DED0018685MA - - Google Patents

Description

BUNDESREPUBLIK DEUTSCHLAND

Tag der Anmeldung: 17. September 1954 Bekanntgemacht am 2. Februar 1956

DEUTSCHES PATENTAMT

Die Erfindung betrifft Flugübungsgeräte 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.

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

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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

•5 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

ίο 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.

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.

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.

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.

Die Erfindung wird in der folgenden Beschreibung im Zusammenhang mit den Zeichnungen näher erläutert.

Fig. ι 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. ι in größerer Ausführlichkeit, und

Fig. 3 und 4 sind Vektordiagramme, die die resultierenden Kräftevektoren zeigen.

In -Fig. ι 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 1 für den Flugschüler sowie Nachbildungen der Flugzeugsteuerung einschließlich einer Drossel 2, eines Knüppels oder einer Steuersäule 3 und der Seitenruderpedale 4. 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, i6, 17 und 18, die bewegliche Kontakte 15', 16', 17' 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 Azimut gebaut sind, ohne daß es auf die besondere Art des Betriebsmediums ankommt.

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 10 enthalten, das mit einer drehbaren Welle 11 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 einer Längsneigung betätigt werden kann.

Die elektrischen Berechnungs- und Steuersysteme zur Quer- und Längsneigung der Kabine des Flugschülers zur Nachahmung des obenerwähnten »Sitzgefühls« bei Flugmanövern ist schematisch in Fig. 1 angedeutet, während das Berechnungs- und Integriersystem in Fig. 2. als Blockschaltbild wiedergegeben ist.

In Fig. ι 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 ν darstellen, die in dem Berechnungssystem erhalten werden. Das Drosselpotentiometer 15 wird an seiner unteren Klemme mit einer Spannung gespeist, die den Reziprokwert der Eigengeschwindig-

keit — 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 T = ~ wiedergibt. Die Höhen- und Seitenruderpotentiometer 17 und 18 werden je an ihren oberen Klemmen mit einer positiven Spannung +u² und an ihren unteren Klemmen mit einer negativen Spannung —v² gespeist, welche dem Quadrat der Eigengeschwindigkeit entsprechen. Das Querruderpotentiometer 16 wird mit einer Spannung ν 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 19, 20, 21 und 22 dem Berechnungssystem 23 zugeführt, von dem

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Steuerspannungen zur Bedienung des Längs- und Querneigungsgerätes der Flugschülerkabine S abgeleitet werden.

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.

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 %-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.

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.

Gemäß den bekannten Prinzipien der Aerodynamik

ist die Eigengeschwindigkeit ν eine Funktion des Motorschubes T, der stets positiv ist (mit Ausnahme des Propellerwiderstandes beim Leerlauf im Flug mit weniger als etwa 1200 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(_K) abhängt, der sich mit dem Anstellwinkel (α) ändert, d. h. dem Winkel zwischen der Sehne der Flügel und dem Luftstrom.

Unter Bezugnahme auf Fig. 2 sei angenommen, daß eine Anzahl von Wechselspannungen, die verschiedene Werte von Schub, Schwerkraft und Luftwiderstand 75· 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 >;Eigengeschwindigkeit« (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 Sendschaltung, 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 +^₁ 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_n für eine weiter unten beschriebene Geschwindigkeitssteuerung erzeugt. Die Rückführungsspannung E_n stellt —=-, d. h. die Beschleuni-

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gung dar und wird einerseits dem Eingang des Ver-.iio' stärkers 25 und andererseits über eine Leitung 24 dem Gerät der Fig. 1 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 sind, die Kontakte eines Potentiometersystems und den Zeiger eines Fahrtmessers 34 zu betätigen.

Die einzelnen Widerstandselemente 35, 36 und 37 der Potentiometer 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.

Es ist ersichtlich, daß ein Betrieb des Motors 26 in einer der beiden Richtungen nicht nur eine ent-

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sprechende Veränderung der Anzeige der Eigengeschwindigkeit, sondern auch eine Bewegung der Schleifkontakte 35^a, 36^s und 37" bewirkt, so daß sich diese auf den betreffenden Potentiometerelementen in Winkelstellungen bewegen, in denen Potentiometerspannungen abgeleitet, d. h. abgegriffen oder ausgewählt werden, die von der betreffenden Kontaktstellung abhängen. Jedes Potentiometer ist so geformt oder hat eine solche Kontur, daß der Wert der abgegriffenen Spannung an 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 χ = y² darstellt, wobei χ der linearen Bewegung des Kontaktes und y der abgeleiteten Potentiometerspannung, im vorliegenden

.25 Fall dem Quadrat der Eigengeschwindigkeit, entspricht.

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 Potentiometerkontakt von einer Nullstellung hat. Die Neigung der Funktionskurve ist dann das konstante

4.0 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 Kontakteinsteliungen, so daß die Breite des

1-5 Umrisses gleichmäßig ist und der Widerstand rechteckige Form hat. Wenn nun die,Funktion sich nach einem quadratischen Gesetz ändert, z. B. χ = y², dann bestimmt die Ableitung dieser Gleichung f(_X) = 2y die Breite des Potentiometers. Das Potentiometer hat daher einen gerade verlaufenden schrägen Rand, so daß es eine Keilform aufweist.

Wenn in einem anderen Fall eine Kosinusfunktion beteiligt ist, ist die Ableitung oder die Steilheit der

Kosinuskurve gleich dem Ausdruck — = —sin Θ, ^ ^

wobei θ der in Radiant gemessene Winkel ist. Der Umriß des Potentiometerwiderstandes für entsprechende Werte von θ ist daher sinusförmig, wobei die negativen Werte durch entsprechende Wahl der an das Potentiometer angelegten Polarität berücksichtigt werden. Wenn umgekehrt eine Sinusfunktion beteiligt ist, haben die Potentiometerwiderstände für entsprechende Werte von θ einen Kosinusumriß.

