DE955285C - Steuervorrichtung fuer Flugkoerper - Google Patents

Description

AUSGEGEBEN AM 3. JANUAR 1957

B 31923 XI162 b

Die Erfindung bezieht sich auf die Steuerung der Ruderflächen von Flugkörpern und bezweckt im allgemeinen, selbsttätig die an eine Ruderfläche angelegte Kraft der Stabilität des Flugzeugs entsprechend zu gestalten.

Unter Stabilität um eine gegebene Achse versteht man die Bestrebung des Flugzeugs, nach einer Störung, die es aus seiner Anfangsfluglage in bezug auf die betrachtete Achse geworfen hat, selbsttätig in diese Anfangsstellung zurückzukehren.

Es ist offensichtlich, daß, je stabiler ein Flugzeug ist, um so größer die Kraft sein kann, die auf seine Ruderflächen ausgeübt werden darf, ohne Gefahr, zu laufen, es in einen gefährlichen Flugzustand zu bringen.

Jedoch ist die Stabilität eines Flugzeugs während des Fluges veränderlich, da sie an die ebenfalls veränderliche Lage seines Schwerpunktes gebunden ist. Insbesondere verändert sich die Längs-Stabilität in Abhängigkeit von den Verschiebungen des Schwerpunkts, d. h. der Längsverteilung der Lasten. Unter den hauptsächlichen Ursachen solcher Schwerpunktverschiebungen dürfen das allmähliche Abnehmen des Treibstoffes und das Hin- und Hergehen der Fahrgäste erwähnt werden.

Die Abhängigkeit der Stabilität von der Schwerpunktlage kann in einer rein qualitativen Art durch folgenden, die Längsstabilität betreffenden Gedankengang ausgedrückt werden. Die Beschaffenheit der Längsstabilität kann ausgedrückt werden, indem geschrieben wird, daß eine jede Vergrößerung des Anstellwinkels ein Moment erzeugen muß, das bestrebt ist, den Anstellwinkel wieder zu verringern, während eine Verringerung dieses ίο Winkels, ein Moment erzeugen muß, das bestrebt ist, den Anstellwinkel zu vergrößern. Falls die Einwirkung der Last auf die Flügelebene betrachtet wird, indem angenommen ist, daß diese Einwirkung auf den unveränderlichen Druckmittelpunkt erfolgt, ist es ersichtlich, daß, falls der Schwerpunkt vor dem Druckmittelpunkt liegt, die Stabilität begünstigt ist, da eine jede Vergrößerung des Anstellwinkels das negative Moment vergrößert, während jede Verringerung des Anstellwinkeis dieses Moment verringert. Je mehr sich der Schwerpunkt nach hinten verschiebt und sich dem Druckmittelpunkt nähert, verliert das Flugzeug immer mehr an Stabilität.

Auf diese Weise kann auch die Einwirkung des aerodynamischen Drucks auf die Höhenflosse und das Höhenruder erläutert werden. Da der Druckmittelpunkt auf dem Leitwerk immer weit hinter dem Schwerpunkt des Flugzeugs liegt, hat . die Höhenflosse eine stabilisierende Wirkung. Dasselbe gilt für das Höhenruder in seiner normalen Lage. Andererseits, wenn dieses Ruder ausgeschlagen ist, übt der Flugwinddruck um die durch den Schwerpunkt laufende Querachse ein Zurückrufungsmoment aus, das bestrebt ist, das Flugzeug um diese Achse in einem Sinn zu drehen, daß · das Ruder in eine zu dem Flugwind parallele Ebene gestellt-wird. Somit ist es ersichtlich, daß das Leitwerk die Stabilität begünstigt und daß sein stabilisierender Einfluß durch eine Verschiebung des Schwerpunkts nach hinten ebenfalls verhindert • wird.

Dieser Einfluß ist in großen · Flugzeugen wegen ihrer beträchtlichen Länge und der sich daraus ergebenden Hebelarme besonders ausgesprochen. Da die Größe des Moments, das an die Ruder eines Flugzeugs angelegt werden darf, ohne seine Flugsicherheit zu gefährden, von dem Stabilitätsgrad des Flugzeugs in einem gegebenen Augenblick -abhängig ist, ist es verständlich, daß es äußerst vorteilhaft sein würde, die" Größe des Steuermoments selbsttätig vom jeweiligen Stabilitätsgrad abhängig sein zu lassen, damit das Flugzeug stets in höchstem Grade steuerbar ist.

