents, and is grounded at its upper terminal, so that the voltage taken off at the sliding contact 15 'when the throttle is adjusted, the thrust T according to the relationship reproduces. The elevator and rudder potentiometers 17 and 18 are each at their upper terminals with a positive voltage. + v2 and fed at their lower terminals with a negative voltage -v2, which corresponds to the square of the airspeed. The aileron potentiometer 16 is fed with a voltage v that is linear to the vehicle's own speed. -Each potentiometer is provided with a grounded center tap in order to display positive and negative turning moments around the usual aircraft axes according to FIG. 3 with reference to normal plane flight. The various derived torque voltages of the control potentiometers 15, 16, 17, and 18 are fed through lines, ig, 2o, 2i and 22 to the calculation system 23, from which control voltages for operating the longitudinal and lateral inclination device of the student cabin S are derived.

Es wird nun das Flugberechnungs- und Integriergerät der Fig. 2 beschrieben. Das Gerät enthält nach dieser Darstellung im wesentlichen sieben Servoeinheiten, von denen jede eine Flugbedingung, z. B. Eigengeschwindigkeit, Anstellwinkel, Änderung der Längsneigung usw.,. darstellt, die durch ein elektromechanisches Netzwerk miteinander verbunden sind, so daß sie nach gewissen Flugprinzipien arbeiten, um gleichzeitig und stetig die betreffenden Flugzustände zu berechnen. Die verschiedenen miteinander in Verbindung stehenden Kreise der dargestellten Servoeinheiten sind zum besseren Verständnis so weit vereinfacht, daß die Erfindung klar daraus hervorgeht.The flight computing and integrating device of FIG. 2 will now be described. According to this illustration, the device essentially contains seven servo units, each of which has a flight condition, e.g. B. Airspeed, angle of attack, change the pitch etc.,. represents interconnected by an electromechanical network are connected so that they operate according to certain principles of flight in order to simultaneously and continuously calculate the relevant flight conditions. The different with each other related circles of the illustrated servo units are for the better Understanding simplified so far that the invention clearly emerges therefrom.

Beim Betrieb der dargestellten Anlage werden in erster Linie Spannungen in Abhängigkeit von der Bedienung der oben beschriebenen nachgebildeten Flugzeugsteuerungen abgeleitet, die proportional den verschiedenen Geschwindigkeiten und Kräften sind, welche eine Bewegung oder Beschleunigung mit Bezug auf die drei Bezugsachsen entsprechend den aerodynamischen Grundbedingungen hervorrufen. Die drei Bezugsachsen der Fig. 3 und 4 sind erstens die Längs- oder x-Achse des Flugzeuges, zweitens eine y-Achse in Richtung der Flugzeugflügel senkrecht zur Längsachse und drittens eine Achse z, die auf den beiden anderen Achsen senkrecht steht, wobei alle Achsen durch den Schwerpunkt des Flugzeuges hindurchgehen.When operating the system shown, there are primarily tensions depending on the operation of the simulated aircraft controls described above derived, which are proportional to the various speeds and forces, which corresponds to a movement or acceleration with respect to the three reference axes the basic aerodynamic conditions. The three reference axes of Fig. 3 and 4 are firstly the longitudinal or x-axis of the aircraft, secondly a y-axis in the direction of the aircraft wing perpendicular to the longitudinal axis and thirdly an axis z, which is perpendicular to the other two axes, with all axes passing through the Go through the center of gravity of the aircraft.

Die translatorische und rotatorische Bewegung gegenüber diesen Achsen und gegenüber festen Achsen, die senkrecht und parallel zum Horizont liegen, werden durch die Servosysteme bestimmt. In einem dieser Systeme werden die Kräfte ermittelt, welche die Eigengeschwindigkeit (Luftgeschwindigkeit) ergeben, in einem anderen Servosystem werden Momente berechnet, um die Giergeschwindigkeit zu ermitteln, und in einem dritten werden Momente berechnet, um Neigungsänderungen zu erzeugen. Zwei Hilfsservomotoren sind vorgesehen, um den Anstellwinkel und das seitliche Abrutschen darzustellen, wobei der Anstellwinkel-Servomotor Geschwindigkeiten um die y-Achse integriert, um die aerodynamischen Größen des Auftriebes (Gewicht plus Zentrifugalkraft), des Luftwiderstandes und des Neigungsmomentes zu berechnen, während der Servomotor für seitliches Abrutschen den Winkel zwischen der Symmetrieebene des Flugzeuges und der Flugbahn ermittelt. Die beiden übrigen Servomotoren integrieren Winkelbewegungen in Abhängigkeit von Steuerspannungen, die von den drei obenerwähnten Servosystemen erzeugt werden, um die Flugzustände des Rollens und der Längsneigung wiederzugeben.The translational and rotational movement with respect to these axes and opposite fixed axes that are perpendicular and parallel to the horizon determined by the servo systems. In one of these systems the forces are determined which give the airspeed (airspeed) in another Servo system are calculated to determine the yaw rate, and moments in a third, moments are calculated in order to produce changes in inclination. Two Auxiliary servomotors are provided to control the angle of attack and side slip To illustrate, the angle of attack servo motor speeds around the y-axis integrated to the aerodynamic sizes of the lift (weight plus centrifugal force), the air resistance and the inclination torque to calculate while the servo motor for lateral slipping, the angle between the plane of symmetry of the aircraft and the flight path is determined. The other two servomotors integrate angular movements depending on control voltages generated by the three servo systems mentioned above can be generated to reflect the flight conditions of taxiing and pitch.

Gemäß den bekannten Prinzipien der Aerodynamik ist die Eigengeschwindigkeit v eine Funktion des Motorschubes T, der stets positiv ist (mit Ausnahme des Propellerwiderstandes beim Leerlauf im Flug mit weniger als etwa i2oo Umdrehungen pro Minute), sowie der Schwerkraft G, die entweder positiv oder negativ sein kann, je nachdem das Flugzeug sich im Abwärts- oder Aufwärtsflug befindet, und des Luftwiderstandes, der natürlich negativ ist. Der Luftwiderstand hat im allgemeinen zwei Komponenten, nämlich eine Widerstandskomponente mit konstantem Koeffizienten, die sich mit dem Quadrat der Eigengeschwindigkeit v2 ändert, und eine weitere Widerstandskomponente, die von, einem veränderlichen Koeffizienten CD(a) abhängt, der sich mit dem Anstellwinkel (a) ändert, d. h. dem Winkel zwischen der Sehne der Flügel und dem Luftstrom.According to the well-known principles of aerodynamics, the airspeed is v is a function of the engine thrust T, which is always positive (with the exception of the propeller resistance when idling in flight with less than about i2oo revolutions per minute), as well as the Gravity G, which can be either positive or negative depending on the aircraft is flying downwards or upwards, and the drag that is natural is negative. Air resistance generally has two components, namely one Resistance component with constant coefficient, which is equal to the square of Airspeed v2 changes, and another drag component, which is determined by, depends on a variable coefficient CD (a), which varies with the angle of attack (a) changes, d. H. the angle between the tendon of the wings and the airflow.

Unter Bezugnahme auf Fig. 2 sei angenommen, daß eine Anzahl von Wechselspannungen, die verschiedene Werte von Schub, Schwerkraft und Luftwiderstand entsprechend den Augenblickswerten von Polarität und Größe der betreffenden Spannungen darstellen, getrennt einem Summierungsverstärker zugeführt werden,- der schematisch bei 25 angedeutet ist und ein Teil eines Servosystems mit der Bezeichnung vEigengeschwindigkeitcc -(air speed) ist. Derartige Verstärker, die eine Anzahl von verschiedenen Wechselspannungen veränderlicher Größe und Polarität algebraisch addieren, sind an sich bekannt, und eine ausführliche Schaltung braucht daher nicht angegeben zu werden. Der Ausgang des Verstärkers 25 steuert eine selbsttätig sich abgleichende Servoschaltung, die einen Zweiphasenmotor 26 enthält, dessen Steuerphase 27 von der Ausgangsspannung des Verstärkers in der dargestellten Weise gespeist wird, während die andere Phase 28 mit einer konstanten Bezugswechselspannung +e1 gespeist wird. Die Betriebsweise eines solchen Motors ist an sich bekannt; er läuft in der einen Richtung um, wenn die Steuer- und Bezugsspannungen in den betreffenden Phasen die gleichen Augenblickswerte der Polarität haben, und in der umgekehrten Richtung, wenn der Augenblickswert der Polarität der Steuerspannung derjenigen der Bezugsspannung entgegengesetzt ist, wobei die Geschwindigkeit des Umlaufs in beiden Fällen von der Größe der Steuerspannung abhängt. Der Motor treibt einen zweiphasigen Rückführungsgenerator 29, dessen eine Phase 30 von einer Bezugswechselspannung +e2 erregt wird, während die andere Phasenwicklung 31 entsprechend der Motorgeschwindigkeit eine Rückführungsspannung E f, für eine weiter unten beschriebene Geschwindigkeitssteuerung erzeugt. Die Rückführungsspannung Efb stellt d. h. die Beschleunigung dar und wird einerseits dem Eingang des Verstärkers 25 und andererseits über eine Leitung 24 dem Gerät der Fig. i für einen weiter unten beschriebenen Zweck zugeführt. Der Motor dient auch dazu, über ein Untersetzungsgetriebe 32 und geeignete mechanische Verbindungsglieder, die durch die gestrichelte Linie 33 angedeutet sirid, die Kontakte eines Potentiometersystems und den Zeiger eines Fahrtmessers 34 zu betätigen.With reference to FIG. 2 it is assumed that a number of alternating voltages, which represent different values of thrust, gravity and air resistance corresponding to the instantaneous values of polarity and magnitude of the voltages concerned, are fed separately to a summing amplifier - which is indicated schematically at 25 and is part of a servo system called vEigenfrequenzcc - (air speed). Such amplifiers, which algebraically add a number of different alternating voltages of variable magnitude and polarity, are known per se, and a detailed circuit therefore does not need to be given. The output of the amplifier 25 controls an automatically adjusting servo circuit which contains a two-phase motor 26, the control phase 27 of which is fed by the output voltage of the amplifier in the manner shown, while the other phase 28 is fed with a constant reference alternating voltage + e1. The mode of operation of such a motor is known per se; it rotates in one direction if the control and reference voltages in the relevant phases have the same instantaneous polarity values, and in the opposite direction if the instantaneous polarity value of the control voltage is opposite to that of the reference voltage, the speed of rotation in in both cases depends on the size of the control voltage. The motor drives a two-phase feedback generator 29, one phase 30 of which is excited by a reference AC voltage + e2, while the other phase winding 31 generates a feedback voltage E f corresponding to the motor speed for a speed control described below. The feedback voltage Efb represents ie the acceleration and is fed on the one hand to the input of the amplifier 25 and on the other hand via a line 24 to the device of FIG. 1 for a purpose described further below. The motor also serves to actuate the contacts of a potentiometer system and the pointer of an airspeed indicator 34 via a reduction gear 32 and suitable mechanical connecting elements, which are indicated by the dashed line 33.

Die einzelnen Widerstandselemente 35, 36 und 37 der Pottentiometer sind in bekannter Weise auf Formen gewickelt und können in der Praxis kreis-oder bandförmig ausgebildet sein, sind aber in der schematischen Darstellung als ebene Widerstände angedeutet.The individual resistance elements 35, 36 and 37 of the Potentiometer are wound on forms in a known manner and can in practice circular or be designed in the form of a band, but are in the schematic representation as a flat Resistances indicated.

Es ist ersichtlich, daß ein Betrieb des Motors 26 in einer der beiden Richtungen nicht nur eine entsprechende Veränderung der Anzeige der Eigengeschwindigkeit, sondern auch eine Bewegung der Schleifkontakte 35a, 36a. und 37a bewirkt, so daß sich diese auf den betreffenden Potentiometerelementen in Winkelstellungen bewegen, in denen Potentiometerspannungen abgeleitet, d. h. abgegriffen oder ausge*ählt werden, -die von der betreffenden Kontaktstellung abhängen. Jedes Potentiometer ist so geformt oder hat eine solche Kontur, daß der Wert der abgegriffenen Spannung än dem Potentiometerkontakt eine bestimmte Beziehung zu der linearen Bewegung des Schleifkontaktes - hat, die von der speziellen Funktion des Potentiometers abhängt, wobei an den Klemmen des Potentiometers eine Spannung aufgedrückt- wird, deren Augenblickswerte. der Polarität und Größe auch von der Funktion des Potentiometers abhängen. Gemäß . der Erfindung stellt die Kontur aller Funktionspotentiometer die Ableitung der betreffenden Funktion dar. Die Potentiometer 35 und 37 der Fig. 2 haben z. B. einen linearen Verlauf, während das Potentiometer 36 einen solchen -Umriß hat, daß es die Beziehung x = y2 darstellt, wobei x der linearen Bewegung des. Kontaktes und y -der abgeleiteten Potentiometerspannung, im vorliegenden Fall dem Quadrat der Eigengeschwindigkeit, entspricht.It can be seen that an operation of the motor 26 in one of the two directions not only results in a corresponding change in the display of the vehicle's own speed, but also a movement of the sliding contacts 35a, 36a. and 37a causes them to move on the relevant potentiometer elements in angular positions in which potentiometer voltages are derived, ie tapped or selected, -which depend on the relevant contact position. Each potentiometer is shaped or has such a contour that the value of the tapped voltage on the potentiometer contact has a certain relationship to the linear movement of the sliding contact - which depends on the special function of the potentiometer, with a voltage being applied to the terminals of the potentiometer - will, their instantaneous values. the polarity and size also depend on the function of the potentiometer. According to . According to the invention, the contour of all function potentiometers represents the derivation of the relevant function. The potentiometers 35 and 37 of FIG. B. a linear curve, while the potentiometer 36 has such a contour that it represents the relationship x = y2, where x corresponds to the linear movement of the. Contact and y -the derived potentiometer voltage, in the present case the square of the vehicle's own speed.