Das Potentiometer 36 der Fig. 2 wird an seiner oberen Klemme, welche die maximale Eigengeschwindigkeit darstellt, mit einer negativen Spannung —E von der Bezugsspannungsquelle gespeist und ist an seinem unteren Ende geerdet, so daß die abgeleitete Spannung am Schleifkontakt 36* den Wert —v² darstellt und daher auch den konstanten Koeffizienten des Luftwiderstandes wiedergibt, der oben erwähnt wurde. Der Kontakt 36" ist durch eine Leitung 38 mit dem Eingang des' Verstärkers 25 verbunden. Die Spannung dieses Kontaktes wird daher als eine Eingangsspannung für den Eigengeschwindigkeits-Summenverstärker benutzt, die das Bestreben hat, der positiven Spannung für den Schub T entgegenzuwirken, wobei die Anordnung so getroffen ist, daß 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.

Um eine Spannung abzuleiten, die proportional der Eigengeschwindigkeit ν ist, wird das lineare Poteritiometer 35 durch eine Spannung —E gespeist, und der Schleifkontakt 35° wird entsprechend der Größe der Eigengeschwindigkeit eingestellt. Diese abgeleitete Spannung wird in einem anderen Teil des weiter unten beschriebenen Systems benutzt.

Die Schubspannung wird von der Einstellung des Motordrosselpotentiometers 15 (Fig. 1 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 37¹¹ 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 37" direkt verbunden ist, um eine Spannung abzuleiten,, die proportional dem Reziprokwert der

Eigengeschwindigkeit — ist, so daß die Beziehung

T =

H ■ P

eingehalten wird, die einfach der Grundgleichung

see

see

entspricht.

Es ist ersichtlich, daß die Schubeingangsspannung im allgemeinen der abgegebenen Motorleistung entspricht, die durch die Drosseleinstellung und die Eigengeschwindigkeit bestimmt ist.

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Die Eingangsspannung C_D 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, welchevom Anstellwinkel abhängen. Ein Zweiphasenmotor 40 (ähnlich wie Motor 26) des Anstellwinkelsystems wird von der Ausgangsspannung eines Summierungs-Verstärkers 41 in der oben beschriebenen Weise erregt, um einen Rückführungsgenerator 42 anzutreiben und die Kontakte 43", 44" und 45" der Potentiometer 43, 44 und 45 zu verstellen. Diese Potentiometer dienen der Berechnung des Luftwiderstandes, der . 15 Änderungsgeschwindigkeit von α infolge einer Auftriebsänderung und des Längsneigungsmomentes. Die Eingangsspannungen des α-Verstärkers 41 enthalten Spannungen, die eine Funktion der Schwerkraft G, des Auftriebes Gl und des Längsneigungsmomentes Cm sind. Diese Eingangsspannungen werden im folgenden kurz erläutert. Der Luftwiderstand kann in Abhängigkeit vom Anstellwinkel ausgedrückt werden als

D=C

QV²S

D(a)

wobei D der Luftwiderstand in kg, ρ die Luftdichte, Ci>(,a) der Widerstandskoeffizient unds 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 Umriß und wird an seinen gegenüberliegenden Klemmen mit einer Spannung —v² gespeist, die von dem Potentiometer 36 des Eigengeschwindigkeitssystems abgegriffen wird. Die Mitte des Potentiometers 43 ist über einen Widerstand bei einem Anstellwinkel geerdet, für den der Luftwiderstandskoeffizient Cd^ Null ist, und der Schleifkontakt 43" ist über eine Leitung 46 mit dem Eigengeschwindigkeitsverstärker 25 verbunden. Die abgeleitete Spannung am Kontakt 43^ffl 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 der Längsneigung des Flugzeuges abhängt, benötigt ein weiteres Servosystem, das weiter unten beschrieben wird.

Die Eingangsspannungen des Anstellwinkel-(α)-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. ei,, 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 α-Schwerkraftskomponenten von dem Potentiometer 47 und48 des »Längsneigungs«-(pitch)-Servosystems Θ abgeleitet, wobei der Längsneigungsverstärker 50 so geschaltet ist, daß er den Zweiphasenmotor 51 usw. eines »Neigungsänderungssystems« (rate of pitch) betätigt, das weiter unten beschrieben wird. Das Neigungspotentiometer 47 hat einen entsprechenden Umriß (kosinusförmig im vorliegenden Fall) und ist an um i8o° 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 Θ 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. 1 sowie durch eine Leitung 52 dem ^-Verstärker 25 zugeführt. Die Eingangsspannung der Schwerkraftskomponente

für den α-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 dar-

stellen. Die abgeleitete Spannung an dem Kontakt 48" des Potentiometers 48 (welcher um go° von dem Kontakt 47^a 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 α-Verstärker 41 zugeführt wird.

Unter Bezugnahme auf das Anstellwinkelsystem kann der Auftrieb L in kg durch die Beziehung

i-¹ ~— tsTj{a\

ausgedrückt werden, wobei Cz(_a) der Auftriebskoeffizient ist. Der Auftrieb ist daher auch eine Funktion des Quadrates der Eigengeschwindigkeit und hängt von der nachgebildeten Flugzeugtype ab. Das Potentiometer 44 des α-Systems zur Bestimmung des Auftriebs hat einen geeigneten Umriß, 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 EMK 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 Augen-

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blickswertes des Anstellwinkels erforderlich ist. Das Potentiometer 44 wird an seinen oberen und unteren Klemmen durch Spannungen —-v und + ν gespeist, die von dem Eigengeschwindigkeitspotentiometer 35 abgeleitet sind. Der positive Augenblickswert von ν kann in geeigneter Weise durch einen i8o°-Phasenschieber erhalten werden. Der Kontakt 44" des Potentiometers 44 leitet daher eine vom Auftrieb abhängige Spannung ab, die als Eingangsspannung dem α-Verstärker 41 zugeführt wird. Das Anstellwinkelsystem hat ferner eine Eingangsspannung, die dem Winkelbetrag der Längsneigüng entspricht, und diese Eingangsspannung wird von dem integrierenden Servosystem abgeleitet, das mit »Neigungsänderung«. co_y bezeichnet ist, und zwar an einem Potentiometer 59, dessen Schleifkontakt 59^s eine Spannung abnimmt, die direkt proportional der Stellung auf der ca,,-Welle ist.