Die Erfindung erlaubt diese Wirkung zu erreichen, indem das an das Ruder angelegte Moment der augenblicklichen Lage des Flugzeugschwerpunkts unterworfen wird.

Es ist andererseits bekannt, daß die während des Flugs entstehenden Veränderungen der Lastenverteilung dauernd berichtigt werden müssen, um das Flugzeug richtig auszutrimmen. Dies wird erzielt, indem ein bleibender Ausschlag der Ruderfläche angelegt wird. Eine derartige ausgeschlagene Ruderfläche erfährt eine dauernde aerodynamische Belastung, die die Anlegung eines bleibenden Moments an die Ruderfläche verlangt, um bei derselben den gewünschten· Ausschlagswinkel beizubehalten. Um zu vermeiden, ein solches Moment durch eine ermüdende muskuläre Anstrengung anlegen zu müssen, im Fall von Handsteuerung, oder durch einen bleibenden Berichtigungsimpuls, im Fall von Selbststeuerungsvorrichtungen, wird bekannterweise der Ruderfläche eine sogenannte Ausgleichsklappe angelenkt, die im entgegengesetzten Sinn des notwendigen Ruderausschlags ausgeschlagen wird und durch die aerodynamische Belastung, die sie erfährt, auf die Ruderfläche ein Moment ausübt, welches die auf die Ruderfläche einwirkende aerodynamische Last ausgleicht und somit den Flugzeugführer oder die Selbststeuerungsvorrichtung von der Ausführung der erwähnten muskulären oder mechanischen Anstrengung befreit.

Im allgemeinen ist das Flugzeug so ausgelegt, daß im gewöhnlichen Flug die Lage des Schwer- 8g punkts eine solche ist, daß das Flugzeug in Längsrichtung ausgetrimmt ist, wenn das Höhenruder und dessen Ausgleichsklappe sich in normaler Ausrichtung befinden. Eine jegliche Verschiebung des Schwerpunkts aus der Mittelstellung verlangt alsdann ein Ausschlagen des Ruders und der Ausgleichsklappe (im entgegengesetzten Sinn zueinander) . Daraus folgt, daß die Lage der Ausgleichsklappe in Abhängigkeit von der Lage des Schwerpunkts steht.

Gemäß einer Einzelheit der Erfindung in Anwendung an den Fall eines Flugzeugs, dessen Ruder mit einer Ausgleichsklappe versehen ist, wird dieser Umstand ausgenutzt, indem das an die Ruderfläche angelegte Steuermoment der Stellung der mit ihr verbündeten Ausgleichsklappe unterworfen wird.

Somit kann, falls der Schwerpunkt in bezug auf seine normale Lage in der Weise verschoben wird, daß die Längsstabilität des Flugzeugs sich vergrößert, das an das Höhenruder angelegte Steuermoment ohne Gefahr den normalen oder mittleren Wert überschreiten, wodurch die Wendigkeit des Flugzeugs vergrößert wird. Wenn anderenfalls der Schwerpunkt hinter seine Normallage verschoben wird und das Flugzeug somit an Stabilität verliert, sichert das Steuermoment, dessen Wert selbsttätig in entsprechendem Maße verringert worden ist, immer noch die erwünschte Flugsicherheit.

Die Erfindung ist insbesondere im Fall von Selbststeuerung anwendbar. In diesem Fall ist es das durch den Steuerungshilfsmotor entwickelte Moment, das der Lage der Ausgleichsklappe unterworfen wird.

Insbesondere im Fall eines elektrischen Hilfs- iao motors — beispielsweise eines zweiphasigen Induktionsmotors — ist es die Erregung des Hilfsmotors, die selbsttätig in Abhängigkeit' von dem Ausschlag der Ausgleichsklappe geändert wird.

In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel für die Anwendung der Erfindung für die Längssteue-

rung eines mit Selbststeuerung versehenen Flugzeugs beschrieben.

Fig. ι ist ein Gesamtschema dieser Ausführungsart;

Fig. 2 ist ein Schema einer Variante dieser Arbeitsweise.