Spezieller ausgedrückt ist der Umriß oder die Breitenänderung und daher die Widerstandsverteilung der verschiedenen Potentiometer, die zur Ableitung von Spannungen benutzt werden, welche Flugzeugeigenschaften nachbilden, proportional dem-abgeleiteten Wert der Funktion der betreffenden Eigenschaft mit Bezug auf die Variable, die durch die Einstellung des Potentiometers, dargestellt wird. Es sei. z. B. angenommen, daß die Funktion linear ist, wenn z. B. :eine abgegriffene Spannung direkt proportional dem Abstand ist, den der vom- Servomotor betätigte Potentipmeterkontakt von einer Nullstellung hat. Die Neigung der Funktionskurve ist dann. das konstante Verhältnis der abgegriffenen Spannung zur Zunahme der unabhängigen Veränderlichen, die durch den Kontaktweg von der Nullstellung dargestellt wird. Die Ableitung dieser Beziehung ist die gleiche für alle Kontakteinstellungen, so daß- die Breite - des Umrisses gleichmäßig ist und der Widerstand rechteckige Form hat. Wenn nur die Funktion sich nach einem quadratischen Gesetz ändert, z. B. x = y2, dann bestimmt die Ableitung dieser Gleichung f(t,) = 2 y die Breite des Potentiometers. Das Potentiometer hat daher einen gerade verlaufenden schrägen Rand, so daB es eine Keilform aufweist.More specifically, the outline or change in width is and hence the resistance distribution of the various potentiometers that are used to derive of voltages that simulate aircraft properties are used proportionally the-derived value of the function of the property in question with reference to the Variable that is represented by the setting of the potentiometer. Be it. z. E.g. assume that the function is linear when e.g. B.: a tapped voltage is directly proportional to the distance between the potentiometer contact actuated by the servomotor has from a zero position. The slope of the function curve is then. the constant Ratio of the tapped voltage to the increase in the independent variables, which is represented by the contact path from the zero position. The derivation of this Relationship is the same for all contact settings, so - the width - of the Outline is uniform and the resistor is rectangular in shape. If only the function changes according to a quadratic law, e.g. B. x = y2 then determines the derivative of this equation f (t,) = 2 y the width of the potentiometer. The potentiometer has hence a straight sloping edge so that it has a wedge shape.

Wenn in einem anderen Fäll .eine Kosjnusfunktion beteiligt ist, ist ..die Ableitung oder die Steilheit .der Kosinuskurve gleich dein Ausdruck wobei B der in Radiant gemessene Winkel ist. Der UmriB des Poteutiometervxiderstandes für entsprechende Werte von B ist daher sinusförmig,- wobei die negativen Werte durch entsprechende Wahl- der an das Potentiometer angelegten Polarität berücksichtigt werden. Wenn umgekehrt eine Sinusfumktion beteiligt ist, haben die Potentiometerwiderstände -für entsprechende Werte von B einen Xosinusurnriß. Das Potentiometer 36 der Fig. 2 wird an seiner oberen Klemme, welche die maximale Eigengeschwindigkeit daistellt, mit einer negativen Spannung -E von der Bezugsspannungsquelle gespeist und ist an seinem unteren Ende geerdet, so daß die abgeleitete Spannung am Schleifkontakt 3611 den Wert -v2 darstellt und daher auch den konstanten Koeffizienten des Luftwiderstandes wiedergibt, der oben erwähnt wurde. Der Kontakt 36a ist- durch eine Leitung 38 mit dem Eingang des Verstärkers 25 verbunden. Die Spannung dieses Kontaktes wird daher als eine Eingangsspannung für den Eigengeschwindigkeitssummenverstärker benutzt, die das Bestreben hat, der positiven Spannung für - den. Schub T entgegenzuwirken, wobei.die Anordnung so getroffen ist, daB bei einem Gleichgewicht sämtlicher Verstärkereingangsspannungen, d. h. -während eines Zeitraumes, bei dem keine Änderung der Eigengeschwindigkeit auftritt, die Ausgangsspannung des Verstärkers Null ist und der Motor 26 nicht erregt wird. Irgendeine Änderung der Eingangsspannungen, welche dazu führt, das System entweder in positiver oder negativer Richtung aus dem Gleichgewicht zu bringen, wie z. B. eine Änderung der Drosseleinstellung, wenn die Schub- und Widerstandsspannungen ungleich -sind, verursacht eine Betätigung des Motors 26 in einer entsprechenden Richtung, so daß die Potentiometerkontakte in eine neue Gleichgewichtslage bewegt werden, wodurch die neu abgeleiteten Spannungen das Gleichgewicht der Motoreingangsspannungen wieder herzustellen suchen.If in another case. A cosine function is involved, ... the derivative or the steepness. Of the cosine curve is equal to your expression where B is the angle measured in radians. The contour of the potentiometer resistance for corresponding values of B is therefore sinusoidal - the negative values being taken into account by appropriate selection of the polarity applied to the potentiometer. Conversely, if a sinus function is involved, the potentiometer resistances - for corresponding values of B - have a xosinus outline. The potentiometer 36 of FIG. 2 is fed with a negative voltage -E from the reference voltage source at its upper terminal, which represents the maximum airspeed, and is grounded at its lower end, so that the voltage derived at the sliding contact 3611 represents the value -v2 and therefore also represents the constant coefficient of air resistance mentioned above. The contact 36a is connected to the input of the amplifier 25 by a line 38. The voltage of this contact is therefore used as an input voltage for the airspeed summing amplifier, which tends to produce the positive voltage for the. To counteract thrust T, whereby the arrangement is made so that when all amplifier input voltages are in equilibrium, that is, during a period in which there is no change in the airspeed, the output voltage of the amplifier is zero and the motor 26 is not excited. Any change in the input voltages which tends to unbalance the system in either a positive or negative direction, such as e.g. B. a change in the throttle setting, if the thrust and resistance voltages are unequal, causes an actuation of the motor 26 in a corresponding direction, so that the potentiometer contacts are moved into a new equilibrium position, whereby the newly derived voltages restore the equilibrium of the motor input voltages Looking for.

Um eine Spannung abzuleiten, die proportional der Eigengeschwindigkeit v ist, wird das lineare Potentiomet'er 35 durch eine Spannung -E gespeist, und der Schleifkontakt 35a wird entsprechend der Größe -der Eigenge:,chwindigkeit eingestellt. Diese abgeleitete Spannung wird in einem anderen Teil des weiter unten beschriebenen Systems benutzt. .To derive a voltage that is proportional to the airspeed v, the linear potentiometer 35 is fed by a voltage -E, and the Sliding contact 35a is set according to the size of the Eigenge:, speed. This derived voltage is described in another part of that below System used. .

Die Schubspannung wird von der Einstellung des Motordrosselpotentiometers 15 (Fig. z und 2) abgeleitet; dessen Kontakt 15' vom Flugschüler direkt eingestellt wird, um die Drosselsteuerung nachzuahmen. Das Potentiometer wird von einer Spannung (Leitung 39) gespeist, die von dem Kontakt 37a des Potentiometers 37 abgegriffen wird, das an seinem unteren Ende an eine Spannung +E angeschlossen ist, während die obere Klemme über einen Widerstand R geerdet und außerdem mit dem Schleifkontakt 37a direkt verbunden ist, um eine Spannung . abzuleiten, die proportional' dem Reziprokwert der Eigengeschwindigkeit ist, so daß die Beziehung eingehalten wird, die einfach der (3siundgleichung entspricht. Es ist ersichtlich, daß die Schubeingangsspannung im allgemeinen der abgegebenen Motorleistung entspricht, die durch :die "Drosseleinstellung und die Eigengeschwindigkeit bestimmt ist. Die Eingangsspannung CD des Widerstandskoeffizienten ändert sich, wie oben angegeben, mit dem Anstellwinkel a. Es ist daher ein weiteres Servosystem mit der Bezeichnung »Anstellwinkel« (angle of attack) vorgesehen, um eine Gruppe von Spannungen abzuleiten, die verschiedenen Faktoren entspricht, welche vom Anstellwinkel abhängen. Ein Zweiphasenmotor 40 (ähnlich wie Motor 26) des Anstellwinkelsystems wird von der Ausgangsspannung eines Summierungsverstärkers ei in der oben beschriebenen Weise erregt, um einen Rückführungsgenerator 42 anzutreiben und die Kontakte 43d, 44a und 45d der Potentiometer 43, 14 und 45 zu verstellen. Diese Potentiometer dienen der Berechnung des Luftwiderstandes, der Änderungsgeschwindigkeit von a infolge einer Auftriebsänderung und des Längsneigungsmomentes. Die Eingangsspannungen des a-Verstärkers 41: enthalten Spannungen, die eine Funktion der Schwerkraft G, des Auftriebes GL und des Längsneigungsmomentes Car sind. Diese Eingangsspannungen werden im folgenden kurz erläutert. Der Luftwiderstand- kann in Abhängigkeit vom Anstellwinkel ausgedrückt werden als wobei D der Luftwiderstand in kg, o die Luftdichte, CD(a) der Widerstandskoeffizient und s die projizierte Flügelfläche ist. Der Luftwiderstand ist daher eine Funktion von v2, d. h. dem Quadrat der Eigengeschwindigkeit. Um diese Beziehung darzustellen, hat das Potentiometer 43 einen entsprechenden UmriB und wird an seinen gegenüberliegenden Klemmen mit einer Spannung -v2 gespeist, die von dem Potentiometer 36 des Eigengeschwindigkeitssystems abge-0riffen wird. Die Mitte des Potentiometers 43 ist über einen Widerstand bei einem Anstellwinkel geerdet, für den der Luftwiderstandskoeffizient CD(a) Null ist, und der Schleifkontakt 4:3a ist über eine Leitung 46 mit dem Eigengeschwindigkeitsverstärker 25 verbunden. Die abgeleitete Spannung am Kontakt 43a kann daher, da sie .sich bei einer Änderung des Anstellwinkels im allgemeinen nach der obigen Beziehung ändert, als Eingangsspannung D (a) des Eigengeschwindigkeitsverstärkers benutzt werden. Der Schwerkraftseingang G, der von c3 .er Längsneigung des Flugzeuges abhängt, benötigt ein weiteres Servosystem, das weiter unten beschrieben wird.The shear stress is derived from the setting of the motor throttle potentiometer 15 (FIGS. Z and 2); whose contact 15 'is set directly by the trainee pilot to mimic the throttle control. The potentiometer is fed by a voltage (line 39) which is tapped from the contact 37a of the potentiometer 37, which is connected at its lower end to a voltage + E, while the upper terminal is grounded via a resistor R and also to the sliding contact 37a is directly connected to a voltage. to derive the proportional 'the reciprocal of the airspeed is so that the relationship is adhered to, which is simply the (3siundequation is equivalent to. It can be seen that the thrust input voltage generally corresponds to the output motor power, which is determined by: the throttle setting and the airspeed. The input voltage CD of the drag coefficient changes, as stated above, with the angle of attack a The angle of attack is intended to derive a group of voltages corresponding to various factors which depend on the angle of attack described manner in order to drive a feedback generator 42 and to adjust the contacts 43d, 44a and 45d of the potentiometers 43, 14 and 45. These potentiometers are used to calculate the air resistance, the rate of change of a due to a change in lift and the pitch moment of the a-amplifier 41: contain voltages which are a function of the force of gravity G, the lift GL and the pitch moment Car. These input voltages are briefly explained below. The air resistance can be expressed as a function of the angle of attack where D is the drag in kg, o is the air density, CD (a) is the drag coefficient and s is the projected wing area. The air resistance is therefore a function of v2, ie the square of the airspeed. To illustrate this relationship, the potentiometer 43 has a corresponding contour and is fed at its opposite terminals with a voltage -v2, which is tapped from the potentiometer 36 of the airspeed system. The center of the potentiometer 43 is grounded via a resistor at an angle of attack for which the drag coefficient CD (a) is zero, and the sliding contact 4: 3a is connected to the airspeed amplifier 25 via a line 46. The derived voltage at the contact 43a can therefore be used as the input voltage D (a) of the airspeed amplifier, since it generally changes with a change in the angle of attack according to the above relationship. The gravity input G, which depends on the pitch of the aircraft, requires a further servo system, which is described below.