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 45® sich entsprechend der gewünschten Charakteristik des betreffenden Flugzeuges ändert. Diese Spannung wird durch eine Leitung 54 dem Neigungsänderungsverstärker 55 zugeführt. Die andere Haupteingangsspannung M₃, 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, das 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 M₁, in mkg dargestellt werden kann und die dem Neigungsänderungsverstärk'er 55 zugeführt wird. Es sei bemerkt, daß bei den eben beschriebenen Kreisen ein positiv (+) bezeichnetes Signal die Eigengeschwindig-

keit, die Änderung des Anstellwinkels, die Änderung der Längsneigung' und die Längsneigung in der üblichen positiven Richtung erhöht, wie dies aus Fig. 4 hervorgeht.

Wie bei den vorher beschriebenen Servpsystemen speist die Ausgangsspannung des Verstärkers 55 einen Zweiphasenmotor 56 zum Antrieb eines ■Rückführungsgenerators 57 und betätigt die Kontakte 58® und 59^a der Potentiometer 58 und 59 durch ein geeignetes Untersetzungsgetriebe 60. Das lineare Potentiometer 58 wird benutzt, um eine Eingangsspannung abzuleiten, die die Zentrifugalkraft für den ß-Verstärker 100 der Fig. 1 darstellt, und ist daher im mittleren Teil geerdet und wird entsprechend der Eigengeschwindigkeit durch Spannungen -\-v und —ν gespeist, so daß die abgeleitete Spannung as_yv an dem Schleifkontakt 58^s durch die Faktoren ν und ω_ν bestimmt ist und durch die Leitung 61 dem in Fig. ι dargestellten Gerät zugeleitet wird. Das lineare Potentiometer 59 zur Zuführung einer Eingangsspannung an das Neigungs-(ö)-Integriersystem, das oben erwähnt wurde, wird mit Spannungen -\-E und —E gespeist, so daß die abgeleitete Spannung an dem Schleifkontakt 59⁰, die durch eine Leitung 62 dem Q-Verstärker zugeführt wird, proportional der Neigungsänderung ist, wobei der über die Zeit integrierte Wert ' derselben den Neigungswinkel θ des Flugzeuges darstellt. Diese Integrierung wird mit Hilfe des Längsneigungsmotors 51 und des Rückführungsgenerators 63 ausgeführt, wobei die obenerwähnten Potentiometer 47 und 48 Spannungen an den Schleifkontakten 47⁰¹ und 48" 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.

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 ρ und dem

konstanten Oberflächenfaktor — abhängig. Im vorliegenden Beispiel wird ρ 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. 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 Rückführungssparinung E_n eine Eingangsspannung für den Längsneigungsverstärker und hat eine solche Phasenlage gegenüber dem summierten oder resultierenden Eingangssignal, daß es diesem

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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 ersichtlieh, 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.

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

ao. und bewirkt, daß der Servomotor 26 in einer Richtung läuft, in der er die Potentiometerkontakte 35", 36" und 37^a nach oben im Sinne einer Zunahme der Eigengeschwindigkeit bewegt, so daß die folgenden Vorgänge in dem Eigengeschwindigkeitspotentiometersystem stattfinden: 1. die abgeleitete Eigengeschwindigkeitsspannung ν nimmt zu; 2. die abgeleitete w²-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(_K). Gleichzeitig nimmt der Schub, der sich mit dem Reziprokwert der Eigengeschwindigkeit ändert, ab, wenn das neue Gleichgewicht erreicht wird. 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 ν abhängen, nun zunehmen. Auch die Schwerkraftseingangsspannung des Längsneigungssystems wird, wie weiter unten beschrieben, geändert. Der α-Servomotor 40 fängt also an, in einer Richtung zu laufen, so daß er eine neue Gleichgewichtslage aufsucht, und bewegt die Potentiometerkontakte 43", 44^a und 45^a nach unten im Sinne eines abnehmenden Anstellwinkels. Während diese Vorgänge ablaufen, ' werden die abgeleiteten Spannungen der drei α-Potentiometer 43, 44 und 45 wie folgt verwendet:

i. Die abgeleitete Luftwiderstandsspannung (negativ) des Potentiometers 43 wird als Eingangsspannung D (α) für den Eigengeschwindigkeitsverstärker benutzt und nimmt in ihrer Größe zu, so daß sie der zunehmenden Schubspannung (positiv), die von der höheren Drosseleinstellung herrührt, entgegenwirkt.

2. Da der Flügelauftrieb eines Flugzeuges die Zentrifugalkraft- und Gewichtskomponente ausgleichen muß, die senkrecht zum Flügel angreift, muß die abgeleitete Auftriebsgeschwindigkeitsspannung Ci₁ des Potentiometers 44 sowohl den Schwerkrafts-

faktor und den Neigungsgeschwindigkeits-

faktor (o_y 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 verringern, der daher negativ wird. Diesem Bestreben wird durch eine Änderung des Längsneigungsmomentes entgegengearbeitet, welches die Stellung des Kontaktes 59® durch den Verstärker 55, wie weiter unten beschrieben, beeinflußt.

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 58° und 59" nach oben bewegt werden. Der Kontakt 59" stellt eine Neigungswinkelgeschwindigkeitsspannung ω y für den Verstärker 41 ein, die das Bestreben hat, das Gleichgewicht an dem α-Servomotor wiederherzustellen. Die Aufwärtsbewegung des Kontaktes 59° erzeugt auch eine erhöhte (»,,-Eingangsspannung für den Verstärker 50 des Neigungsintegrierservosystems. Alle vier Servosystem^ arbeiten daher in einem kombinierten Berechnungs- und Integriervorgang zusammen, der notwendig ist, um die neue Eigengeschwindigkeit und den neuen Längsneigungszustand zu bestimmen.

Wenn das Längsneigungssystem in eine Stellung positiverer Neigung, d. h. einen Anstieg, bewegt wird, stellen die abgeleiteten Spannungen an den Kontakten 47^a und 48" der Potentiometer 47 und 48 die Schwerkraftseingangskomponente für die υ- und α-Verstärker dar, die in der Größe schwanken, wobei die D-Komponente im vorliegenden Beispiel zunimmt und die α-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.