In der Figur ist mit io das Höhenruder und mit 12 die auf diesem Ruder angelenkte Ausgleichsklappe bezeichnet. Das Ruder io wird über eine mechanische Verbindung ii durch einen Hilfsmotor 14 betätigt, im betrachteten Fall durch einen zweiphasigen Induktionsmotor, der eine Wicklung fester Phase 16 und eine Steuerwicklung 18 besitzt. Die Ausgleichsklappe 12 wird über eine mechanische Verbindung 13 mit großem Übersetzungsverhältnis durch einen zweiphasigen Hilfsmotor 20 betätigt, der eine Wicklung fester Phase 22 und eine Steuerwicklung 24 besitzt.

Die beiden Wicklungen fester Phase der beiden Hilfsmotore werden in Parallelschaltung durch die Wechselstromquelle gespeist, indem der Speisungskreislauf der ersten dieser Wicklungen einen veränderlichen Widerstand 58, 60 enthält, zu einem Zweck, der weiter unten beschrieben wird.

Die beiden Steuerwicklungen 18 und 24 werden in Parallelschaltung durch die Austrittsklemmen 25, 27 eines Verstärkungs- und Phasendiskriminatorkreislaufs 26 gespeist. Dieser erhält an seinem Eintritt die algebraische Summe zweier Impulse, von welchen einer der Längsneigungsabweichungsimpuls ist, der durch einen von der Längsneigungsachse des Senkrechtkreisels 30 abhängigen induktiven Generator 28 geliefert wird, während der andere ein Umwandlungsimpuls ist, der über ein Potentiometer durch den mit dem Hilfsmotor 14 verbundenen induktiven Generator 32 geliefert wird. Ein jeder der Generatoren besitzt in bekannter Weise einen durch die Stromquelle gespeisten und mechanisch mit dem verbündeten Steuerungsorgan (Senkrechtkreisel oder Hilfsmotor) verbundenen Rotor sowie einen Ständer, in welchen ein entsprechender Spannungsimpuls induziert wird. Wie bekannt, sind die Verbindungen derartig, daß der Umwandlungsimpuls vom Längsneigungsimpuls in Abzug kommt, d. h. daß diese Impulse in Phasengegensatz zueinander sind.

Die algebraische Summe dieser beiden Impulse wird an eine einen Bestandteil des Kreislaufs 26 bildende Vorverstärkungstriode -34 angelegt. Der darin verstärkte Impuls wird gleichzeitig an beide Gitter einer einen klassischen Phasendiskriminator bildenden Gruppe von zwei Trioden 36, 38 angelegt. Die Platten dieser beiden Röhren sind mit den entgegengesetzten Enden der Sekundärwicklung, deren Mittelanzapfung an die Masse geschlossen ist, eines Speisungstransformators 40 verbunden, dessen Primärwicklung an die Stromquelle angeschlossen ist. Somit oszillieren die Potentiale dieser beiden Platten in Phasengegensatz.

In die Plattenkreisläufe der beiden Röhren 36, 38 sind die zwei Steuerwicklungen 42, 44 eines aus ' einer Gruppe zweier Transformatoren 46, 48 veränderlicher Sättigung bestehenden, magnetischen Verstärker-Transformators zwischengeschaltet. Ein jeder dieser Transformatoren enthält einen magnetischen Kern, dessen Sättigungsgrad durch die Amplitude des in der entsprechenden Steuerwicklung 42 bzw. 44 umlaufenden Stromes gesteuert wird. Auf einem jeden dieser Kerne ist außer der Steuerwicklung 42 bzw. 44 eine Primärwicklung 50 bzw. 52 und eine Sekundärwicklung 54 bzw. 56 gewickelt. Die beiden Primärwicklungen werden durch die Stromquelle gespeist, und die beiden Sekundärwicklungen speisen in Parallelschaltung die Steuerwicklungen 18 und 24 der beiden Hilfsmotore über die Leiter 25 und 27.