Die Eingangsspannungen des Anstellwinkel-(a)-Verstärkers 41 werden im folgenden erörtert. Das Anstellwinkelservosystem ist ein integrierendes Servosystem, das den Augenblickswert des Anstellwinkels aus der zeitlichen Integration von Geschwindigkeiten ableitet, die, wie z. B. uoy, den Anstellwinkel beeinflussen. Der Schwerkraftsfaktor, der, wie oben erwähnt, von der Steig- oder Sturzfluglage beeinflußt wird, kann in zwei Komponenten zerlegt werden, welche den Anstellwinkel- und Eigengeschwindigkeitsverstärkern 41 bzw. 25 zugeführt werden. In der Praxis sind diese Schwerkraftsspannungen go°-Komponenten, d. h. die Eigengeschwindigkeitskomponente wirkt entlang der Flugbahn, und die Anstellwinkelkomponente steht senkrecht dazu. Im vorliegenden Beispiel sind die v- und a-Schwerkraftskomponenten von dem Potentiometer 47 und 48 des »Längsneigungs«-(pitch)-Servosystems O abgeleitet, wobei der Längsneigungsverstärker 50 so geschaltet ist, daB er den Zweiphasenmotor 51 usw. eines »Neigungsänderungssystems« (rate of pitch) betätigt, das weiter unten beschrieben wird. Das Neigungspotentiometer 47 hat einen entsprechenden UmriB (kosinusförmig im vorliegenden Fall) und ist an um 18o° versetzten Punkten geerdet, um sowohl den normalen Flug als auch den ebenen Rückflug darzustellen, und das Potentiometer wird an zwischen den Erdpunkten liegenden Stellen mit Spannungen -E und +E gespeist, die Schwerkraftswerte des Aufwärts-(negativ) und Abwärtsfluges (positiv) darstellen. Die abgeleitete Spannung am Kontakt 47" stellt die Schwerkraftskomponente G sin 0 dar, welche bei niedrigen Anstellwinkeln die Wirkung des Flugzeuggewichtes bei zunehmendem oder abnehmendem Schub und infolgedessen Eigengeschwindigkeit darstellt, und wird durch eine Leitung 49 dem Gerät der Fig. i sowie durch eine Leitung 52 dem v-Verstärker 25 zugeführt. Die Eingangsspannung der Schwerkraftskomponente für den a-Verstärker 41: kann als eine Beziehung dargestellt werden, wobei dieser Ausdruck die Dimension einer Geschwindigkeit hat, wie dies von dem integrierenden Servosystem des Anstellwinkels gefordert wird. Um diese Spannung abzuleiten, wird das Neigungspotentiometer 48, welches eine Kosinusform wie das Potentiometer 47 aufweist, mit Potentialen gespeist, die von dem Eigengeschwindigkeitspotentiometer 37 abgeleitet sind und und darstellen. Die abgeleitete Spannung an dem Kontakt 4811 des Potentiometers 48 (welcher um go° von dem Kontakt 47" versetzt ist) stellt- die Schwerkraftskomponente dar, wobei der Zähler die Komponente ist, die durch den Auftrieb erzeugt werden soll, der vom Anstellwinkel abgeleitet wird und die durch eine Leitung 53 dem a-Verstärker 41 zugeführt wird.The input voltages to the angle of attack (α) amplifier 41 are discussed below. The angle of attack servo system is an integrating servo system that derives the instantaneous value of the angle of attack from the temporal integration of speeds that, such as, for. B. uoy, affect the angle of attack. The gravity factor, which, as mentioned above, is influenced by the climb or dive attitude, can be broken down into two components, which are fed to the angle of attack and airspeed amplifiers 41 and 25, respectively. In practice, these gravitational tensions are go ° components, ie the airspeed component acts along the flight path and the angle of attack component is perpendicular to it. In the present example, the v and a gravity components are derived from the potentiometer 47 and 48 of the "pitch" servo system O, the pitch amplifier 50 being connected in such a way that it drives the two-phase motor 51 etc. of a "pitch change system" ( rate of pitch), which is described below. The inclination potentiometer 47 has a corresponding contour (cosine-shaped in the present case) and is grounded at points offset by 180 ° in order to represent both normal flight and plane return flight, and the potentiometer is provided with voltages -E and + E, which represent the gravity values of the upward (negative) and downward flight (positive). The derived voltage at contact 47 ″ represents the gravitational component G sin 0, which at low angles of attack represents the effect of the aircraft's weight with increasing or decreasing thrust and, as a result, airspeed to the v-amplifier 25. The input voltage of the gravity component for the a-amplifier 41: can be expressed as a relation This expression has the dimension of a speed as required by the integrating servo system of the angle of attack. In order to derive this voltage, the inclination potentiometer 48, which has a cosine shape like the potentiometer 47, is fed with potentials which are derived from the airspeed potentiometer 37 and and represent. The derived voltage at the contact 4811 of the potentiometer 48 (which is offset by go ° from the contact 47 ″) represents the gravity component where the numerator is the component that is to be generated by the lift, which is derived from the angle of attack and which is fed to the a-amplifier 41 through a line 53.

Unter Bezugnahme auf das Anstellwinkelsystem kann der Auftrieb L in kg durch die Beziehung ausgedrückt werden, wobei CL(a) der Auftriebskoeffizient ist. Der Auftrieb ist daher auch eine Funktion des Quadrates der Eigengeschwindigkeit und hängt von der nachgebildeten Flugzeugtype ab. Das Potentiometer 4.4 des a-Systems zur Bestimmung des Auftriebs hat einen geeigneten UmriB, um den Koeffizienten CL(, ,) des betreffenden Flugzeuges nachzubilden, und ist über einen Widerstand im mittleren Teil bei einem Wert des Anstellwinkels geerdet, bei dem der Auftriebskoeffizient gleich Null ist. Wenn das Potentiometer durch eine Spannung v2 gespeist würde, würde die abgeleitete E M K die Beschleunigung des Auftriebes darstellen. Wenn diese Beschleunigung durch die Eigengeschwindigkeit dividiert wird, dann hat der Faktor die Dimension einer Geschwindigkeit, wie dies von dem integrierenden Servosystem des Anstellwinkelsystems für die Ermittlung des Augenblickswertes des Anstellwinkels erforderlich ist. Das Potentiometer 44 wird an seinen oberen und unteren Klemmen durch Spannungen -v und +v gespeist, die von dem Eigengeschwindigkeitspotentiometer 35 abgeleitet sind. Der positive Augenblickswert von v kann in geeigneter Weise -durch einen 18o'-Phasenschieber erhalten werden. Der Kontakt 44a des Potentiometers 44 leitet datier eine vom Auftrieb abhängige Spannung ab, die als Eingangsspannung dem a-Verstärker 41 zugeführt wird. Das Anstellwinkelsystem hat ferrier eine Eingangsspannung, die dem Winkelbetrag der Längsneigung entspricht, und diese Eingangsspannung wird von 'dem integrierenden Servosystem abgeleitet, das mit »Neigungsänderung« co, bezeichnet ist, und zwar an einem Potentiometer 59, dessen Schleifkontakt 59a eine Spannung abnimmt; die direkt proportional der Stellung auf der co, -Welle ist.With reference to the angle of attack system, the lift L in kg can be given by the relationship where CL (a) is the lift coefficient. The lift is therefore also a function of the square of the airspeed and depends on the type of aircraft being simulated. The potentiometer 4.4 of the a-system for determining the lift has a suitable contour to simulate the coefficient CL (,,) of the aircraft in question, and is grounded via a resistor in the middle part at a value of the angle of attack at which the lift coefficient is zero is. If the potentiometer were fed by a voltage v2, the derived EMF would represent the acceleration of the lift. If this acceleration is divided by the airspeed, then the factor has the dimension of a speed as is required by the integrating servo system of the angle of attack system for the determination of the instantaneous value of the angle of attack. The potentiometer 44 is fed at its upper and lower terminals by voltages -v and + v, which are derived from the airspeed potentiometer 35. The positive instantaneous value of v can be obtained in a suitable manner by an 18o 'phase shifter. The contact 44a of the potentiometer 44 derives a voltage dependent on the lift, which is fed to the a-amplifier 41 as an input voltage. The angle of attack system has an input voltage which corresponds to the angular magnitude of the pitch, and this input voltage is derived from the integrating servo system, which is labeled "pitch change" co, on a potentiometer 59, the sliding contact 59a of which takes a voltage; which is directly proportional to the position on the co, wave.

Die Eingangsspannungen des Neigungsänderungssystems enthalten eine sogenannte Neigungsmomentenspannung, die von dem Potentiometer 45 des Anstellwinkelsystems abgeleitet ist. Dieses Längsneigungsmoment entspricht der Beziehung und ist eine Funktion des Quadrates der Eigengeschwindigkeit. Das Potentiometer 45 ist über einen Widerstand in seinem mittleren Teil für einen Anstellwinkel geerdet, bei dem das Neigungsmoment gleich Null ist, und wird durch Spannungen -v2 und +v2 wie im Fall des Höhensteuerpotentiometers gespeist und hat einen solchen Umriß, daß die NeigUngsmomentenspannung an dem Schleifkontakt 4511 sich entsprechend' der gewünschten Charakteristik des betreffenden Flugzeuges ändert. Diese Spannung wird durch eine Leitung 54 dem -Neigungsänderungsverstärker 55 zugeführt. Die andere Haupteingangsspannung 1W, des Verstärkers 55 stellt das Neigungsmoment in mkg dar, welches ' von der vom Flugschüler bedienten Höhensteuerung erzeugt wird und eine Längsneigung hervorruft, und wird von dem Höhensteuerungspotentiometer 16 abgeleitet, da's seinerseits mit dem Quadrat der Eigengeschwindigkeit durch Spannungen +v2 und -v2 erregt wird. Der mittlere Teil des Potentiometers ist geerdet,. um einen im wesentlichen ebenen Flug oder ein Längsneigungsmoment Null darzustellen. Der - Schleifkontakt 16' des Höhensteuerpotentiometers greift daher eine Spannung ab, die als Neigungsmoment m, in, mkg dargestellt werden kann und die dem Neigungs-'änderungsverstärker 55 zugeführt wird. Es sei bemerkt, daß bei den eben beschriebenen Kreisen ein positiv (+) bezeichnetes Signal die Eigengeschwindigkeit, die Änderung des Anstellwinkels, die Änderung der Längsneigung und die Längsneigung in der üblichen positiven Richtung erhöht, wie dies aus Fig. 4 hervorgeht.The input voltages of the pitch change system contain a so-called pitch torque voltage, which is derived from the potentiometer 45 of the angle of attack system. This pitch moment corresponds to the relationship and is a function of the square of the airspeed. The potentiometer 45 is grounded through a resistor in its central part for an angle of attack at which the tilting moment is equal to zero and is fed by voltages -v2 and + v2 as in the case of the altitude control potentiometer and has a contour such that the tilting moment voltage at the Sliding contact 4511 changes according to the desired characteristics of the aircraft in question. This voltage is fed through line 54 to slope change amplifier 55. The other main input voltage, 1W, of the amplifier 55 represents the moment of inclination in mkg, which is generated by the altitude control operated by the trainee pilot and causes a longitudinal inclination, and is derived from the altitude control potentiometer 16, as it is in turn represented by the square of the airspeed through voltages + v2 and -v2 is excited. The middle part of the potentiometer is grounded. to represent substantially level flight or zero pitch moment. The sliding contact 16 ′ of the height control potentiometer therefore picks up a voltage which can be represented as the inclination moment m, in, mkg and which is fed to the inclination change amplifier 55. It should be noted that in the circles just described, a positive (+) designated signal increases the airspeed, the change in angle of attack, the change in pitch and pitch in the usual positive direction, as shown in FIG.

Wie bei den vorher beschriebenen Servosystemen speist die Ausgangsspannung des Verstärkers 55 einen Zweiphasenmotor 56 zum Antrieb eines Rückführungsgenerators 57 und betätigt die Kontakte 5811 und 59a der Potentiometer 58 und 59 durch ein geeignetes Untersetzungsgetriebe 6o. Das lineare Potentiometer 58 wird benutzt, um eine Eingangsspannung abzuleiten, die die Zentrifugalkraft für den ß-Verstärker ioo der Fig. i darstellt, und ist daher im mittleren Teil geerdet und wird entsprechend der Eigengeschwindigkeit duich Spannungen +v und -v gespeist, so daß die abgeleitete Spannung 03,v an dem Schleifkontakt 58a durch die Faktoren v und co, bestimmt ist und durch die Leitung 61 dem in Fig. i dargestellten Gerät zugeleitet wird. Das lineare Potentiometer 59 zur Zuführung einer Eingangsspannung an das Neigungs-(ƒ)-Integriersystem, das oben erwähnt wurde, wird mit Spannungen +E und -E gespeist, so daß die abgeleitete Spannung an dem Schleifkontakt 59a, die durch eine Leitung 62 dem 0-Verstärker zugeführt wird, proportional der Neigungsänderung ist, wobei' der über die Zeit integrierte Wert derselben den Neigungswinkel B des Flugzeuges darstellt. Diese Integrierung wird mit Hilfe des Längsneigungsmotors 51 und des Rückführungsgenerators 63 ausgeführt, wobei die obenerwähnten Potentiometer 47 und q.8 Spannungen an den Schleifkontakten 4711 und 48a liefern, die nicht. nur die beiden obenerwähnten Schwerkraftkomponenten, sondern auch den Augenblickswert des Längsneigungswinkels wiedergeben. Das Längsneigungselement eines Flugzustandkreisels kann im Bedarfsfall direkt von dem Neigungsmotor 51 betrieben werden.As with the servo systems previously described, the output voltage of the amplifier 55 feeds a two-phase motor 56 for driving a feedback generator 57 and actuates the contacts 5811 and 59a of the potentiometers 58 and 59 through a suitable reduction gear 6o. The linear potentiometer 58 is used to derive an input voltage which represents the centrifugal force for the β amplifier ioo of FIG the derived voltage 03, v at the sliding contact 58a is determined by the factors v and co, and is fed through the line 61 to the device shown in FIG. The linear potentiometer 59 for supplying an input voltage to the inclination (ƒ) -integrating system, which was mentioned above, is supplied with voltages + E and -E, so that the derived voltage on the sliding contact 59a, which is connected to the 0 through a line 62 Amplifier is supplied, is proportional to the change in inclination, where 'the value integrated over time represents the inclination angle B of the aircraft. This integration is carried out with the aid of the pitch motor 51 and the feedback generator 63, the aforementioned potentiometers 47 and q.8 supplying voltages on the sliding contacts 4711 and 48a, which do not. show only the two above-mentioned gravity components, but also the instantaneous value of the pitch angle. The pitch element of a flight condition gyro can be operated directly by the pitch motor 51 if necessary.