Die negative Schwerkraftskomponente (—G sin Q) 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 θ an dem α-Verstärker 41 vermindert. Hierdurch findet eine weitere Abnahme des Anstellwinkels und eine weitere Verminderung der negativen Neigungsmomentenspannung Cm an dem Neigungsänderungsverstärker 55 statt, die ihrerseits eine größere Aufwärtsbewegung der Kontakte 58® und 59^a 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 überregeln. Infolgedessen

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findet ein Abfall der Eigengeschwindigkeit statt. Dies verursacht wiederum eine Abnahme der Auftriebsspannung Cl an dem α-Verstärker 41, so daß der Anstellwinkel vergrößert wird und eine größere negative Neigungsmomentenspannung an dem Potentiometer 45 für den ω „-Verstärker 55 erzeugt wird. Die «„-Kontakte 58° und 59Λ bewegen sich nun nach unten, um den Neigungsintegrierservomotor zu steuern, so daß die Längsneigungslage vermindert wird, bis sie schließlich negativ wird. Die G-sin-0-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. In der oben geschilderten Weise wird die wirkliche gedämpfte wellenförmige Bahn der Vertikälschwingung 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 Mittelänzapfungen der Potentiometer ab. Auch der überzogene Flugzustand wird durch diese Faktoren bestimmt.

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 a>_y, von dem eine Spannung abgeleitet wird, die der Winkelgeschwindigkeit der Längsneigung entspricht. Diese Neigungsgeschwindigkeitsspannung eo, bildet eine Eingangsspannung für das Anstellwinkelservosystem zur Ableitung einer Neigungsmomenteingangsspannung, die umgekehrte Richtung, aber gleiche Größe wie die erste oder Höhenmomentenspannung hat. Diese selbe integrierte Momentenspannung oder Neigungsänderungsspannung co_v steuert die Ableitung einer anderen Änderungsspannung, welche die Wirkung des Auftriebes auf die α-Änderung darstellt und deren Polarität entgegengesetzt gerichtet

.50 ist und die sich erhöht, um die Wirkung der ursprünglichen a-Änderungsspannung auszugleichen. Eine Dämpfungsgröße für die Neigungsänderung, nämlich —co_v ■ ν wird von dem. Kontakt 94^s des Potentiometers 94 des (»„-Servosystems abgegriffen. Dies

.55 veranschaulicht im allgemeinen, wie ein Gleichgewicht zwischen der Neigungsänderung und dem Anstellwinkel erreicht wird.

Während der oben beschriebenen Längsneigungssteuerung sucht das α-System einen Gleichgewichtszustand auf, der von den Eingangsspannungen abhängt, welche die Neigungsänderung des Neigungsänderungssystems und die Schwerkraftskomponente des Neigungssystems einerseits sowie die Auftriebsgeschwindigkeitsspannung des geänderten Anstellwinkels andererseits darstellen, wobei die Resultierende dieser Eingangsspannungen den α-Motor 40 in der positiven oder negativen Richtung betätigt und ins Gleichgewicht kommt, wenn das Neigungsänderungsund das Neigungssystem stabilisiert .werden.

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.

Die obige Beschreibung der Betätigung der Servosysteme befaßt sich hauptsächlich mit einem »vertikalen System«, d. h. einer Bewegung um die y-Achse des Flugzeuges. Auf eine Bewegung um die z-Achse (Gieren) und um die *-Achse (Rollen) wird nunmehr eingegangen. Ein Gierungs-Änderungsservosystema^ wird mit einer Anzahl von Eingangsspannungen gespeist, die eine Wechselspannung enthalten, welche das Wendemoment M _t des Seitenruderpotentiometers 18 darstellt. Dieses Potentiometer (Fig. 1 und 2) ist in seinem mittleren Abschnitt geerdet, um einen Geradeausflug darzustellen, und wird mit Spannungen an den oberen und unteren Klemmen gespeist, die den Quadraten +u² 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 M _t für den co_z- Verstärk er 65 dar. Eine Änderung der Seitenruderspannung bringt das ftvSystem 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 67" und 68^a in eine neue Gleichgewichtslage auf den betreffenden Potentiometern 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 — ν darstellen, so daß die an dem Kontakt 68^a abgeleitete Spannung ω_ζ · ν, d. h. die Zentrifugalkraft, -wiedergibt. Diese Spannung wird durch eine Leitung 64 dem Gerät der Fig. 1 zugeführt. Das Potentiometer 76 leitet eine Spannung am Kontakt 76" ab, die der Einwirkung des Gierens auf das Rollen entspricht, und liefert eine Eingangsspannung an der Leitung 76* 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 69° und mechanische Verbindungsglieder bg^h.

Die übrigen Eingangsspannungen für den Verstärker 65 enthalten eine Spannung, die einen Dämpfungsfaktor darstellt, d.h. die Reaktionskraft ßv² des Fahrgestells auf das Gieren, die von einem /3-Servosystem für den Abrutschwinkel abgeleitet wird, und die Rückkopplungsspannung E_n von dem Generator 69 zur Sicherstellung des Betriebes des Motors 66 mit

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der richtigen Geschwindigkeit für die Integrierung der Seitenruder- und Seitenkraftspannüngen über die Gierungswinkelgeschwindigkeit.

Das /3-System enttält 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 74° 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 +u² gespeist, so daß, wenn β 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 ω_ζ-Verstärker 65 zugeführt.

Die Eingangsspannungen für den ß-Verstärker 70 enthalten die Rückführungsspannung E_n, eine Span-

ao nung, welche einen Schwerkraftsfaktor darstellt und von dem Roll-(99)-Servosystem abgenommen ist, das weiter unten beschrieben ist, und eine Spannung, die co_z darstellt und von dem Potentiometer 67 des ω _Z-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 67®, die- durch eine Leitung 78 dem ß-Verstärker zugeführt wird, dem Wert co_z entspricht.