Die entsprechend vorgesehene Anordnung zwischen den Primärwicklungen 50, 52 und den Sekundärwicklungen 54, 56 ist eine solche, daß bei einer gleichen Sättigung der Kerne beider Transformatoren die in die beiden Sekundärwicklungen durch die entsprechenden Primärwicklungen induzierten Spannungen sich gegenseitig vernichten. Die Arbeitsweise dieses Kreislaufs ist folgende:

Solange sich das Flugzeug in einem stabilen horizontalen Flug befindet, liefern die Generatoren 28 und 32 keinerlei Impulse. Die Triode liefert keinerlei Spannung an die Gitter der Röhren 36, 38. Diese beiden Röhren besitzen alsdann die gleiche Leitungsfähigkeit, die gleich Null sein go kann. Der magnetische Modulator bleibt im Gleichgewichtszustand, und der Kreislauf 26 liefert keinen Strom an seinem Austritt. Die Hilfsmotore 14, 20 stehen still, und die Ruder 10, 12 verbleiben in ihrer normalen Ausrichtung.

Falls das Flugzeug eine Vor- oder Rückwärtsneigung aufweist, wird durch den Generator 28 ein Impuls entsprechenden Phasenzustands erzeugt. Dieser durch die Triode 34 verstärkte Impuls wird im gleichen Phasenzustand an die zwei Diskriminatorröhren 36, 38 angelegt, die Leitungsfähigkeit einer dieser Röhren vergrößernd (und zwar der Röhre, in welcher dieser Impuls in Phasenübereinstimmung mit der Plattenspeisungsspannung ist) und in demselben Maß die Leitungsfähigkeit der anderen Röhre verringernd. Diejenige der zwei Steuerwicklungen 42, 44, die mit der Platte der Röhre, deren Leitungsfähigkeit vergrößert ist, verbunden ist, wird alsdann durch einen stärkeren Wellenstrom durchflossen als die andere Wicklung, was die Sättigung des Kerns des der ersten Wicklung entsprechenden Transformators erhöht und die Sättigung des Kerns des anderen Transformators verringert. Alsdann ist das Gleichgewicht zwischen den beiden Sekundärwicklungen 54 und 56 gestört, indem die in der Sekundärwicklung des Transformators, dessen Sättigung zugenommen hat, induzierte Spannung abfällt, während die in der Sekundärwicklung des anderen Transformators induzierte Spannung steigt.

Die somit an den Austrittsleitern 25, 27 erscheinende Spannung wird gleichzeitig an die Steuerwicklungen 18 und 24 der beiden Hilfsmotore angelegt. Die Anordnung derselben ist eine solche, daß unter der Einwirkung eines Spannungsimpulses eines gegebenen Phasenzustands diese

beiden Motore die Ruder io, 12, die sie entsprechend steuern, in entgegengesetzten Richtungen ausschlagen.

Mittels des Generators 32 erzeugt der Ausschlag des Höhenruders 10 einen Umwandlungsimpuls dessen Phasenzustand; wie bereits erwähnt, dem des durch den Generator 28 erzeugten Längsneigungsabweichungsimpulses entgegengesetzt ist. Je mehr das Flugzeug unter der Einwirkung des Höhenruderausschlags in seine Bezugslage zurückkehrt, desto mehr nimmt der durch den Generator 28 gelieferte Abweichungsimpuls ab, während der Umwandlungsimpuls zunimmt, bis er den Abweichungsimpuls überwiegt und somit den Drehsinn des Hilfsmotors 14 umkehrt. Somit wird das Flugzeug mit einem Mindestmaß von Schwingungen in seine Gleichgewichtslage zurückgebracht.