Es sei auch bemerkt, daß die Änderungen der verschiedenen Winkelgeschwindigkeiten, Kräfte und Momente, wie z. B. Schwerkraft, Auftrieb, Zentrifugalkraft, Schub, Luftwiderstand, Längsneigungsmoment u. dgl., durch die Veränderung der Schleifkontaktstellung der betreffenden Potentiometer zusammen mit Veränderungen der Potentiometerspeisespannungen erzielt werden, während die relative Größe oder die Wirkung der erwähnten Änderungen, Kräfte und Momente durch den Wert des Eingangswiderstandes der verschiedenen Verstärker bestimmt ist. Als ein spezifisches Beispiel 'ist die relative Größe des Auftriebes von den Werten der Luftdichte 2 und dem konstanten Oberflächenfaktor abhängig. Im vorliegenden Beispiel wird O auch als Konstante betrachtet, und diese Ausdrücke bestimmen daher den Widerstandswert des Eingangskreises Cl, am Verstärker 41. Eine Erniedrigung des Wertes des Widerstandes erhöht die relative Größe der Konstante.It should also be noted that the changes in the various angular velocities, forces and moments, such as. B. gravity, buoyancy, centrifugal force, thrust, air resistance, longitudinal inclination moment and the like, can be achieved by changing the sliding contact position of the potentiometer in question together with changes in the potentiometer supply voltages, while the relative size or effect of the changes, forces and moments mentioned by the Value of the input resistance of the various amplifiers is determined. As a specific example, the relative magnitude of the lift is dependent on the values of air density 2 and the constant surface factor addicted. In the present example, O is also regarded as a constant, and these expressions therefore determine the resistance value of the input circuit C1, at the amplifier 41. A decrease in the value of the resistance increases the relative size of the constant.

Die Verwendung von Rückführungsgeneratoren ist besonders für die Änderungssteuerung wichtig, wobei das Längsneigungsintegriersystem als wichtiges Beispiel dienen mag. Wenn der Motor 51 allein den Integriervorgang für die Längsneigung durchführen sollte, dann würde die Eigenträgheit der Antriebseinrichtung einen so großen Fehler einführen, daß das System für praktische Zwecke nicht brauchbar wäre. Mit dem Rückführungsgenerator jedoch, der in der dargestellten Weise eingeschaltet ist, -bildet die erzeugte Rückführungsspannung E f, eine Eingangsspannung für den Längsneigungsverstärker und hat eine solche Phasenlage gegenüber dem summierten oder resultierenden Eingangssignal, daß es diesem entgegen, d. h. in der Art einer negativen Rückkopplung, wirkt. Bei großer Verstärkung in dem Steuerverstärker hat die Geschwindigkeit des Motors nach an sich bekannten Prinzipien eine lineare Abhängigkeit der Geschwindigkeit von der Größe des Eingangssignals, d. h. von der Neigungsänderungsspannung, ohne Nachhinken oder Überschießen, so daß sowohl große als auch kleine Neigungsänderungen mit gleicher Genauigkeit integriert werden. Es ist ersichtlich, daß bei einer Umkehr des Haupteingangssignals und einem Betrieb des Motors und Generators in der umgekehrten:Richtung die Phase der erzeugten Rückführungsspannung ebenfalls umgekehrt wird, damit sie dem Eingangssignal wie vorher entgegenwirkt.The use of feedback generators is particularly important for change control, with the pitch integration system serving as an important example. If the motor 51 were to do the pitch integrating process alone, the inherent inertia of the drive mechanism would introduce such a large error that the system would not be useful for practical purposes. With the feedback generator, however, which is switched on in the manner shown, -forms the generated feedback voltage E f, an input voltage for the pitch amplifier and has such a phase position with respect to the summed or resulting input signal that it opposes this, ie in the manner of a negative feedback , works. With a large gain in the control amplifier, the speed of the motor has a linear dependence of the speed on the magnitude of the input signal, ie on the slope change voltage, without lagging or overshooting, so that both large and small slope changes are integrated with the same accuracy . It can be seen that if the main input signal is reversed and the motor and generator are operated in the reverse direction, the phase of the generated feedback voltage is also reversed to counteract the input signal as before.

Wenn nach Fig.2 der Drosselpotentiometerkontakt 15' nach unten, z. B. in die offene Drosselstellung, bewegt wird, dann erhöht die abgeleitete Eingangsschubspannung T des Verstärkers 25 die Störung des Gleichgewichts am Eigengeschwindigkeitsservosystem und bewirkt, daß der Servomotor 26 in einer Richtung läuft, in der er die Potentiometerkontakte 35a, 36a und 3711 nach oben im Sinne einer Zunahme der Eigengeschwindigkeit bewegt, so daß die folgenden Vorgänge in dem Eigengeschwindigkeitspotentiometersystem stattfinden: i. die abgeleitete Eigengeschwindigkeitsspannung v nimmt zu; 2. die abgeleitete v2-Spannung nimmt mit dem Quadrat der Eigengeschwindigkeit zu; 3. die abgeleitete Spannung, welche den Reziprokwert der Eigengeschwindigkeit darstellt, wird kleiner, und 4. der Fahrtmesser 34 zeigt eine höhere Eigengeschwindigkeit an. Die Eigengeschwindigkeit kann jedoch nicht unendlich weit zunehmen, weil der konstante Luftwiderstandskoeffizient mit v2 wächst, ebenso wie der Luftwiderstand CD("). Gleichzeitig nimmt der Schub, der sich mit dem Reziprokwert der Eigengeschwindigkeit ändert, ab, wenn das neue Gleichgewicht erreicht wird.If according to Figure 2 the throttle potentiometer contact 15 'down, z. B. in the open throttle position is moved, then the derived input thrust voltage T of the amplifier 25 increases the disturbance of the balance in the airspeed servo system and causes the servo motor 26 to run in a direction in which it the potentiometer contacts 35a, 36a and 3711 upwards Moving in the sense of an increase in airspeed so that the following processes take place in the airspeed potentiometer system: i. the derived airspeed stress v increases; 2. the derived v2-stress increases with the square of the airspeed; 3. the derived voltage, which is the reciprocal of the airspeed represents becomes smaller, and 4. the airspeed indicator 34 shows a higher airspeed. The airspeed cannot increase infinitely because the constant drag coefficient increases with v2, as does the air resistance CD ("). At the same time, the thrust, which changes with the reciprocal of the airspeed, decreases when the new equilibrium is reached.

Wenn nun die Eigengeschwindigkeit zunimmt, gerät das Anstellwinkelsystem außer Gleichgewicht, da die Eingangsspannungen, die von dem Potentiometer 59 des Neigungsänderungssystems und von dem Potentiometer 44 des Anstellwinkelsystems abgeleitet sind, die beide indirekt oder direkt von der Eigengeschwindigkeit v abhängen, nun zunehmen. Auch die Schwerkraftseingangsspannung des Längsneigungssystems wird, wie weiter unten beschrieben, geändert. Der a-Servomotor 40 fängt also an, in einer Richtung zu laufen, so daß er eine neue Gleichgewichtslage aufsucht, und bewegt die Potentiometerkontakte 434, 44a und 4511 nach unten im Sinne eines abnehmenden Anstellwinkels. Während diese Vorgänge ablaufen, werden die abgeleiteten Spannungen der drei a-Potentiometer 43, 11.4 und 45 wie folgt verwendet: i. Die abgeleitete Luftwiderstandsspannung (negativ) des Potentiometers 43 wird als Eingangsspannung D (a) für den Eigengeschwindigkeitsverstärker benutzt und nimmt in ihrer Größe zu, so daß sie der zunehmenden Schubspannung (positiv), die von der höheren Drosseleinstellung herrührt, entgegenwirkt.If the airspeed increases, the angle of attack system comes into play out of balance, since the input voltages, which are determined by the potentiometer 59 of the Inclination change system and derived from the potentiometer 44 of the angle of attack system are both indirectly or directly dependent on the airspeed v, well gain weight. Also, the pitch system's gravity input voltage will be, like described below, changed. So the a servo motor 40 begins in a Direction to run so that he seeks a new equilibrium position and moves the potentiometer contacts 434, 44a and 4511 down in the sense of a decreasing Angle of attack. While these processes are taking place, the derived voltages the three a-potentiometers 43, 11.4 and 45 are used as follows: i. The derived Air resistance voltage (negative) of potentiometer 43 is used as the input voltage D (a) is used for the airspeed booster and increases in size, so that they are of the increasing shear stress (positive) caused by the higher throttle setting originates, counteracts.

2. Da der Flügelauftrieb eines Flugzeuges die Zentrifugalkraft- und Gewichtskomponente ausgleichen muß, die senkrecht zum Flügel angreift, muß die abgeleitete Auftriebsgeschwindigkeitsspannung CL des Potentiometers 44 sowohl den Schwerkraftsfaktor und den Neigungsgeschvrindigkeitsfaktor aw ausgleichen. Angenommen, das Flugzeug befand sich ursprünglich im ebenen Flug, dann ist die Neigungswinkelgeschwindigkeit Null, und die zunehmende Eigengeschwindigkeit hat das Bestreben, den Anstellwinkel zu v z:-ringem, der daher negativ wird. Diesem Bestreben wird durch eine Änderung des Längsneigungsmomentes entgegengearbeitet, welches die Stellung des Kontaktes 5911 durch den Verstärker 55, wie weiter unten beschrieben, beeinflußt.2. Since the wing lift of an aircraft must balance the centrifugal force and weight components acting perpendicular to the wing, the derived lift speed voltage CL of potentiometer 44 must be both the gravitational factor and compensate for the incline speed factor aw. Assuming that the aircraft was originally in level flight, then the angle of inclination speed is zero, and the increasing airspeed tends to reduce the angle of attack vz: - which therefore becomes negative. This tendency is counteracted by changing the pitch torque, which influences the position of the contact 5911 through the amplifier 55, as described further below.

3. -Die: abgeleitete Längsneigungsmomentenspannung vom Potentiometer 45, die dem Eingang Cm des Neigungsänderungsverstärkers 55 zugeführt wird, wird mit abnehmendem Anstellwinkel positiver und verursacht daher, daß das Neigungsänderungsservosystem außer Gleichgewicht kommt, wodurch die Kontakte 58a und 594 nach oben bewegt werden. Der Kontakt 59a stellt eine Neigungswinkelgeschwindigkeitsspannung a), für .den Verstärker 41 ein, die das Bestreben hat, das Gleichgewicht an dem a-Servomotor wiederherzustellen. Die Aufwärtsbewegung des Kontaktes 59a erzeugt auch eine erhöhte coy Eingangsspannung für dan Verstärker 5o des Neigungsintegrierservosystems. Alle vier Servosysteme arbeiten daher in einem kombinierten Berechnungs- und Integriervorgang zusammen, der notwendig ist, um die neue Eigengeschwindigkeit und den neuen Längsneigungszustand zu bestimmen.3. -The: derived pitch torque voltage from the potentiometer 45, which is fed to the input Cm of the slope change amplifier 55, is with decreasing angle of attack more positive and therefore causes the pitch change servo system comes out of balance, thereby moving contacts 58a and 594 upward. The contact 59a provides a pitch angular velocity voltage a), for .den Amplifier 41, which tends to balance the a servo motor restore. The upward movement of the contact 59a also creates an increased Coy input voltage for the amplifier 5o of the tilt integrating servo system. All four servo systems therefore work in a combined calculation and integration process together that is necessary to achieve the new airspeed and the new pitch condition to determine.

Wenn das Längsneigungssystem in eine Stellung positiverer Neigung, d. h. einen Anstieg, bewegt wird, stellen die abgeleiteten Spannungen an den Kontakten 47a und 48a der Potentiometer 47 und 48 die Schwerkraftseingangskomponente für die v- und a-Verstärker dar, die in der Größe schwanken, wobei die v-Komponente im vorliegenden Beispiel zunimmt und die a-Komponente abnimmt. Es ist ersichtlich, daß, wenn die Spitze des Flugzeuges nach dem Zenith gerichtet wäre, die Schwerkraftskomponente in der Richtung der Flugzeugbewegung dann -G und die Schwerkraftskomponente senkrecht zu den Flügeln, d. h. die a-Servokomponente, gleich Null wäre. Bei Zwischenlagen des Flugzeuges werden die Komponenten vektoriell aufgelöst.When the pitch system is in a position of more positive pitch, d. H. an increase that is moved represent the derived voltages on the contacts 47a and 48a of potentiometers 47 and 48 are the gravity input component for the represent v and a amplifiers which vary in size, with the v component in the present case Example increases and the a component decreases. It can be seen that when the The tip of the plane directed towards the zenith would be the component of gravity in the direction of aircraft movement then -G and the component of gravity perpendicular to the wings, d. H. the a servo component, would be zero. With intermediate layers of the aircraft, the components are resolved vectorially.