Die Schwerkraftsbeschleunigungsspannung, die in der üblichen «-y-Ebene des Flugzeuges (Fig. 4), und zwar in Richtung des zeitlichen Abrutschens, wirkt, wird zerlegt als G sin φ cos 0, wobei ψ der Rollwinkel und θ der Längsneigungswinkel ist. Da der seitliche Abrutschwinkel/? durch eine Zeitintegration der Winkelgeschwindigkeit abgeleitet wird, wird der Schwerkraftsbeschleunigungsfaktor G sin φ cos θ 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 Kosinuswiderständ 90 des Rollservosystems, um den Faktor am Kontakt 90" abzugreifen.

Es ist ersichtlich, daß das /?-System wie in der Wirklichkeit die wesentlichen Faktoren der Schwerkraft und der Drehgeschwindigkeit um die vertikale Achse des Flugzeuges enthält und daß das «^-System die Faktoren' des Wendemomentes infolge der Seitenrudersteuerung und die Fahrgestellrückwirkung oder Dämpfungskomponente berücksichtigt. Das /S-S.ervosystem kann in passender Weise benutzt werden, wie dies dargestellt ist, um einen Querneigungsmesser 79 zu betätigen.

Das integrierende Servosystem zur Anzeige des Roll-(9j)-Zustandes enthält den Summierungsverstärker 77, der auf die abgeleitete Querruderspännung des Potentiometers 16 (Fig. 1 und 2) anspricht. Die Spannung des Potentiometerkontaktes 16' ist eine Geschwindigkeitsspannung und wird durch eine Leitung 20 dem Verstärker yj 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 Rollservomotor 80 und der Generator 81 sind mit einem Untersetzungsgetriebe 82 verbunden, um die drei Kontakte 83", 83 ^b und 83° 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 83* und 83° um 90 bzw. i8o° gegenüber dem Kontakt 83⁰ versetzt sind, so daß die Spannungen, welche der Schwerkraftskomponente entlang der z-Achse beim Rollen entsprechen, an den Kontakten 83" und 83° abgeleitet werden können, die Kosinusfunktionen entgegengesetzten Vorzeichens darstellen, nämlich + G cos φ und — G cos φ, und die Spannungen, die an den Kontakten 83^ und 83^&δ abgeleitet werden, stellen Sinusfunktionen entgegengesetzten Vorzeichens, nämlich + G sin φ und — G sin φ dar. Diese Sinusfunktionsspannungen speisen das Längsneigungspotentiometer 130 über Leitungen 131 und 132, so daß die abgeleitete Spannung am Schleifkontakt Ι3θ^α dem Wert G cos θ sin φ entspricht, d. h. der Schwerkraftskomponente entlang . der y-Achse beim Rollen. Diese Spannung vom Kontakt 130⁰ wird durch eine Leitung 85 dem · in Fig. ι dargestellten Gerät zur Berechnung der Kräfterückwirkung zugeführt.

Um den Längsneigungskorrektionsfaktor einzuführen, wird das Potentiometer 86 des Längsneigungssystems von dem Rollsystem gespeist, und zu diesem Zweck werden die abgeleiteten Spannungen +G cos φ und —G cos φ der Kontakte 83" und 83" des <p-Potentiometers 83 benutzt, um die Leitungen 87 und 88 und die entsprechenden Klemmen des 0-cos-Potentiometers 86 zu speisen. Die abgeleitete Spannung am Kontakt 86^a dieses Potentiometers stellt die Funktion G cos φ cos Θ, d. h. die Schwerkraftskomponente entlang der z-Achse des Flugzeuges, dar, die für Rollen und Längsneigung zerlegt ist. Der Kontakt 86^aist durch eine Leitung 89 mit dem Gerät der Fig. 1 verbunden.

Das Längsneigungspotentiometer 48, welches gemäß dem Reziprokwert der Eigengeschwindigkeit erregt wird, ist mit einem zweiten Kontakt 48 ^b versehen, der gegen Kontakt 48" um 180° versetzt ist, so daß die an den betreffenden Schleifkontakten abgegriffenen

Spannungen die Werte -| cos θ und cos θ '■

darstellen, wobei der erste Wert auch eine Eingangsspannung für das oben beschriebene a-Servosystem bildet. Diese Spannungen werden durch Leitungen 91, 92 den Eingangsklemmen des Rollkosinuspotentiometers 90 zugeführt, so daß die davon abgeleitete Spannung am Schleifkontakt 90" den Schwerkrafts-

faktor — sin φ cos θ darstellt, wobei die Spannung

durch eine Leitung 93 dem obenerwähnten ^-System zugeführt wird.

Wenn nun angenommen wird, daß der Flugschüler das Seitenruder z. B. hart nach rechts legt, dann

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erhöht sich die Seitenrudermomentspannung für den co_z-Verstärker auf den maximalen Betrag, wobei das <M_Z-System außer Gleichgewicht kommt, so daß der Motor 66 die Potentiometerkontakte 6y^a und 68^a nach 5 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 /S-System durch den zunehmenden Winkeländerungsfaktor ω_ζ außer Gleichgewicht gebracht. Das ß-System arbeitet nun so, wenn man annimmt, daß der Rollwinkel φ sich nicht geändert hat, daß ein seitliches Abrutschen angezeigt wird, wobei der Motor 71 in diesem Fall den Kontakt 74^a nach unten in einer Richtung bewegt, die der Stellung »Kugel nach links« des bekannten Querneigungsmessers entspricht, d. h. einem »Abrutschen« infolge¹ ungenügender Querneigung. Dieser Zustand kann durch Vergrößerung des Rollwinkels φ korrigiert werden, wobei die Größe der Schwerkraftskomponente

— sin φ cos θ vergrößert wird, um der Winkelände-

rungseingangsspannung ω_ζ entgegenzuwirken. Wenn diese beiden Eingangsspannungen in richtiger Beziehung stehen; dann ist das /?-System im Gleichgewicht für einen Nullwinkel des seitlichen Abrutschens, wobei der Kontakt 74⁰ sich in der mittleren oder Nullspannungslage befindet und die Kugel des Querneigungsmessers zentriert ist. Die am Kontakt 74" abgeleitete Spannung wird, wie oben erwähnt, als Eingangsspannung für den ω_ζ-Verstärker zur Dämpfung verwendet, um das seitliche Abrutschen zu dämpfen und den Kontakt 153 in die Mitte zu bewegen. 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 θ und der Rollwinkel φ werden zwischen einer horizontalen Ebene, die durch die festen Achsen X₀ und y₀ definiert ist, und den x- und y-Achsen des Flugzeuges gemessen. Der vertikale Schwerkräfte- oder Gewichtsvektor G von dem Schwerpunkt kann daher auf die y-z-Ebene des Flugzeuges als G cos θ projiziert werden, und diese Komponente kann wiederum auf die »-y-Ebene als G cos θ sin φ 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 j>Schieben«. Es sei bemerkt, daß die Zentrifugalkraft ω_ζ ■ ν 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 θ sin φ = ω_ζν wird oder daß umgekehrt der

Ausdruck— cos θ sin φ = ω» ist. Dies ist eine wich-

tige Nachbildung des tatsächlichen Verhaltens eines Flugzeuges.