Es kann angenommen werden, daß der das Anlaufen des Motors 14 verursachende Abweichungsao impuls durch eine Verschiebung des Schwerpunkts des Flugzeugs nach hinten erzeugt worden ist, so daß das Flugzeug bestrebt ist, sich nach hinten zu neigen. Unter der Einwirkung dieses Abweichungsimpulses hat der Hilfsmotor 14 das Ruder 10 nach unten ausgeschlagen. Dadurch ist das Flugzeug bestrebt, in seine Ausgangslage zurückzukehren, aber durch die entstandene Gleichgewichtsverschiebung muß das Höhenruder in seiner neuen Stellung ausgeschlagen bleiben, damit das Flugzeug seine Lage beibehält. In der neuen Lage des Ruders ist der Anstellwinkel größer und die aerodynamische Reaktion bedeutender als in der vorherigen Lage. Um in Abwesenheit der Ausgleichsklappe und deren Motor 20 das Ruder in dieser Lage zu halten, müßte der Hilfsmotor 14 ein dauerndes Moment erzeugen, woraufhin der Kreislauf 56 der Sitz eines^restlichen Fehlerimpulses sein würde. Dieser Impuls würde die aerodynamische Belastung des Ruders ausgleichen und den Motor 14 in Ruhestellung halten. Eine solche Arbeitsweise würde fehlerhaft sein, insbesondere wegen der in den verschiedenen Wicklungen des magnetischen Verstärker-Modulators 46-48 und des Hilfsmotors 14 auftretenden Erhitzung. Um diesem Übelstand abzuhelfen, ist die Ausgleichsklappe 12 mit ihrem Hilfsmotor 20 vorgesehen. Der soeben erwähnte restliche Impuls betätigt diesen, die Ausgleichsklappe 12 ausschlagenden Motor 20, und zwar im entgegengesetzten Sinn zum Ausschlag des Ruders 10, im betrachteten Fall nach oben. Da die Klappe 12 keinen Umwandlungsimpulsgenerator besitzt, bleibt ihr Ausschlag so länge bestehen, als die restliche Spannung im Kreislauf 26 vorhanden ist, und die Klappe bleibt in einer Lage stehen, in welcher ihre aerodynamische Belastung genau die des Ruders 10 ausgleicht. Alsdann befindet sich das ganze System sowohl im aerodynamischen als auch im elektrischen Gleichgewichtszustand, und der Kreislauf 26 enthält keinen restlichen Fehlerimpuls mehr.

Nur der Einfachheit der Erläuterung wegen ist das Ausschlagen des Ruders und der Klappe als gleichzeitig beschrieben worden. In Wirklichkeit folgen diese Betätigungen aufeinander, und in jedem Augenblick ist der erwähnte restliche Fehlerimpuls eher virtuell als reell.

Aus der beschriebenen bekannten Arbeitsweise folgt, daß die Ausgleichsklappe 12 in Abhängigkeit von der Lage des Flugzeugschwerpunkts nach der einen oder der anderen Seite einer durch die Eigentümlichkeiten des Flugzeugs bestimmten Mittellage ausschlägt.

Für die Wendigkeit oder die Sicherheit des Flugzeugs würde es nachteilig sein, immer dasselbe Moment an das Höhenruder 10 anzulegen, um eine gegebene Abweichung der Längsneigung des Flugzeugs zu berichtigen, welche Lage der Schwerpunkt, auch haben mag. Die Erfindung bezweckt, das Moment dieser Lage anzupassen. In dem betrachteten Ausführungsbeispiel wird diese Wirkung folgendermaßen erzielt:

Bekanntlich ist das durch einen zweiphasigen Motor entwickelte Moment im wesentlichen verhältnisgleich seiner Erregung. Nach Fig. 1 wird in die Verbindung, die die Wicklung fester Phase 16 des Hilfsmotors 14 mit der Speisungsquelle verbindet, ein veränderlicher Widerstand 58 zwischengeschaltet, dessen Gleitkontakt 60 mechanisch mit dem die Ausgleicheklappe betätigenden Hilfsmotor 20 oder mit der Ausgleichsklappe selbst verbunden ist. Diese mechanische Verbindung ist in der Abbildung durch eine gestrichelte Linie schematisch dargestellt. Die Einstellung ist eine solche, daß für die normale Ausrichtungslage der Klappe der Gleitkontakt 60 eine einer gewissen vorbestimmten Erregungsspannung entsprechende Lage einnimmt, in der das durch den Motor 14 entwickelte Höchstmoment zufriedenstellend ist. Wenn die Klappe 12 nach oben ausgeschlagen ist, was die Verschiebung des Schwerpunkts nach hinten und eine Verringerung der Stabilität bezeugt, verschiebt sich der Gleitkontakt 58 in der Richtung, die einen stärkeren Widerstand in die Speisung des Motors einführt, somit das Moment, das derselbe zu erzeugen imstande ist, verringernd und das Ausschlagen mit einer gefährlich großen Schnelligkeit, in bezug auf die verringerte Stabilität, verbietend. Falls jedoch im Gegenteil die Klappe nach unten ausgeschlagen ist, kann die Erregung der Wicklung fester Phase des Hilfsmotors über ihren Normalwert hinaus erhöht werden, um die größere Stabilität des Flugzeugs auszunutzen und demselben somit eine größere Wendegeschwindigkeit zu verleihen. Dadurch kann erzielt werden, daß in jedem Augenblick die höchstmöglichste, von den Stabilitätsbedingungen rträgliche Wendegeschwindigkeit zur. Verfügung steht.