Die negative Schwerkraftskomponente (-G sin 8) des Eigengeschwindigkeitsservosystems hat das Bestreben, die maximale Geschwindigkeit herabzusetzen, welche das Flugzeug bei einer größeren Drosseleinstellung erreicht. Zur gleichen Zeit wird der erforderliche Flügelauftrieb infolge der Abnahme der Eingangsspannung G cos B an dem a-Verstärker 41 vermindert. Hierdurch findet eine weitere Abnahme des Anstellwinkels und eine weitere Verminderung der negativen Neigungsmomentenspannung C3, an dem Neigungsänderungsverstärker 5g statt, die ihrerseits eine größere Aufwärtsbewegung der Kontakte 58a und 59a hervorruft, wodurch die Wirkung auf die Neigungs- und Anstellwinkelservomotoren zunimmt, bis schließlich diese Servomotoren eine zu große Änderung der Gewichtskomponente für das Gleichgewicht erzeugt haben und überregem. Infolgedessen findet ein Abfall der Eigengeschwindigkeit statt. Dies verursacht wiederum eine Abnahme der Auftriebsspannung CL an dem a-Verstärker 4i, so daß der Anstellwinkel vergrößert wird und eine größere negative Neigungsmomentenspannung an dem Potentiometer 45 für den «o v Verstärker 55 erzeugt wird. Die coy Kontakte 5811 und 5911 bewegen sich nun nach unten, um den Neigungsintegrierservomotörzusteuern, so daß die Längsneigungslage vermindert wird, bis sie schließlich negativ wird. Die G-sin-B-Komponente des Eigengeschwindigkeitsservomotors ist nun Positiv geworden, so daß der Schub unterstützt und die Eigengeschwindigkeit größer wird, und dieser Vorgang wiederholt sich, wobei schließlich unter Dämpfung eine endgültige Gleichgewichtslage erreicht wird, die der neuen Drosseleinstellung entspricht. Der Neigungsservomotor kann dazu benutzt werden, das Neigungsmoment eines Zustandskreisels zu betätigen.The negative gravity component (-G sin 8) of the airspeed servo system tends to reduce the maximum speed that the aircraft can reach at a higher throttle setting. At the same time, the required wing lift due to the decrease in the input voltage G cos B to the a-amplifier 41 is reduced. This results in a further decrease in the angle of attack and a further reduction in the negative pitch torque voltage C3, at the pitch change amplifier 5g, which in turn causes a greater upward movement of the contacts 58a and 59a, whereby the effect on the pitch and angle of attack servomotors increases, until finally these servomotors one have produced too great a change in the weight component for equilibrium and overexcited. As a result, there is a drop in airspeed. This in turn causes a decrease in the lift voltage CL at the a-amplifier 4i, so that the angle of attack is increased and a larger negative tilting torque voltage is generated at the potentiometer 45 for the a-amplifier 55. Coy contacts 5811 and 5911 now move down to control the pitch integrator servo so that the pitch position is decreased until it eventually becomes negative. The G-sin-B component of the airspeed servomotor has now become positive, so that the thrust is supported and the airspeed is greater, and this process is repeated, finally with damping a final equilibrium position is reached which corresponds to the new throttle setting. The tilt servo motor can be used to actuate the tilt moment of a state gyro.

In der oben geschilderten Weise wird die wirkliche gedämpfte wellenförmigeBahn der Vertikalschwingung oder die »Fugoide« eines Flugzeuges genau wiedergegeben, so daß die Nachbildung sehr realistisch ist. Das Ausmaß der Dämpfung der wellenförmigen Bahn hängt von der Wahl der Konstanten der Stromkreise einschließlich des Prozentsatzes der Geschwindigkeitsrückführung, der Getriebeverhältnisse, der relativen Eingangsgrößen und der Lage der Mittelanzapfungen der Potentiometer ab. Auch der überzogene Flugzustand wird durch diese Faktoren bestimmt.In the above way, the real damped undulating path becomes the vertical oscillation or the »fugoids« of an aircraft exactly reproduced, so that the replica is very realistic. The amount of attenuation of the undulating Orbit depends on the choice of the constants of the circuits including the percentage the speed feedback, the gear ratios, the relative input variables and the position of the center taps of the potentiometers. Also the excessive flight condition is determined by these factors.

Bei den obigen Erläuterungen wurde angenommen, daß nur die Drosseleinstellung geändert wurde und daß die Höhensteuerung in der normalen -ebenen Fluglage oder in der neutralen Stellung verblieb. Wenn die Höhensteuerung verstellt wird, dann wird eine abgeleitete Spannung, die dem Wendemoment entspricht, zur Steuerung eines Kräfteintegrierservosystems benutzt, d. h. des Längsneigungsänderungsservosystems o)" von dem eine Spannung abgeleitet wird, die der Winkelgeschwindigkeit der Längsneigung entspricht. Diese Neigungsgeschwindigkeitsspannung co, bildet eine Eingangsspannung für das Anstell-`,vinkelservosystem zur Ableitung einer Neigungsmomenteingangsspannung, die umgekehrte Richtung, aber gleiche Größe wie die erste oder Höhenmomentenspannung hat. . Diese selbe integrierte Momentenspannung öder Neigungsänderungsspannung co, steuert die Ableitung einer anderen Änderungsspannung, welche die Wirkung des Auftriebes auf die a-Änderung darstellt und. deren Polarität entgegengesetzt gerichtet ist und die sich erhöht, um die Wirkung der ursprünglichen a-Änderungsspannung auszugleichen. Eine Dämpfungsgröße für die Neigungsänderung, nämlich -CO.' v wird von dem Kontakt 94a des Potentiometers 94 des co"- Servosystems abgegriffen. Dies veranschaulicht im allgemeinen, wie ein Gleichgewicht zwischen der Neigungsänderung und dem Anstellwinkel erreicht wird.In the above explanations it was assumed that only the throttle setting was changed and that the altitude control remained in the normal -flat flight attitude or in the neutral position. If the elevation control is adjusted, then a derived voltage corresponding to the turning moment is used to control a force integrating servo system, ie the pitch change servo system o) "from which a voltage is derived which corresponds to the angular speed of the pitch. This pitch speed voltage co forms an input voltage for the pitch servo system for deriving a pitch torque input voltage, which has the opposite direction, but the same size as the first or altitude torque voltage -Change and. Whose polarity is in the opposite direction and which increases in order to compensate for the effect of the original α-change voltage. An attenuation quantity for the inclination change, namely -CO. ' v is tapped from contact 94a of potentiometer 94 of the co "servo system. This generally illustrates how a balance is achieved between the pitch change and the angle of attack.

Während der oben beschriebenen Längsneigungssteuerung sucht das a-System einen Gleichgewichtszustand auf, der von den Eingangsspannungen abhängt, welche die Neigungsänderung des Neignngsänderungssystems und die Schvverkraftskomponente des Neigungssystems einerseits sowie die Auftriebsgeschwindigkeitssp annung des geänderten Anstellwinkels andererseits darstellen, wobei die Resultierende dieser Eingangsspannungen den a-Motor 4o in der positiven oder negativen Richtung betätigt und ins Gleichgewicht kommt, wenn das Neigungsänderungs-und das Neigungssystem stabilisiert werden.During the pitch control described above, the a-system searches a state of equilibrium, which depends on the input voltages, which the change in inclination of the inclination change system and the heavy load component of the inclination system on the one hand and the lift speed tension of the changed angle of attack on the other hand, the resultant of this Input voltages actuated the a-motor 4o in the positive or negative direction and comes into equilibrium when the incline change and incline systems stabilize will.

Aus den obigen Erläuterungen geht hervor, daß zwei Integriervorgänge beteiligt sind, um entweder den Anstellwinkel des- Flugzeuges oder die Längsneigungslage des Flugzeuges zu bestimmen; die erste Integration - bezieht sich auf die Beschleunigung (Kraft) über die Geschwindigkeit und die zweite auf die Geschwindigkeit über den Winkel.From the above it can be seen that two integration processes involved to either the angle of attack of the aircraft or the pitch position to determine the aircraft; the first integration - refers to acceleration (Force) on the speed and the second on the speed over the Angle.

Die obige Beschreibung der Betätigung der Servosysteme befaßt sich hauptsächlich mit einem »vertikalen System«, d. h. einer Bewegung 'am die y-Achse des Flugzeuges. Auf eine Bewegung um die x-Achse (Gieren) und um die x-Achse (Rollen) wird nunmehr eingegangen. Ein Gierungs-Änderungsservosystemo)x wird mit einer Anzahl von Eingangsspannungen gespeist, die eine Wechselspannung enthalten, welche das Wendemoment M, des Seitenruderpotentiometers 18 darstellt. Dieses Potentiometer (Fig. z und a) ist in seinem mittleren Abschnitt geerdet, um einen Geradeausfiug darzustellen, und wird mit Spannungen an den oberen und unteren Klemmen 'gespeist, die den Quadraten +v2 und -v2 der Eigengeschwindigkeit entsprechen. Die abgeleitete Spannung an dem vom Seitenruder gesteuerten Kontakt 18' entspricht dem Giereffekt oder Wendemoment, das durch rechtes oder linkes Seitenruder erzeugt wird, und stellt den Eingang Mt. für den co. -Verstärker 65 dar. Eine Änderung der Seitenruderspannung bringt das co" -System außer Gleichgewicht, vorausgesetzt, daß keine kompensierende Veränderung in den anderen Eingangsspannungen vorhanden ist, so daß der Ausgang des Verstärkers 65 den Zweiphasenmotor 66 zur Betätigung der Potentiometerkontakte 67a und 68a in eine neue Gleichgewichtslage auf den betreffenden Potentiometem 67 und-68, d. h. für rechtes Seitenruder nach oben, in Bewegung setzt. Das Potentiometer 68 hat eine geerdete Mittelanzapfung und wird an seinen entgegengesetzten Enden durch Spannungen gespeist, die +v und -v darstellen, so daß die an dem Kontakt 68a abgeleitete Spannung co, - v, d. h. die Zentrifugalkraft, wiedergibt. Diese Spannung wird durch eine Leitung 64 dem Gerät der Fig. z zugeführt. Das Potentiometer 76 leitet eine Spannung am Kontakt 76a ab, die der Einwirkung des Gierens auf das Rollen entspricht, und liefert eine Eingangsspannung an der Leitung 761 für diesen Zweck, die dem Rollservoverstärker 77 zugeführt wird. Wie bei den vorher beschriebenen Servosystemen treibt der Motor einen Rückführungsgenerator 69 und betätigt die Potentiometerkontakte über einen Getriebekasten 69a und mechanische Verbindungsglieder 691. The above description of the actuation of the servo systems deals mainly with a "vertical system", ie a movement on the y-axis of the aircraft. Movement around the x-axis (yaw) and around the x-axis (roll) will now be discussed. A yaw change servo system o) x is fed with a number of input voltages which contain an alternating voltage which represents the turning moment M i of the rudder potentiometer 18. This potentiometer (Figs. Z and a) is grounded in its middle section to show straight-ahead travel and is fed with voltages at the upper and lower terminals which correspond to the squares + v2 and -v2 of the airspeed. The derived voltage at the rudder-controlled contact 18 'corresponds to the yaw effect or turning moment generated by the right or left rudder, and represents the input Mt. for the co. Amplifier 65. A change in rudder voltage unbalances the co "system, provided that there is no compensating change in the other input voltages, so that the output of amplifier 65 turns two-phase motor 66 into one for actuating potentiometer contacts 67a and 68a The potentiometer 68 has a grounded center tap and is fed at its opposite ends by voltages which represent + v and -v, so that the at the contact voltage derived co 68a, - v, ie the centrifugal reproduces This voltage is supplied for by a line 64 to the device of FIG the potentiometer 76 passes a voltage from the contact 76a, by the action of the yaw on the... Scroll, and provides an input voltage on line 761 for this purpose which is supplied to scroll servo amplifier 77 is carried out. As with the servo systems previously described, the motor drives a feedback generator 69 and operates the potentiometer contacts through a gear box 69a and mechanical links 691.

Die übrigen Eingangsspannungen für den Verstärker 65 enthalten eine Spannung, die einen Dämpfungsfaktor darstellt, d. h. die Reaktionskraft ßv2des Fahrgestells auf das Gieren, die von einem ß-Servosystem für den Abrutschwinkel abgeleitet wird, und die Rückkopplungsspannung Efb von dem Generator 69 zur Sicherstellung des Betriebes des Motors 66 mit der richtigen Geschwindigkeit für die Integrierung der Seitenruder- und Seitenkraftspannungen über die Gierungswinkelgeschwindigkeit.The remaining input voltages for amplifier 65 contain one Voltage, which is a damping factor, i. H. the reaction force ßv2 of the chassis on the yaw, which is derived from a ß-servo system for the slip angle, and the feedback voltage Efb from the generator 69 for ensuring the operation of the engine 66 with the right speed for integration the rudder and side force voltages versus yaw angular velocity.

Das ß-System enthält einen integrierenden Servoverstärker 70, dessen Ausgangsspannungen dem Zweiphasenmotor 71 sowie dem geschwindigkeitssteuernden Rückführungsgenerator 72 zugeführt wird, um über den Getriebekasten 73 und mechanische Verbindungen den Schleifkontakt 74a des Potentiometers 74 zu verstellen. Das Potentiometer 74 ist in der Mitte geerdet und wird an seinen oberen und unteren Klemmen mit Spannungen -v2 und +v2 gespeist, so daß, wenn ß zunimmt oder abnimmt, die abgeleitete Spannung, welche die Rückwirkungskraft des Fahrgestells oder den Dämpfungsfaktor darstellt, sich entsprechend ändert. Diese Spannung wird durch eine Leitung 75 dem co, -Verstärker 65 zugeführt.The ß-system includes an integrating servo amplifier 70, whose Output voltages to the two-phase motor 71 as well as the speed-controlling feedback generator 72 is fed to the gear box 73 and mechanical connections To adjust sliding contact 74a of the potentiometer 74. The potentiometer 74 is grounded in the middle and is connected to voltages at its upper and lower terminals -v2 and + v2 fed so that when ß increases or decreases, the derived voltage, which represents the reaction force of the chassis or the damping factor, changes accordingly. This voltage is fed through a line 75 to the CO, amplifier 65 supplied.

Die Eingangsspannungen für den ß-Verstärker 7o enthalten die Rückführungsspannung Etb, eine Spannung, welche einen Schwerkraftsfaktor darstellt und von dem Roll-(g9)-Servosystem abgenommen ist, das weiter unten beschrieben ist, und eine. Spannung, die w; darstellt und von dem Potentiometer 67 des w~ Systems abgeleitet wird. Dieses Potentiometer ist in seinem mittleren Abschnitt geerdet und wird an seinen oberen und unteren Enden mit Spannungen -E und +E gespeist, so daß die Spannung am Kontakt 67a, die durch eine Leitung 78 dem ß-Verstärker zugeführt wird, dem Wert co, entspricht.The input voltages for the β amplifier 7o contain the feedback voltage Etb, a voltage which is a factor of gravity and from the roll (g9) servo system is removed, which is described below, and a. Tension that w; represents and is derived from the potentiometer 67 of the w ~ system. This potentiometer is grounded in its middle section and is connected to its top and bottom Ends with voltages -E and + E, so that the voltage at contact 67a, the is fed through a line 78 to the β amplifier, corresponds to the value co.

Die Schwerkraftsbeschleunigungsspannung, die in der üblichen x-y-Ebene des Flugzeuges (Fig. 4), und zwar in Richtung des zeitlichen Abrutschens, wirkt, wird zerlegt als G sin 99 cos 8, wobei 99 der Rollwinkel und B der Längsneigungswinkel ist. Da der seitliche Abrutschwinkel ß durch eine Zeitintegration der Winkelgeschwindigkeit abgeleitet wird, wird der Schwerkraftsbeschleunigungsfaktor G sin qp cos 8 durch die Eigengeschwindigkeit dividiert, um einen Faktor zu erhalten, der die Dimension der Änderung hat. Um den Faktor abzuleiten, speisen die Kontaktspannungen des oben beschriebenen Potentiometers 48 des Längsneigungsservosystems den Kosinuswiderstand go des Rollservosystems, um den Faktor am Kontakt goa abzugreifen: Es ist ersichtlich, daß das ß-System wie in der Wirklichkeit die wesentlichen Faktoren der Schwerkraft und der Drehgeschwindigkeit um die vertikale Achse des Flugzeuges enthält und daß das co" -System die Faktoren des Wendemomentes infolge der Seitenrudersteuerung und die Fahrgestellrückwirkung oder Dämpfungskomponente berücksichtigt. Das ß-Servosystem kann in passender Weise benutzt werden, wie dies dargestellt ist, um einen Querneigungsmesser 79 zu betätigen.The gravitational acceleration stress, which acts in the usual xy plane of the aircraft (FIG. 4), specifically in the direction of slipping over time, is broken down as G sin 99 cos 8, where 99 is the roll angle and B the pitch angle. Since the lateral slip angle β is derived by integrating the angular velocity over time, the gravitational acceleration factor G sin qp cos 8 is divided by the airspeed in order to obtain a factor that has the dimension of the change. To the factor To derive, the contact voltages of the above-described potentiometer 48 of the pitch servo system feed the cosine resistance go of the roll servo system to tap the factor at the contact goa: It can be seen that the ß-system, as in reality, the essential factors of gravity and the rotational speed around the vertical axis of the aircraft, and in that the co "system takes into account the factors of the turning moment due to the rudder control and the chassis feedback or damping component. the ß-servo system can be used in an appropriate manner, as shown, to operate a transverse inclinometer 79th

Das integrierende Servosystem zur Anzeige des Roll-(99)-Zustandes enthält den Summierungsverstärker 77, der auf die abgeleitete Querruderspannung des Potentiometers 16 (Fig. i und 2) anspricht. Die Spannung des Potentiometerkontaktes r6' ist eine Geschwindigkeitsspannung und wird durch eine Leitung 2o dem Verstärker 77 zugeführt, um die Änderung des Rollens darzustellen. Die andere Eingangsspannung wird an dem Giersystem abgeleitet und stellt den Kopplungsfaktor zwischen Gieren und Rollen dar. Der Rollservomötor 8o und der Generator 81 sind mit einem Untersetzungsgetriebe 82 verbunden, um die drei Kontakte 83a, 83b und 83c eines Kosinuspotentiometers 83 zu betätigen, das die gleiche allgemeine Form wie die in dem Neigungsservosystem benutzten Potentiometer hat. Den Klemmen des Potentiometers 83 werden entgegengesetzte Spannungen +E und -E zugeführt, um die Schwerkraft G darzustellen. Die Kontakte sind alle mit der Servowelle 84 zur Betätigung verbunden, wobei die Kontakte 83b und 83' um 9o bzw. i80° gegenüber dem Kontakt 83a versetzt sind, so daß die Spannungen, welche der Schwerkraftskomponente entlang der z-Achse beim Rollen entsprechen, an den Kontakten 83a und 83r abgeleitet werden können, die Kosinusfunktionen entgegengesetzten Vorzeichens darstellen, nämlich + G cos p und - G cos 9p, und die Spannungen, die an den Kontakten 83' und 8P abgeleitet werden, stellen Sinusfunktionen entgegengesetzten Vorzeichens, nämlich + G sin 9p und - G sin p dar. Diese Sinusfunktionsspannungen speisen das Längsneigungspotentiometer 130 über Leitungen 131 und 132, so daß die abgeleitete Spannung am Schleifkontakt 130a dem Wert G cos B sin P entspricht, d. h. der Schwerkraftskomponente entlang der y-Achse beim Rollen. Diese Spannung vom Kontakt 130a wird durch eine Leitung 85 dem in' Fig. i dargestellten Gerät zur Berechnung der Kräfterückwirkung zugeführt.The integrating servo system for displaying roll (99) status includes summing amplifier 77 which is responsive to the derived aileron voltage of potentiometer 16 (FIGS. I and 2). The voltage of the potentiometer contact r6 'is a speed voltage and is fed through a line 2o to the amplifier 77 in order to represent the change in the rolling. The other input voltage is derived at the yaw system and represents the coupling factor between yaw and roll. The roll servo 8o and the generator 81 are connected to a reduction gear 82 to operate the three contacts 83a, 83b and 83c of a cosine potentiometer 83, the same has general form like the potentiometers used in the tilt servo system. Opposite voltages + E and -E are applied to the terminals of potentiometer 83 to represent gravity G. The contacts are all connected to the servo shaft 84 for actuation, with the contacts 83b and 83 'being offset by 90 and i80 ° with respect to the contact 83a, so that the stresses which correspond to the gravitational component along the z-axis when rolling are applied the contacts 83a and 83r which represent cosine functions of opposite signs, namely + G cos p and - G cos 9p, and the voltages which are derived at contacts 83 ' and 8P represent sine functions of opposite signs, namely + G sin 9p and -G sin p. These sine function voltages feed the pitch potentiometer 130 via lines 131 and 132, so that the voltage derived at the sliding contact 130a corresponds to the value G cos B sin P, ie the gravity component along the y-axis when rolling. This voltage from contact 130a is fed through a line 85 to the device shown in FIG. 1 for calculating the force reaction.

Um den Längsneigungskorrektionsfaktor einzuführen, wird das Potentiometer 86 des Längsneigungssystems von dem Rollsystem gespeist, und zu diesem Zweck werden die abgeleiteten Spannungen +G cos 99 und -G cos p der Kontakte 83' und 83° des g9-Potentiometers 83 benutzt, um die Leitungen 87 und 88 und die entsprechenden Klemmen des 9-cos-Potentiometers 86 zu speisen. Die abgeleitete Spannung am Kontakt 86a dieses Potentiometers stellt die Funktion G cos 99 cos B, d. h. die Schwerkraftskomponente entlang der x-Achse des Flugzeuges, dar, die für Rollen undLängsneigung zerlegt ist. Der Kontakt 86aist durch eine Leitung 89 mit dem Gerät der Fig. i verbunden.To introduce the pitch correction factor, the pitch system potentiometer 86 is fed by the roll system, and for this purpose the derived voltages + G cos 99 and -G cos p of contacts 83 ' and 83 ° of g9 potentiometer 83 are used to make the lines 87 and 88 and the corresponding terminals of the 9-cos potentiometer 86. The derived voltage at the contact 86a of this potentiometer represents the function G cos 99 cos B, ie the gravity component along the x-axis of the aircraft, which is broken down for roll and pitch. The contact 86a is connected by a line 89 to the device of FIG.

Das Längsneigungspotentiometer 48, welches gemäß dem Reziprokwert der Eigengeschwindigkeit erregt wird, ist mit einem zweiten Kontakt 48b versehen, der gegen Kontakt 48a um 18o° versetzt ist, so daß die an den betreffenden Schleifkontakten abgegriffenen Spannungen die Werte und darstellen, wobei der erste Wert auch eine Eingangsspannung für das oben beschriebene a-Servosystem bildet. Diese Spannungen werden durch Leitungen gi, 92 den Eingangsklemmen des Rollkosinuspotentiometers 9o zugeführt, so da.ß die davon abgeleitete Spannung am Schleifkontakt goa den Schwerkraftsfaktor darstellt, wobei die Spannung durch eine Leitung 93 dem obenerwähnten ß-System zugeführt wird.The longitudinal inclination potentiometer 48, which is excited according to the reciprocal of the vehicle's own speed, is provided with a second contact 48b which is offset from contact 48a by 180 °, so that the voltages tapped at the sliding contacts in question match the values and The first value also forms an input voltage for the a-servo system described above. These voltages are fed to the input terminals of the roll cosine potentiometer 9o through lines gi, 92, so that the voltage derived therefrom at the sliding contact goa represents the gravity factor and the voltage is fed through a line 93 to the above-mentioned β-system.

Wenn nun angenommen wird, daß der Flugschüler das Seitenruder z. B. hart nach rechts legt, dann erhöht sich die Seitenrudermomentspannung, für den w" -Verstärker auf den maximalen Betrag, wobei das co. -System außer Gleichgewicht kommt, so daß der Motor 66 die Potentiometerkontakte 67a und 68a nach oben bewegt, wenn das System eine neue Gleichgewichtslage aufsucht, die der Änderung der Gierung entspricht. Da die abgeleiteten Potentiometerspannungen in der Größe schwanken, wird das ß-System durch den zunehmenden Winkeländerungsfaktor ar" außer Gleichgewicht gebracht. Das ß-System arbeitet nun so, wenn man annimmt, daß der Rollwinkel p sich nicht geändert hat, daß ein seitliches Abrutschen angezeigt wird, wobei der Motor 71 in diesem Fall den Kontakt 74a nach unten in einer Richtung bewegt, die der Stellung »Kugel nach links« des bekannten Querneigungsmessers entspricht, d. h. einem »Abrutschencc infolge ungenügender Querneigung. Dieser Zustand kann durch Vergrößerung des Rollwinkels 99 korrigiert werden, wobei die Größe der Schwerkraftskomponente rungseingangsspannung co., entgegenzuwirken. Wenn vergrößert wird, um der Winkeländediese beiden Eingangsspannungen in richtiger Beziehung stehen, dann ist das ß-System im Gleichgewicht für einen Nullwinkel des seitlichen Abrutschens, wobei der Kontakt 74a sich in der mittleren oder Nullspannungslage befindet und die Kugel des Querneigungsmessers zentriert, ist. Die am Kontakt 74a abgeleitete Spannung wird, wie oben erwähnt, als Eingangsspannung für den w. -Verstärker zur Dämpfung verwendet, um das seitliche Abrutschen zu dämpfen und den Kontakt 153 in die Mitte zu bewegen.If it is now assumed that the student pilot the rudder z. B. specifies hard to the right, then the rudder torque tension increases, the w "amplifier to the maximum amount, said co. System comes out of balance, so that the motor 66 moves the Potentiometerkontakte 67a and 68a upwardly when the System seeks a new equilibrium position which corresponds to the change in yaw. Since the derived potentiometer voltages fluctuate in size, the ß-system is brought out of equilibrium by the increasing angle change factor ar ". The β system now works so, assuming that the roll angle p has not changed, that a lateral slip is indicated, in which case the motor 71 moves the contact 74a downward in a direction corresponding to the position »ball to the left «of the known bank inclinometer, ie a» slippagecc due to insufficient bank inclination. This condition can be corrected by increasing the roll angle 99 , the magnitude of the gravity component being counteracted by the input voltage co. if is increased by the angular change these two input voltages are properly related, then the β-system is in equilibrium for zero angle of lateral slip with contact 74a in the mid or zero voltage position and centering the inclinometer ball. As mentioned above, the voltage derived at contact 74a is used as an input voltage for the w.

Die Schwerkraftskomponenten, welche das seitliche Abrutschen entsprechend den Längsneigungs- und Rollwinkeln beeinflussen, sind in Fig. 4 schematisch dargestellt, in der ein Flugzeug in einer kombinierten Steigungs- und Rollage nach rechts dargestellt ist. Der Längsneigungswinkel 8 und der Rollwinkel 99 werden zwischen einer horizontalen Ebene, die durch die festen Achsen x, und y, definiert ist, und den x- und y-Achsen des Flugzeuges gemessen. Der vertikale Schwerkrafts- oder Gewichtsvektor G von dem Schwerpunkt kann daher auf die y-z-Ebene des Flugzeuges als G cos 8 projiziert werden, und diese Komponente kann wiederum auf die x-y-Ebene als G cos e sin p projiziert werden. Diese letzte Komponente stellt daher die Schwerkraftskomponente dar, die entlang dem Flügel wirkt und das Bestreben hat, das seitliche Abrutschen hervorzurufen. Wenn diese Komponente die Zentrifugalkraftskomponente übersteigt, dann ergibt sich ein seitliches Abrutschen; wenn sie kleiner ist, dann ergibt sich ein »Schieben«.The components of gravity, which influence the lateral slippage in accordance with the pitch and roll angles, are shown schematically in FIG. 4, in which an aircraft is shown in a combined pitch and roll position to the right. The pitch angle θ and the roll angle 99 are measured between a horizontal plane defined by the fixed axes x and y and the x and y axes of the aircraft. The vertical gravity or weight vector G from the center of gravity can therefore be projected onto the aircraft yz plane as G cos 8, and this component in turn can be projected onto the xy plane as G cos e sin p. This last component therefore represents the component of gravity, which acts along the wing and tends to cause the lateral slip. If this component exceeds the centrifugal force component, then there is a lateral slip; if it is smaller, then there is a "pushing".

Es sei bemerkt, daß die Zentrifugalkraft co., - v für eine bestimmte Wendegeschwindigkeit eine direkte Funktion der Eigengeschwindigkeit wird. Um daher eine Kurve ohne seitliches Abrutschen auszuführen, muß der Querneigungswinkel mit zunehmender Eigengeschwindigkeit erhöht werden, damit der Ausdruck G cos 8 sin 99 = co.v wird oder daß umgekehrt der Ausdruck ist. Dies ist eine wichtige Nachbildung des tatsächlichen Verhaltens eines Flugzeuges. Durch eine geeignete Wahl der dämpfenden Eingangswiderstände, der Rückführungsspannungen an den ß- und uo@ Servosystemen und der Übersetzungsverhältnisse kann das Übungssystem in gewünschter Weise zum Schwingen gebracht werden, um die seitliche Schwingung und Dämpfung eines Flugzeuges wiederzugeben.It should be noted that the centrifugal force co., - v becomes a direct function of the airspeed for a certain turning speed. Therefore, in order to make a curve without slipping sideways, the bank angle must be increased with increasing airspeed so that the expression G cos 8 sin 99 = co.v or vice versa is. This is an important replica of the actual behavior of an aircraft. Through a suitable choice of the damping input resistances, the feedback voltages on the ß- and uo @ servo systems and the gear ratios, the exercise system can be made to vibrate in the desired manner in order to reproduce the lateral vibration and damping of an aircraft.

In dem in Fig. 3 dargestellten Vektordiagramm sind verschiedene Zentrifugalkrafts- und Schwerkraftskomponentenspannungen als Vektoren mit Bezug auf die x-, y- und x-Achsen des Flugzeuges dargestellt. Diese Achsen sollen mit Bezug auf das Flugzeug fest sein, so daß sie sich mit ihm drehen und verschiedene Lagen der Längsneigung B und des Rollens p mit Bezug auf ortsfeste horizontale und vertikale Bezugsebenen einnehmen. Wie schon erwähnt, ist die x-Achse die Längsachse des Flugzeuges, die y-Achse ist die Querachse in Richtung der Flügel, und die x-Achse ist die auf der x- und y-Achse senkrecht stehende Achse. Die Schwerkraft G, die am Schwerpunkt CG des Flugzeuges angreift, d. h. am Schnittpunkt der Achsen, kann in Vektorkomponenten entlang der x-, y- und x-Achse zerlegt werden, so daß die x-Komponente G sin 8, y-Komponente G cos 8 sin 99 und die x-Komponente G cos. p-cos B ist, Der Vektor, der die Zentrifugalkraft infolge des Gierens (co., - v) darstellt, wirkt entlang der y-Achse additiv zu der Schwerkraftskomponente G cos 8 sin p, und der Zentrifugalkraftvektor infolge der Längsneigung (co, - v) wirkt entlang der x-Achse additiv zu der Schwerkraftskomponente G cos 99 cos B. Auch ein Vektor, der die Eigenbeschleunigung darstellt, wirkt entlang-der x-Achse additiv zur Schwerkraftskomponente G sin B. Die Resultierende der Vektoren in der x-z-Ebene kann daher dargestellt weiden als Der resuktierende Vektor Ra, bildet einen Winkel d mit der x-Achse.In the vector diagram shown in FIG. 3, various centrifugal force and gravity component stresses are shown as vectors with reference to the x, y and x axes of the aircraft. These axes should be fixed with respect to the aircraft so that they rotate with it and assume different positions of pitch B and roll p with respect to fixed horizontal and vertical reference planes. As already mentioned, the x-axis is the longitudinal axis of the aircraft, the y-axis is the transverse axis in the direction of the wings, and the x-axis is the axis perpendicular to the x- and y-axes. The force of gravity G, which acts on the center of gravity CG of the aircraft, ie at the intersection of the axes, can be broken down into vector components along the x, y and x axes, so that the x component G sin 8, y component G cos 8 sin 99 and the x component G cos. p-cos B is, the vector representing the centrifugal force due to yawing (co., - v) acts along the y-axis additively to the gravity component G cos 8 sin p, and the centrifugal force vector due to the longitudinal inclination (co, - v) acts along the x-axis additively to the gravity component G cos 99 cos B. Also a vector that represents the self-acceleration represents, acts along the x-axis additively to the gravity component G sin B. The resultant of the vectors in the xz plane can therefore be represented as The resulting vector Ra forms an angle d with the x-axis.

Es ist ersichtlich, daß die Resultierende R aller Vektoren entlang der x-, y- und .x-Achsen und ihr Winkel mit Bezug auf die x-x-Ebene durch die Kombination der Resultierenden RxZ mit der Summe der y-Achsenkomponenten G cos B sin 99 und coz - v erhalten werden kann. Es ergibt sich Aus Fig.3 ist ersichtlich, daß die endgültige Resultierende R einen Winkel 8 mit der x-z-Ebene einschließt. Für das richtige »Sitzgefühl« sollte die Kabine des Flugschülers unter einem Winkel d längs geneigt und unter einem Winkel b quer geneigt sein.It can be seen that the resultant R of all vectors along the x-, y- and .x-axes and their angle with respect to the xx-plane by combining the resultant RxZ with the sum of the y-axis components G cos B sin 99 and coz - v can be obtained. It surrenders It can be seen from FIG. 3 that the final resultant R includes an angle θ with the xz plane. For the correct "sitting feeling", the student's cabin should be inclined lengthways at an angle d and transversely inclined at an angle b.

Um die Kabine S entsprechend diesen Winkeln d und 8 zu neigen, sind zwei Drehtransformatoren 95 und 96 in Fig. z vorgesehen, deren Sekundärwicklungen sich in Nullage befinden, während die Primärwicklungen durch bestimmte Vektorspannungen der Beschleunigung und Schwerkraft gespeist werden und die Sekundärwicklungen durch Servomotoren gesteuert sind. Der Drehtransformator 95 wird für die Längsneigung benutzt und hat zwei feste Primärwicklungen 97 und 98, die über Kreuz angeordnet sind. Die Wicklung 97 wird durch eine Spannung erregt, die dem kombinierten x-Achsenvektor des Summierungsverstärkers 9g entspricht, dessen Eingangsspannungen G sin 8 und von dem Flugrechner der Fig. -2 durch Leitungen 24 und 49 zugeführt werden. Die andere Wicklung 98 wird von einer Spannung des Summierungsverstärkers ioo erregt, die die Summe von co Z, . v und G cos 9P cos B darstellt, d. h. die kombinierten Zentrifugalkrafts- und Schwerkraftsvektoren entlang der x-Achse nach Fig. 2. Die genannten z-Achsenspannungen werden durch Leitungen 61 und 89 von dem Flugrechner der Fig. 2 dem Verstärker ioo zugeführt. Der Verstärkungsgrad des Verstärkers ioo ist durch Rückkopplung in bekannter Weise einstellbar, so daß die Ausgangsspannung an der Spule 98 für gleiche Beschleunigungen die gleiche Beziehung der Größenordnung nach hat wie die Spannung an der Wicklung 97. In order to incline the car S according to these angles d and 8, two rotary transformers 95 and 96 are provided in FIG are. The rotary transformer 95 is used for longitudinal inclination and has two fixed primary windings 97 and 98 which are arranged crosswise. The winding 97 is energized by a voltage corresponding to the combined x-axis vector of the summing amplifier 9g, whose input voltages G sin 8 and 2 through lines 24 and 49 from the flight computer of FIGS. The other winding 98 is excited by a voltage of the summing amplifier ioo which is the sum of co Z,. v and G cos 9P cos B, ie the combined centrifugal force and gravity vectors along the x-axis according to FIG. 2. Said z-axis voltages are fed through lines 61 and 89 from the flight computer of FIG. The gain of the amplifier ioo can be adjusted by feedback in a known manner, so that the output voltage at the coil 98 has the same relationship in terms of magnitude as the voltage at the winding 97 for the same accelerations.

Die Primärwicklungen werden daher von Spannungen erregt, die den gekreuzten Vektoren entlang der .x- und y-Achse entsprechen. Aus dieser Beziehung kann leicht abgeleitet werden, daß, wenn die gekreuzten Spulen ior und 102 der drehbaren Sekundärwicklung gegenüber der Primärwicklung durch die Welle 1o3 so gedreht werden, daß die induzierte Spannung in der Sekundärwicklung 1o2 gleich Null ist, die induzierte Spannung in der Spule ioi die Resultierende der gekreuzten Spannungen der Primärwicklung darstellt, d. h. die Resultierenden R@-; in dieser Lage nimmt die Welle 103 den erwähnten Winkel 4 ein, der von einer Bezugslage aus gemessen wird, die der ebenen Lage der Kabine S entspricht.The primary windings are therefore excited by voltages that crossed the Vectors along the .x and y axes correspond. From this relationship can easily can be deduced that if the crossed coils ior and 102 of the rotatable secondary winding relative to the primary winding are rotated by the shaft 1o3 so that the induced Voltage in the secondary winding 1o2 is zero, the induced voltage in the coil ioi represents the resultant of the crossed voltages of the primary winding, d. H. the resultants R @ -; in this position the shaft 103 takes the angle mentioned 4, which is measured from a reference position, that of the level position of the car S corresponds to.

Die Klemmen der Sekundärwicklungen sind mit dem äußeren Stromkleis über Schleifringe 104, 105 und 1o6 wie folgt verbunden: Die Spulen ioi und 1o2 haben eine gemeinsame Klemme, die über den Schleifring 104 geerdet ist; die Spule ioi ist über einen Schleifring 105 durch eine Leitung 1a7 mit dem Drehtransformator 96 verbunden, und die Nullspannungsspule 1o2 ist über einen Schleifring 1o6 mit einem Verstärker 1o8 verbunden, um einen Nullstellungsservomotor log zu erregen. Der Motor log ist durch ein Untersetzungsgetriebe iio mit der Welle 103 verbunden und ist so gepolt, daß die Sekundärwicklung ioi-io2 in einer solchen Richtung gedreht wird, daß die induzierte Spannung in der Spule 1o2 abnimmt. Eine in der Spule 1o2 induzierte Spannung bewirkt daher eine Erregung des Motors log in einer Richtung, die die Spulenspannung zu verringern sucht. Der :Motor log kann ein Zweiphasenmotor der oben beschriebenen Art sein, wobei die Verbindungen für die Bezugsspannung zur Vereinfachung der Zeichnung weggelassen sind.The terminals of the secondary windings are connected to the external power supply via slip rings 104, 105 and 1o6 as follows: The coils ioi and 1o2 have a common terminal which is grounded via slip ring 104; the coil ioi is connected to the rotary transformer 96 via a slip ring 105 by a line 1a7, and the zero voltage coil 1o2 is connected to an amplifier 1o8 via a slip ring 1o6 in order to excite a zero position servomotor log. The motor log is connected to the shaft 103 through a reduction gear iio and is polarized so that the secondary winding ioi-io2 is rotated in such a direction that the induced voltage in the coil 1o2 decreases. A voltage induced in the coil 1o2 therefore causes the motor log to be excited in a direction which seeks to reduce the coil voltage. The: Motor log can be a two-phase motor of the type described above, the connections for the reference voltage being omitted to simplify the drawing.

Da infolgedessen die Winkelstellung der Welle 103 die Längsneigungslage der Kabine des Flugschülers darstellt, kann diese Welle mit der Welle i2 der Kabinenhalterung gekoppelt werden, so daß die Neigungsbewegung der Kabine durch geeignete Mittel, wie z. B. eine mechanische Verbindung 111, die gestrichelt angedeutet ist, bewirkt wird sowie durch ein Nachlaufwerk oder Drehmomentverstärker 112.As a result, the angular position of the shaft 103 is the longitudinal inclination position represents the cabin of the trainee pilot, this shaft can with the shaft i2 of the cabin bracket be coupled so that the tilting movement of the cabin by suitable means, such as B. causes a mechanical connection 111, which is indicated by dashed lines as well as by a follower mechanism or torque amplifier 112.

Der Drehtransformator 96, der für die Querneigung benutzt wird, hat eine feste Primärwicklung, die aus zwei gekreuzten Spulen 113 und 114 besteht, und eine relativ dazu drehbare Sekundärwicklung, die zwei gekreuzte Spulen 115 und 116 aufweist, welche durch eine Welle 117 mit einem Servoverstellmotor 118 in ähnlicher Weise verbunden sind wie der Drehtransformator 95. Die Primärwicklung 113 wird von einem Summierungsverstärker 12o durch eine Spannung gespeist, die die Vektorsumme co- - v und G cos B sin p entlang der y-Achse nach Fig. 2 darstellt. Die Eingangsspannungen für den Verstärker 12o, welche die genannten Vektorkomponenten wiedergeben, werden von dem Flugrechner der Fig. 2 durch Leitungen 64 und 85 zugeführt. Die andere Primärwicklung 114 wird durch eine Spannung Rxx von ..der Sekundärwicklung ioi des Drehtransformators 95 über einen Schleifring 105 und eine Leitung 107 gespeist. Der Verstärkungsgrad des Verstärkers 120 wird durch Rückkopplung in an sich bekannter Weise eingestellt, so daß die Ausgangsspannung an der Spule 113 für gleiche Beschleunigungen das gleiche Größenverhältnis hat wie die der Wicklung 114 zugeführte Spannung.The rotary transformer 96, which is used for the transverse inclination, has a fixed primary winding, which consists of two crossed coils 113 and 114, and a relatively rotatable secondary winding, which has two crossed coils 115 and 116, which is driven by a shaft 117 with a servo motor 118 are connected in a similar manner to the rotary transformer 95. The primary winding 113 is fed from a summing amplifier 12o by a voltage which represents the vector sum co- - v and G cos B sin p along the y-axis according to FIG. The input voltages for the amplifier 12o, which reproduce the vector components mentioned, are fed from the flight computer of FIG. 2 through lines 64 and 85. The other primary winding 114 is fed by a voltage Rxx from ... the secondary winding ioi of the rotary transformer 95 via a slip ring 105 and a line 107 . The gain of the amplifier 120 is adjusted by feedback in a manner known per se, so that the output voltage at the coil 113 has the same magnitude ratio as the voltage supplied to the winding 114 for the same accelerations.

Die gekreuzten Primärspulen 113 und 114 werden mit Spannungen gespeist, die den kombinierten Kräftevektoren entlang der y-Achse und dem obenerwähnten resultierenden Vektor Rxz entsprechen. Wie im Falle des Transformators 95 kann gezeigt werden, daß, wenn die gekreuzten Spulen 115 und 116 der drehbaren Sekundärwicklung durch die servobetätigte Welle 117 so eingestellt werden, daß die in der Spule116 induzierte Spannung gleich Null ist, die induzierte Spannung in der Spule 115 die Resultierende der erwähnten Primärspannungen darstellt; die Welle 117 nimmt den Winkel ö ein, und zwar von einer Bezugslage aus gemessen, die der ebenen Lage der Kabine S entspricht. Der Servomotor 118 hat einen ähnlichen Aufbau wie der Servomotor log des Transformators 95 und ist über ein Untersetzungsgetriebe 121 mit der Transformatorwelle 117 verbunden, so daß er die Sekundärwicklung in die Nullstellung, wie eben beschrieben, dreht. Der Motor 118 wird von der Nullstellungsspule 116 über eine Schleifringverbindung 122 und einen Verstärker 123 gespeist. Die Spulen 115 und 116 haben eine gemeinsame Klemme, die über einen Schleifring 124 geerdet ist, und die Spule 115 kann über eine Schleifringverbindung 125 mit einem anzeigenden Voltmeter 126 verbunden sein, das z. B. so geeicht ist, daß es die Beschleunigungsspannung, die auf den Flugschüler wirkt, anzeigt und dem Lehrer eine visuelle Anzeige des Flugmanövers vermittelt.The crossed primary coils 113 and 114 are fed with voltages corresponding to the combined force vectors along the y-axis and the aforementioned resulting vector Rxz. As in the case of the transformer 95, it can be shown that when the crossed coils 115 and 116 of the rotatable secondary winding are adjusted by the servo-operated shaft 117 so that the voltage induced in the coil 116 is zero, the induced voltage in the coil 115 is the same Represents resultant of the mentioned primary stresses; the shaft 117 assumes the angle δ, measured from a reference position which corresponds to the plane position of the car S. The servomotor 118 has a similar structure to the servomotor log of the transformer 95 and is connected to the transformer shaft 117 via a reduction gear 121 so that it rotates the secondary winding to the zero position, as just described. The motor 118 is fed by the zero setting coil 116 via a slip ring connection 122 and an amplifier 123. The coils 115 and 116 have a common terminal which is grounded via a slip ring 124, and the coil 115 can be connected via a slip ring connection 125 to an indicating voltmeter 126, e.g. B. is calibrated so that it shows the acceleration voltage acting on the student pilot and gives the instructor a visual display of the flight maneuver.

Da die Transformatorwelle 117 eine dem Winkel d entsprechende Lage einnimmt, kann diese Welle mit der Welle 1i der Kabinenhalterung g durch eine geeignete Vorrichtung, z. B. eine mechanische Verbindung 127, die gestrichelt angedeutet ist, betriebsmäßig verbunden sein sowie durch ein Nachlaufgerät oder Drehmomentverstärker 128, so daß die Kabine um den Winkel 8 quer geneigt wird. Diese Querneigungssteuerung 8 zusammen mit der obenerwähnten Längsneigungssteuerung d der Welle iz kippt die Kabine S des Flugschülers so, daß die wirklichen Kräfteeinwirkungen auf den Flugschüler während der üblichen Flugmanöver nachgebildet werden.Since the transformer shaft 117 has a position corresponding to the angle d occupies, this shaft can with the shaft 1i of the cabin bracket g by a suitable Device, e.g. B. a mechanical connection 127, which is indicated by dashed lines, be operationally connected as well as by a follow-up device or torque amplifier 128, so that the cabin is inclined transversely by the angle θ. This bank control 8 together with the above Pitch control d of the shaft iz tilts the cabin S of the student pilot so that the real forces can be simulated on the trainee pilot during the usual flight maneuvers.

Claims

PATENT CLAIMS: i. Device to simulate the effects of flight forces on a student pilot, who operates the control devices of a flight training device located on the ground, which has a movable cabin for the student pilot and flight driver. To simulate flight conditions depending on the operation of the control devices and facilities for Contains calculation of forces that respond to the simulated flight conditions, characterized in that the last-mentioned devices are suitable for determining the direction of the resultant of simulated flight acceleration forces that act on the student pilot, and that drive means are provided which act on the force calculation device respond in order to move the cabin of the trainee pilot with respect to the direction of the resultant, whereby the trainee pilot is subjected to forces that correspond to those 'which he would perceive in real flight maneuvers.

2. Device after Claim i, characterized in that the force calculation device has an contains known conversion device based on components of the simulated Gravity and inertial forces act upon the direction of the resultant of this Powers related to. determine the axes of rotation of the simulated aircraft, while the drive means a movement of the cabin of the student pilot into a corresponding one Establish direction with respect to the vertical axis of the student's cabin.

3. Apparatus according to claim 2, characterized in that the force calculation device is suitable for generating control variables which represent components of the simulated centrifugal force and gravity which act in the direction of the reference axes of the simulated aircraft, the conversion device being responsive to the control variables of the components to to determine the angles of the resultant of the forces with respect to the horizontal axes of the student's cabin, the drive means being controlled according to these angles in order to tilt the student's cabin: q .. Apparatus according to claim 2, characterized in that the force calculation device is suitable to generate control variables which represent the size of the components of the simulated main acceleration forces including gravity, which act along the pitch, roll and yaw axes of the simulated aircraft -that the conversion device acts on these control variables of the Ko mponenten - claims to determine the angles of the resultants of these forces with respect to the pitch and roll axes of the aircraft, and that the drive means respond to the conversion device to incline the student's cabin by the respective angular amounts in the longitudinal direction and transverse direction. 5. Apparatus according to claim 3 or q., Characterized in that electrical variables as control variables, for. B. voltages are used and that electromechanical drive means are provided. 6. Apparatus according to claim 5, characterized in that the conversion device contains two servo systems which respond to voltages which represent components of the simulated centrifugal force and gravity to the angle of the resultant of these forces with respect to the longitudinal and transverse inclination axes of the cabin of the student to determine. 7. Apparatus according to claim 6, characterized in that alternating voltages are used as control variables and that each servo system of the conversion device contains a rotatable magnetic transducer which has two crossed primary windings, each of which is responsive to an alternating voltage which is one of two mutually perpendicular forces and which has a secondary winding which is rotatable with respect to: the primary winding, and a servo motor which is responsive to the voltage induced in the secondary winding to set the angle between the primary and secondary windings to a zero value which represents the angle, around which the cabin of the student pilot is tilted. B. Apparatus according to claim 7, characterized in that one of the rotatable magnetic transducers has a further secondary winding which is crossed with respect to the zero position secondary winding, and that one primary winding of the second rotatable magnetic transducer is fed with a voltage which is induced in this second secondary winding will. G. Flight training device with simulated flight control devices and with flight computing devices that rely on the operation of the control devices in simulated flight conditions, e.g. B. airspeed, pitch change, angle of attack and pitch, respond, characterized by a device (27), which is responsive to the operation of one of the flight controls to derive a first voltage representing a pitch moment MP, further by a computing device (55, 56 ) for the change in inclination, which is responsive to changes in the value of the moment voltage, and an equilibrium voltage which represents the reaction inclination moment C, in order to derive a voltage which reproduces the change in longitudinal inclination w ", furthermore by means of a device (25, 26) for deriving control variables , which represent various functions of the airspeed, furthermore by a device (q8, q.4), which responds jointly to airspeed control values and other quantities, in order to derive additional stresses which the pitch angular velocity due to the force of gravity - or due to the buoyancy set, further by a device (41) for algebraic summation of the pitch change and pitch velocity tensions, further by an integrating device (40) which is operated according to the algebraic sum of these voltages in order to determine the angle of incidence α and also the pitch speed mentioned due to the buoyancy to determine, and finally by an integrating device (50, 51), which is responsive to the pitch calculating device (55, 56) to determine pitch state 0 of the aircraft and also the pitch rate stress mentioned as a result of gravity to investigate. ok Device according to claim g, characterized by a feedback device (g4) which responds jointly to pitch change and airspeed variables in order to change the response of the integrating device to simulate a damping ar "v. Ix. Device according to claim io, characterized in that the computing device (55, 56) of the longitudinal inclination change contains a summing amplifier (55) for algebraic addition of the voltages which represent a longitudinal inclination angle moment MD, the retroactive longitudinal inclination moment Cm and the damping ar "v, as well as a servomotor (56) which is controlled by the summing amplifier, Un @ that the feedback device (g4) contains a potentiometer (g4) which is fed by the airspeed voltage and adjusted by the servo motor (56) in order to derive the voltage which reproduces the damping aryv. 12. Flight training device with simulated flight control devices and with flight computing devices that respond to the operation of the controls in order to avoid flight conditions, e.g. B. mimicking yaw change, lateral slip and rolling, characterized in that a device (18) is provided which is responsive to actuation of one of the controls to derive a voltage representing a yaw angle moment Mt, further a device (16), responsive to actuation of another control to derive a voltage indicative of a roll angular velocity M i. further comprises a computing device (65,. 66) responsive to the yaw moment tension to derive other control quantities which represent the yaw change ar, further an integrating device (77, 80) which is responsive to the roller speed tension and one of the yaw change control quantities in order to to indicate a relative position which indicates the roll angle 99, furthermore a device which can be set by the integrating device (77, 8o) for deriving a tension which is a component of gravity in the direction of the lateral slip and a second computing device (70, 71) responsive to both another of the yaw change magnitudes and the gravitational component tension to indicate a relative position reflecting the angle β of the lateral slip.