Durch eine geeignete Wahl der dämpfenden Eingangswiderstände, der Rückführungsspannungen an den ß- und w.-Servosystemen und der Übersetzungsverhältnisse kann das Übungssystem in gewünschter Weise zum Schwingen gebracht werden, um die seitliche Schwingung und Dämpfung eines Flugzeuges wiederzugeben.

In dem in Fig. 3 dargestellten Vektordiagramm sind verschiedene Zentrifugalkrafts- und Schwerkraftskomponentenspannungen als Vektoren mit Bezug auf die x-, y- und z-Achsen des Flugzeuges dargestellt. Diese Achsen sollen mit Bezug auf das Flug- <zeug fest sein, so daß sie sich mit ihm drehen und verschiedene Lagen der Längsneigung θ und des Rollens φ mit Bezug auf ortsfeste horizontale und vertikale Bezugsebenen einnehmen. Wie schon erwähnt, ist die #-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 2-Achse zerlegt werden, so daß die ^-Komponente G sin Θ, y-Komponente G cos θ sin φ und die ^-Komponente G cos φ cos θ ist. Der Vektor, der die Zentrifugalkraft infolge des Gierens (ω_ζ · ν) darstellt, wirkt entlang der y-Achse additiv zu der Schwerkraftskomponente G cos θ sin φ, und der Zentrifugalkraftvektor infolge der Längsneigung (coy ν) wirkt entlang der 2-Achse additiv zu der Schwerkraftskomponente G cos φ cos Θ. Auch ein Vektor, der die

Eigenbeschleunigung -7— darstellt, wirkt entlang der

Ut

#-Achse additiv zur Schwerkraftskomponente G sin Θ. Die Resultierende der Vektoren in der %-2-Ebene kann daher dargestellt werden als

ill dv\²

R- = I/ iGsinfl + — I +{ω_ν·ν +Gcosycosö)² .

Der resuktierende Vektor R_xz bildet einen Winkel Δ mit der z-Achse.

Es ist ersichtlich, daß die Resultierende R aller Vektoren entlang der x-, y- und z-Achsen und ihr Winkel mit Bezug auf die %-2-Ebene durch die Kombination der Resultierenden R_xz mit der Summe der y-Achsenkomponenten G cos θ sin φ und ω_ζ ■ υ erhalten werden kann. . Es ergibt sich

R = V(R_XZ)² + (G cos θ sin <ρ^ω_ζ- ν)²· .

Aus Fig. 3 ist ersichtlich, daß die endgültige Resultierende R einen Winkel δ mit der #-£-Ebene einschließt. Für das richtige »Sitzgefühk sollte die Kabine des Flugschülers unter einem Winkel Δ längs geneigt und unter einem Winkel δ quer geneigt sein.

Um die Kabine S entsprechend diesen Winkeln Δ und δ zu neigen, sind zwei Dreh transformatoren 95 und 96 in Fig. 1 vorgesehen, deren Sekundärwicklungen sich in Nullage befinden, während die Primärwicklungen durch bestimmte Vektor spannungen der Beschleunigung und Schwerkraft gespeist werden und die Sekundärwicklungen durch Servomotoren gesteuert sind. Der Drehtransformator 95 wird für die

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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 «-Achsenvektor I G sin 0 + -j-) V dt J

des Summierungsverstärkers 99 entspricht, dessen Eingangsspannungen G sin θ und — von dem Flugrechner der Eig. 2 durch Leitungen 24 und 49 zugeführt werden. Die andere Wicklung 98 wird von einer Spannung des Summierungsverstärkers 100 erregt, die die Summe von ω_ν ■ »und G cos φ cos θ darstellt, d. h. die kombinierten Zentrifugalkrafts- und Schwerkraftsvektoren entlang der z-Achse nach Fig. 2. Die genannten z-Achsenspannungen werden durch Leitungen 61 und 89 von dem Flugrechner der Fig. 2 dem Verstärker 100 zugeführt. Der Verstärkungsgrad des Verstärkers 100 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.

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 101 und 102 der drehbaren Sekundärwicklung gegenüber der Primärwicklung durch die Welle 103 so gedreht werden, daß die induzierte Spannung in der Sekundärwicklung 102 gleich Null ist, die induzierte Spannung in der Spule 101 die Resultierende der gekreuzten Spannungen der Primärwicklung darstellt, d. h. die Resultierenden R_xz; in dieser Lage nimmt die Welle 103 den erwähnten , Winkel A ein, der von einer Bezugslage aus gemessen wird, die der ebenen Lage der Kabine S entspricht.

Die Klemmen der Sekundärwicklungen sind mit

dem äußeren Stromkreis über Schleifringe 104, 105 und 106 wie folgt verbunden:

Die Spulen 101 und 102 haben eine gemeinsame Klemme, die über den Schleifring 104 geerdet ist; die Spule 101 ist über einen Schleifring 105 durch eine Leitung 107 mit dem Drehtransformator 96 verbunden, und die Nullspannungsspule 102 ist über einen Schleifring 106 mit einem Verstärker 108 verbunden, um einen Nullstellungsservomotor 109 zu erregen. Der Motor 109 ist durch ein Untersetzungsgetriebe 110 mit der Welle 103 verbunden und ist so gepolt, daß die Sekundärwicklung 101-102 in einer solchen Richtung gedreht wird, daß die induzierte Spannung in der Spule 102 abnimmt. Eine in der Spule 102 induzierte Spannung bewirkt daher eine Erregung des Motors 109 in einer Richtung, die die Spulenspannung zu verringern sucht. Der Motor 109 kann ein Zweiphasenmotor der oben beschriebenen Art sein, wobei die Verbindungen für die Bezugsspannung zur Vereinfachung der Zeichnung weggelassen sind.