Selbstverständlich können zahlreiche Varianten dieser Erfindung ersonnen werden, ohne vom Sinn derselben abzuweichen. So können beispielsweise iao die angewendeten Mittel, die die Erregung des Hilfsmotors des Höhenruders ändern, andere als die in Fig. 1 veranschaulichten sein. Fig. 2, in welcher die hauptsächlichen Organe der Fig. 1 in leiche Bezugsnummern tragenden Blöcken dargestellt sind, veranschaulicht z. B. eine Variante mit

veränderlichem Transformator oder einer Induktionskupplungsvorrichtung 62, dessen bewegliche Primärwicklung mechanisch mit dem Hilfsmotor der Ausgleichsklappe verbunden ist, während die feste Sekundärwicklung an den Hilfsmotor 14 des Höhenruders angeschlossen ist.

Claims (8)

1. PATENTANSPRÜCHE:

   i. Steuervorrichtung für Flugkörper, dadurch gekennzeichnet, daß das an eine Ruderfläche (10) angelegte Moment sich in Abhängigkeit von der Schwerpunktlage des Flugzeugs verändert.
2. 2. Vorrichtung nach Anspruch 1 für eine mit einer Trimmausgleichsklappe versehene Ruderfläche, dadurch gekennzeichnet, daß das an die Ruderfläche (10) angelegte Moment sich in Abhängigkeit von der Winkellage der Ausgleichsklappe (12) ändert.
3. 3. Vorrichtung nach den Ansprüchen 1 und 2 für Flugzeuge mit Selbststeuervorrichtung, dadurch gekennzeichnet, daß das durch den die Ruderfläche (10) betätigenden Hilfsmotor (14) erzeugte Moment in Abhängigkeit von der Lage des Schwerpunkts des Flugzeugs verändert wird, insbesondere durch Abhängigkeit von der Winkellage der Trimmausgleichsklappe (12).
4. 4. Vorrichtung nach Anspruch 1 bis 3, gekennzeichnet durch Mittel (58-60 oder 62), um die Erregung des Hilfsmotors der selbsttätigen Steuerung zu verändern, insbesondere durch die Veränderung der an die Wicklung fester Phase eines zweiphasigen Induktionsmotors angelegten Spannung.
5. 5. Vorrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Mittel zur Veränderung des Momentes des Hilfsmotors einen veränderlichen Widerstand besitzen (Fig. 1).
6. 6. Vorrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Mittel (62) eine veränderliche Induktionsvorrichtung enthalten (Fig. 2).
7. 7. Vorrichtung nach einem jeden der Ansprüche ι bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Mittel (58-60 oder 62) zur Veränderung des' Momentes des Hilfsmotors unter die Steuerung einer mit der Ruderfläche (10) verbundenen Trimmausgleichsklappe (12) gestellt sind.
8. 8. Vorrichtung nach Anspruch 7, in welcher der Hilfsmotor für die Ruderfläche (10) durch einen oder mehrere Steuerimpulse gesteuert wird, insbesondere einschließlich eines Abweichungsimpulses (durch einen Senkrechtkreisel erzeugt) und vorzugsweise eines Umwandlungsimpulses, dadurch gekennzeichnet, daß die Impulse gleichzeitig an einen zweiten Hilfsmotor angelegt werden, um die Trimmausgleichsklappe (12) auszuschlagen, und zwar in einem der Richtung des Ausschlags der Ruderfläche (10) entgegengesetzten Richtungssinn, indem der zweite Hilfsmotor (20) gleichzeitig die Mittel (58-60 oder 62) zur Veränderung des Momentes des ersten Hilfsmotors (14) betätigt.

   Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

   © 609 546/56 6.56 (609 726 12. 56)