Da infolgedessen die Winkelstellung der Welle 103 die Längsneigungslage der Kabine des Flugschülers darstellt, kann diese Welle mit der Welle 12 der Kabinenhalterung gekoppelt werden, so daß die Neigungsbewegung der Kabine durch geeignete Mittel, wie z. B. eine mechanische Verbindung in, die gestrichelt angedeutet ist, bewirkt wird sowie durch ein Nachlaufwerk oder Drehmomentverstärker 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 120 durch eine Spannung gespeist, die die Vektorsumme ω_ζ · ν und G cos θ sin φ entlang der y-Achse nach Fig. 2 darstellt. Die Eingangsspannungen für den Verstärker 120, 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 R_xz von der Sekundärwicklung 101 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.

Die gekreuzten Primärspulen 113 und 114 werden mit Spannungen gespeist, die den kombinierten Kräftevektoren entlang der y-Achse und dem obenerwähnten resultierenden Vektor R_xz 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 Spuleiiö induzierte Spannung gleich Null ist, die induzierte Spannung in der Spule 115 die Resultierende der erwähnten Primärspannungen darstellt; die Welle 117 nimmt den Winkel δ 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 109 des Transformators 95 und ist über ein Untersetzungsgetriebe 121 mit der Transformatorwelle 117 verbunden, so daß er die Sekundärwicklung in die Nullstellung, wie eben be- ' schrieben, 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.

Da die Transformatorwelle 117 eine dem Winkel δ entsprechende Lage einnimmt, kann diese Welle mit der Welle 11 der Kabinenhalterung 9 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 δ quer' geneigt wird. Diese Querneigungssteuerung δ zusammen mit der obenerwähnten

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Eängsneigungssteuerung Δ der Welle I2 kippt die Kabine S des Flugschülers so, daß die wirklichen Kräfteeinwifkungen auf den Flügschüler während der üblichen Flugmänöver nachgebildet werden.

Claims (12)

Patentansprüche:

1. Gerät zur Nachbildung der Einwirkungen von Flugkräften auf' einen Flugschüler, der die Steuergeräte eines an der Erde befindlichen Flug-:

ίο Übungsgerätes bedient, welches eine bewegliche Kabine für den Flugschüler sowie Flugrechner zur Nachbildung von Flugzuständen in Abhängigkeit von der Bedienung der Steuergeräte sowie Einrichtungen zur Berechnung von Kräften enthält, die auf die nachgebildeten Flugzustände ansprechen, dadurch gekennzeichnet, daß die zuletzt genannten Einrichtungen' geeignet sind, die Richtung der . Resultierenden von nachgebildeten Flugbeschleunigungskräften, die auf den Flugschüler wirken, zu bestimmen, und daß Antriebsmittel vorgesehen sind, die auf die Kräfteberechnungseinrichtung ansprechen, um die Kabine des Flugschülers mit Bezug auf die Richtung der Resultierenden zu bewegen, wodurch der Flugschüler Kräf teein wirkungen unterworfen ist, die denjenigen entsprechen, die er bei wirklichen Flugmanövern wahrnehmen würde.

2. Gerät nach Anspruch 1, dadurch gekenn-. zeichnet, daß die Kräfteberechnungseinrichtung eine an sich bekannte Umwandlungsvorrichtung enthält, die auf Komponenten der nachgebildeten Schwerkraft und Trägheitskräfte anspricht, um die Richtung der Resultierenden dieser Kräfte mit Bezug auf die Drehachsen des nachgebildeten Flugzeuges zu bestimmen, während die Antriebsmittel eine Bewegung der Kabine des Flugschülers in eine entsprechende Richtung mit Bezug auf die vertikale Achse der Kabine des Flugschülers herbeiführen. .

3. Gerät nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Kräfteberechnungseinrichtung geeignet ist, Steuergrößen zu erzeugen, welche . Komponenten der nachgebildeten Zentrifugalkraft und Schwerkraft darstellen, die in Richtung der Bezugsachsen des nachgebildeten Flugzeuges wirken, wobei die Umwandlungsvorrichtung auf die Steuergrößen der Komponenten anspricht, um die Winkel der Resultierenden der Kräfte mit Bezug auf die horizontalen Achsen der Kabine des Flug-Schülers zu bestimmen, wobei die Antriebsmittel entsprechend diesen Winkeln gesteuert werden, um die Kabine des Flugschülers zu kippen.

4. Gerät nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Kräfteberechnungseinrichtung geeignet ist, Steuergrößen zu erzeugen, welche die Größe der Komponenten der nachgebildeten Hauptbeschleunigungskräfte einschließlich . der Schwerkraft darstellen, die entlang der Längsneigungs-, Roll- und Gierachsen des nachgebildeten Flugzeuges wirken, daß die Umwandlungsvorrichtung auf diese Steuergrößen der Komponenten anspricht, um die Winkel der Resultierenden dieser Kräfte gegenüber den Längsneigungs- und RoIlachsen des Flugzeuges zu bestimmen, und daß die Antriebsmittel auf die Umwandlungsvorrichtung ansprechen, um die Kabine des Flugschülers um die betreffenden Winkelbeträge in Längsrichtung , und Querrichtung zu neigen.

5· Gerät nach Anspruch 3 oder 4, dadurch gekennzeichnet, daß als Steuergrößen elektrische Größen, z. B. Spannungen, verwendet werden und daß elektromechanische Antriebsmittel vorgesehen sind.

6. Gerät nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Umwandhingsvorrichtung zwei Servosysteme enthält, die auf Spannungen ansprechen, welche Komponenten der nachgebildeten Zentrifugalkraft und Schwerkraft darstellen, um den Winkel der Resultierenden dieser Kräfte mit Bezug auf die Längs- und Querneigungsachsen der Kabine des Flugschülers zu bestimmen.

7. Gerät nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß als Steuergrößen Wechselspannungen benutzt werden und daß jedes Servosystem der Umwandlungsvorrichtung einen drehbaren magnetischen Wandler enthält, der zwei gekreuzte Primärwicklungen aufweist, von denen jede auf eine Wechselspannung anspricht, die eine von zwei senkrecht aufeinander, stehenden Kräften darstellt/und der eine Sekundärwicklung hat, die gegenüber der Primärwicklung drehbar ist, und einen Servomotor, der auf die in der Sekundärwicklung induzierte Spannung anspricht, um den Winkel zwischen der Primär- und der Sekundärwicklung auf einen Nullwert einzustellen, welcher den Winkel darstellt, um den die Kabine des Flugschülers gekippt wird.

8. Gerät nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß einer der drehbaren magnetischen Wandler eine weitere Sekundärwicklung aufweist, die gegenüber der Nullstellungssekundärwicklung gekreuzt ist, und daß die eine Primärwicklung des zweiten drehbaren magnetischen Wandlers mit einer Spannung gespeist wird, die in dieser zweiten Sekundärwicklung induziert wird.

9. Flugübungsgerät mit nachgebildeten Flugsteüergeräten und mit Flugrechengeräten, die auf die Bedienung der Steuergeräte bei nachgebildeten Flugbedingungen, z. B. Eigengeschwindigkeit, Neigungsänderung, Anstellwinkel' und Längsneigung, ansprechen, gekennzeichnet durch eine Vorrichtung (17), die auf die Bedienung einer der Flugsteuerungen anspricht, um eine erste Spannung abzuleiten, die ein Längsneigungsmoment M_v darstellt, ferner durch eine Rechenvorrichtung (55, 56) für die Neigungsänderung, die auf Änderungen des Wertes der Momentenspannung anspricht, sowie eine Gleichgewichtsspannung, welche das Rückwirkungsneigungsmoment C_m darstellt, um eine Spannung abzuleiten, welche die Längsneigungsänderung ω_υ wiedergibt, ferner durch eine Vorrichtung (25, 26) zur Ableitung von Steuergrößen, die verschiedene Funktionen der Eigengeschwindigkeit darstellen, ferner durch eine Vorrichtung (48, 44), die gemeinsam auf Eigengeschwindigkeits-Steuergrößen und andere Größen anspricht, um

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zusätzliche Spannungen abzuleiten, die die Längsneigungswinkelgeschwindigkeit infolge der Schwerkraft

bzw. infolge des Auftriebes — dar-

stellen, ferner durch eine Vorrichtung (41) zur algebraischen Summierung der Längsneigungsänderung und Längsneigungsgeschwindigkeitsspannungen, ferner durch eine Integriervorrichtung (40), die gemäß der algebraischen Summe dieser Spannungen betätigt wird, um den Anstellwinkel α zu ermitteln und um auch, die erwähnte Längsneigungsgeschwindigkeit infolge des Auftriebs —

zu bestimmen, und schließlich durch eine Integriervorrichtung (50, 51), die auf die Längsneigungsrechenvorrichtung (55, 56) anspricht, um den Längsneigungszustand θ des Flugzeuges zu ermitteln und um auch die erwähnte Längsneigungsgeschwindigkeitsspannung infolge der Schwerkraft G cos θ ■ ... ,
—; zu ermitteln.

10. Gerät nach Anspruch 9, gekennzeichnet durch eine Rückführungseinrichtung (94), die gemeinsam auf Längsneigungsänderungs- und Eigengeschwindigkeitsgrößen anspricht, um das Ansprechen der Integriervorrichtung zur Nachbildung einer Dämpfung ω_νν zu verändern.

11. Gerät nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Rechenvorrichtung (55, 56) der Längsneigungsänderung einen Summierungsverstärker (55) zur algebraischen Addition der Spannungen enthält, die ein Längsneigungswinkelmoment M₃,, das rückwirkende Längsneigungsmoment C_7n und die Dämpfung ω_νν darstellen, sowie einen Servomotor (56), der von dem Summierungsverstärker gesteuert wird, und daß die Rückführeinrichtung (94) ein Potentiometer (94) enthält, das von der Eigengeschwindigkeitsspannung gespeist und von dem Servomotor (56) verstellt wird, um die Spannung abzuleiten, welche die Dämpfung ω_υν wiedergibt.

12. Flugübungsgerät mit nachgebildeten Flugsteuergeräten und mit Flugrechenvorrichtungen, die auf die Bedienung der Steuerungen ansprechen, um Flugbedingungen, z. B. Gierungsänderung, seitliches Abrutschen und Rollen, nachzuahmen, dadurch gekennzeichnet, daß eine Vorrichtung (18) vorgesehen ist, die auf eine Betätigung einer der Steuerungen anspricht, um eine Spannung abzuleiten, die ein Gierwinkelmoment M_t darstellt, ferner eine Vorrichtung (16), die auf die Betätigung einer, anderen Steuerung anspricht, um eine Spannung abzuleiten¹, die eine Rollwinkelgeschwindigkeit M_r darstellt, ferner eine Rechenvorrichtung (65, 66), die auf die Giermomentspannung anspricht, um andere Steuergrößen abzuleiten, welche die Gierungsänderung ω_ζ . darstellen, ferner eine Integriervorrichtung (77, 80), welche auf die Rollengeschwindigkeitsspannung und eine der Gierungsänderungssteuergrößen anspricht, um eine relative Lage anzuzeigen, welche den Rollwinkel ψ angibt, ferner eine von der Integriervorrichtung [jj, 80) einstellbare Einrichtung zur Ableitung einer Spannung, die eine Schwerkraftkomponente in Richtung des seitlichen Ab-

rutschens

G sin ψ cos 0

darstellt, und eine zweite

Rechenvorrichtung (70, 71), die sowohl auf eine andere der Gieränderungsgrößen als auch auf die Schwerkraftskomponentenspannung anspricht, um eine relative Lage anzuzeigen, die den Winkel β des seitlichen Abrutschens wiedergibt.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen