NO145462B - Helikopter. - Google Patents

Description

Den foreliggende oppfinnelse vedrører et helikopter, omfattende en kropp og en hovedrotor som er innrettet til å rotere i forhold til kroppen i et første plan som er orientert for frembringelse av en vertikal oppdrift til kroppen, en luft-hastighetsføleanordning for frembringelse av et signal som angir helikopterkroppens flygehastighet, en stabilisator som er dreibart lagret om en tversgående akse som stort sett er parallell med det første plan ved kroppens haleparti, innstillingsanordninger som er anbrakt mellom stabilisatoren og kroppen og innrettet til å dreie stabilisatoren om dennes akse i forskjellige hellingsvinkler i forhold til kroppen, idet innstillingsanordningene omfatter minst ett elektromekanisk innstillingsorgan og en elektrisk servosløyfe for styring av innstillingsorganet til en ønsket stilling som reaksjon på et påtrykt posisjonskommandosignal, en halerotor som er innrettet til å rotere i et andre plan som er stort sett parallelt med kroppens lengdeakse og innrettet til å frembringe en reaksjonskraftkomponent, parallell med det første plan, til kroppens hale i en retning som vil stabilisere kroppen mot de motrotasjonskrefter som oppstår ved hovedrotorens rotasjon.

Helikoptere av den type som anvender en enkelt hovedrotor har en vertikal halerotor for å hindre flyet i å akselerere aksialt i motsatt retning av hovedrotorens rotasjon under flygingen. Slike helikoptere er vanligvis utstyrt med en halesta-bilisator, som består av en enkel horisontal flate som sørger for aerodynamisk hellingsstabilitet når helikopteret flyger fremover. Stabilisatoren kan typisk være anbrakt meget høyt på halefinnen, slik at den stort sett vertikale komponent av hovedrotorens nedadgående luftstrøm under kretsing og ved lave hastigheter ikke har noen innvirkning på stabilisatorflaten, og en slik typisk, enkel flate som kan anbringes på halefinnen på den annen side av selve halerotoren, tjener til å frembringe tilstrekkelig stabilitet.

Helikoptere av kjent type har en viss grad av styring av stabilisatorens stilling, slik at ytterligere aerodynamisk styring av helikopterets stilling i luften under flygingen kan frembringes. En fullstendig manuelt styrt stabilisator er kjent fra US-patentskrift 2.630.985. En stabilisator som virker dir-ekte fra den felles hellingsvinkelarm er kjent fra US-patentskrift 2.081.052. I et helikopter med to hovedrotorer blir høyderorsegmentene på de faste stabilisatorer styrt ved hjelp av en styrepinn på liknende måte som på en flyvemaskin med faste vinger, slik som beskrevet i US-patentskrift 3.105.659. Styring via en stabilisator med variabel styringsvinkel i overens-stemmelse med et helikopters cykliske hellingsvinkelstyring er kjent fra US-patentskrift 3.721.404.

I vanlige helikoptre med én hovedrotor, som har en vertikal stabiliserings-halerotor, frembringes helikopterets samlete oppdrift gjennom hovedrotorens nav. Idet halen befinner seg et godt stykke borte fra hovednavet, er det kjent at enhver vekt nær halen er tung å løfte med mindre den blir avbalansert av en tilsvarende vekt foran hovedrotoren. I noen tilfeller blir det nødvendig å tilføre oppdrift til den bakre ende av et vanlig helikopter. En løsning er å skråstille halerotoren slik at en del av dens lufttrykk blir rettet nedad, hvorved den ytterste bakre ende av helikopteret tilføres oppdrift. Men en skråstilt halerotor har en meget ugunstig innvirkning på et helikopters aerodynamiske stabilitet både med henblikk på helikopterets reaksjon på dens egne styreflater og på dens reaksjon på ytre krefter som lufthull, vindstøt og liknende. Dersom et helikopters design parametre omfatter stabilitet ved meget høy hastighet i meget lav høyde, som f.eks. et kamphelikopter,

kan det være ønskelig med et par stabilisatorer, en på hver side av helikopterets hale. Dessuten kan det være ønskelig med styre-innganger til stabilisatoren som gjør det mulig for denne å reagere på ytre påvirkninger, såsom forandringer i lufttett-heten, virkninger av vindstøt og liknende.

I ethvert helikopter som er utstyrt med høyderorliknende styreorganer hvormed halens vertikale stilling og/eller helikopterets hellingsgrad meget hurtig kan forandres under flyging ved høy hastighet ved hjelp av forandring av stabilisatorens stigningsvinkel, må man iaktta stor forsiktighet for å hindre at det oppstår noen feil som muliggjør uønskete vinkler av betydelig størrelse. Dersom en stabilisator f.eks. mottar beskjed om en ekstrem nedadrettet stilling på haleflaten, kan helikopteret helle nedad med nesen så hurtig at det er oppstått en uopprettelig situasjon som kan resultere i en styrt. Det er derfor meget viktig at enhver automatisk helikopter-stabilisator-funksjon er totalt feilsikker. Dette betyr ikke bare at feilene må kunne påvises, men de må påvises og enhver uønsket reaksjon forhindres meget hurtig.

Formålet med oppfinnelsen er å frembringe en særlig god stabiliseringsstyring for et helikopter-stabiliserende høyderor, frembringelse av meget god stabilitet i et helikopter med skråstilt halerotor samt frembringelse av feilsikker funksjon og betjening av en høyderorstabilisator i et helikopter.

Dette er ifølge oppfinnelsen oppnådd ved at halerotorens rotasjonsplan også danner en liten vinkel med kroppens vertikalakse og er innrettet til å frembringe en vertikal oppdrifts-reaksjonskraft til kroppens haleparti, og at kroppen er forbundet med sideveis akselerometeranordninger for frembringelse av et signal som angir kroppens sideveis akselerasjon, samt posisjonskommandosignal-generatoranordninger som er forbundet slik at de reagerer på flygehastighetsføleanordningen og på de sideveis akselerometeranordninger for frembringelse av et kombinert kommandosignal som omfatter signalkomponenter som er innrettet til å bringe innstillingsanordningene til å innstille stabilisatoren i en gjennomsnittlig hellingsvinkel på 0 ved høye hastigheter og på en maksimal hellingsvinkel ved lave hastigheter og å innstille stabilisatoren i større eller mindre hellingsvinkler som et resultat av sideveis akselerasjon av kroppen i henholdsvis samme eller motsatt retning av reaksjonskraftkomponenten som er parallell med det første plan og som tilføres kroppens haleparti ved hjelp av halerotoren, og at det eventuelt er anordnet en hellingsgradgyro.

Den "automatiske styring av en helikopter-stabilisator omfatter hellingsstabilisering for å kompensere for helling som følge av signaler for å forandre den felles hellingsvinkel ved å sørge for at stabilisatoren reagerer på den felles hel-lingsvinkelposisjon og for å kompensere for disse og andre hellingsvirkninger, såsom de kan bibringes av virkningene av en skråstilt halerotor eller av ytre krefter (såsom vindstøt og liknende), ved hjelp av en inngang fra et hellingsgrad-gyroskop til stabilisatorstyringen.

Ifølge en hensiktsmessig utførelsesform av oppfinnelsen omfatter den automatiske styring av en stabilisator en anordning for kompensasjon for de helningsvirkninger som er resultatet av sideveis bevegelse (såsom sideglidning) av en skråstilt halerotor, som forandrer halens oppdrift. Dessuten er ifølge dette trekk med oppfinnelsen stabilisatorens vinkel-stilling følsom overfor et sideveis akselerometer. Ifølge den foreliggende oppfinnelse er virkningen både av den felles helling og den sideveis akselerasjon på stabilisatoren fjernet ved lave flygehastigheter.

Ifølge en annen, gunstig utførelsesform av oppfinnelsen benyttes lufthastigheten for å kontrollere stabilisatoren ved hjelp av kombinerte høyfølsomme og lavfølsomme sløyfer for å frembringe en hurtig omstilling fra en stabilisator i nederste stilling (for å unngå hovedrotorens nedadgående luftstrøm ved lav hastighet og kretsing) til en stabilisator i horisontal stilling (for å stabilisere flygeforholdene ved normale hastigheter) og også for å kompensere for kontinuerlige, felles hellingsvinkelinnganger som bare er nødvendig for å oppnå flygehastighet, men samtidig å anvende felles hellingsvinkelinngang for å motvirke forhold med nesen opp eller nesen ned, for ytterligere å stabilisere flygingen under varierende felles flyge-kommandobetingelser.

Ifølge en ytterligere, hensiktsmessig utførelsesform av oppfinnelsen anvendes en forspenning for å muliggjøre en justering av stabilisatoren til horisontal stilling ved maksimal lufthastighet med maksimal, total hellingsvinkel.

Oppfinnelsen muliggjør bruk av en stabilisator for hjelp ved styringen av hellingen av et helikopter når dette flyger forover, ved å sørge for at stabilisatoren reagerer på innganger fra et hellingsgrad-gyroskop. Oppfinnelsen medvirker også til å kompensere for den tilbøyelighet helikopteret har til å rotere om sine akser på grunn av virkningene av en skråstilt halerotor, som oppstår på grunn av sideglidning (en avvikelse i flyets kursretning) ved å sørge for at stabilisatoren reagerer på innganger fra sideveis akselerasjon. Imidlertid unngås ifølge oppfinnelsen motstridende krav til stabilisatoren ved kretsing som en konsekvens av tilsynelatende sideveis akselerasjoner, som er en naturlig del av helikopterets aerodynamikk ved kretsing, ved å eliminere de sideveis akselerasjonsinnganger ved lave hastigheter og ved omstilling av de sideveis akselerasjoner til full effekt ved moderate normale hastigheter. Eliminering av den felles hellingsvinkelinngang ved lave hastigheter muliggjør anvendelse av birettede (minus og pluss), felles hellingsvinkelreaksjoner ved høy flygehastighet, men sikrer samtidig at stabilisatoren er ufølsom overfor hovedrotorens nedadgående luftstrøms virkninger ved lav flygehastighet. Eliminering av den sideveis akselerasjonsinngang til stabilisatorstyringen ved lave hastigheter foregår på samme hensikts-messige måte som elimineringen av den felles hellingsvinkel-inngang.

Ved å sammenlikne den aktuelle stillingsreaksjon for de to uavhengig styrte innstillingsanordninger, som arbeider i serie, kan uregelmessig funksjon påvises, mens en samtidig tillatt forsinkelse i reaksjon kan ignoreres (en som kan oppstå på grunn av aerodynamisk belastning av stabilisatoren, hvorved begge innstillingsanordninger er forsinket i forhold til kom-mandoinngangene og viser store servofeil).

Oppfinnelsen vil bli nærmere forklart i det etterfølgende under henvisning til de medfølgende tegninger, hvori: Fig. 1 viser et enkelt planriss av et helikopter som er utstyrt med en skråstilt halerotor og en stabilisator. Fig. 2 viser et enkelt sideriss av helikopteret i fig. 1. Fig. 3 viser et enkelt riss av helikopteret i fig. 1, sett bakfra. Fig. 4 viser et enkelt, skjematisk blokkdiagram av et stabilisatorstyringssystem med et feilsikkert innstillings-system ifølge oppfinnelsen. Fig. 5 viser et enkelt blokkdiagram av en feilpåvisnings-krets for bruk i systemet i fig. 4. Fig. 6 viser et enkelt blokkdiagram av en stillingskommando-generator for bruk i systemet i fig. 4. Fig. 7 viser et enkelt riss av minimal, total hellingsvinkel som funksjon av lufthastigheten.

Slik som brukt her betyr uttrykkene "lav hastighet" og "lave hastigheter" hastigheter hvor det er en betydelig vertikal påvirkning av stabilisatoren fra hovedrotorens nedadgående luftstrøm, inklusive kretsing. Som et eksempel som vil bli brukt nedenfor menes med uttrykkene "høy hastighet" og "høye hastigheter" hastigheter hvor de fristrøm-dynamiske trykk er vesentlige, noe som er ekvivalent med aerodynamisk stabiliserings-funksjon av stabilisatoren. I de her nevnte eksempler er slike hastigheter større enn ca. 80 knop. Nedenfor benyttes uttrykkene "overgangshastighet" eller "overgangshastigheter" for hastigheter mellom lave hastigheter og høye hastigheter som er beskrevet ovenfor. Det er underforstått at disse hastigheter kan variere avhengig av den ønskete yteevne for et helikopter hvor det benyttes trekk ved den foreliggende oppfinnelse, og de er ennå ikke fastlagt for et spesielt helikopter.

Under henvisning til fig. 1-3 omfatter et helikopter 10 en kropp 12 og en hovedrotor 14 som roterer (mot urviserretningen i den utførelsesform som er vist i fig. 1) om et rotor-nav 16. Helikopteret 10 omfatter en halefinne 18 hvor det oventil er anbrakt en halerotor 2 0 som frembringer motsatt roterende reaksjonskraft av kroppens 12 hale, slik at kroppen ikke vil rotere med urviserretningen mot kraften fra rotoren 14, som roterer mot urviserretningen under flyging. I denne utførelses-form er halerotoren 20, som vist i fig. 3, skråstilt i en vinkel på 20° fra vertikalplanet for å tilføre halen noe opp-driftskraft. Ved foten av halefinnen 18 er det anordnet en stabilisator 22 som er dreibart lagret i et punkt 24 på kroppen 12, slik at den, kan rotere ved hjelp av en innstillingsanord-ning 25 gjennom hellingsvinkler på +40° (hale opp), som oppnås med den ytterste bakre kant av stabilisatoren 22 i en maksimalt nedadrettet stilling, og til stillingen -10° (hale ned), som oppnås med den ytterste bakre kant av stabilisatoren i en lett oppadrettet stilling som vist i fig. 2.

Dersom man for øyeblikket ser bort fra den skråstilte halerotors virkninger når helikopteret kretser, er den en vesentlig nedadgående komponent av den nedadgående luftstrøm fra hovedrotoren 14. Det er derfor kjent at for å gjøre stabilisatoren ufølsom overfor den nedadgående luftstrøm for å unngå at haledelen blir trykket nedad når helikopteret kretser, må en stabilisator som er anbrakt lavt på halen, dreies til en

høy positiv hellingsvinkel (såsom +40° som vist i fig. 2) . Liknende overveielser gjelder ved flyging ved lave hastigheter.

På den annen side er det når helikopteret flyger forover med høye hastigheter at stabilisatoren stort sett er horisontal for å gi maksimal aerodynamisk flygestabilitet, og også for å tilføre helikopterets haledel en viss oppdrift.

Dersom helikopterets tyngdepunkt 26 ligger bakenfor navet 16, vil enhver økning i den totale hellingsvinkel forårsake rotasjon med nesen opp hos helikopteret om dets tverrakse (stort sett gjennom tyngdepunktet 26 som vist i fig. 2), slik at det ved flyging forover ønskes en tilsvarende økning av stabilisatorens hellingsvinkel for tilsvarende å løfte halen. Derfor er det ifølge oppfinnelsen koplet felles hellingsvinkel til styringen av stabilisatorens 22 hellingsvinkel, slik at en økning eller reduksjon av den felles hellingsvinkel vil forårsake henholdsvis en økning eller en reduksjon av hellingsvinkelen, unntatt ved lave hastigheter hvor den felles hellingsvinkel er eliminert og andre innganger styrer stabilisatoren til maksimal hellingsvinkel.

På samme måte som ved fly med faste vinger kan en ytre påvirkning, såsom et vindstøt, få helikopteret til å rotere om dets tverrakse, hvorfor det er ønskelig at stabilisatoren reagerer tilsvarende for å oppnå stabil horisontal flyging.

Som vist i fig. 3 tilfører den skråstilte halerotor 20 halen

en viss vertikal oppdrift. Når dette er tilfellet kan tyngdepunktet 2 6 (fig. 2) ligge lenger bakenfor hovedoppdriften som frembringes av navet 16. I et slikt tilfelle er virkningene av total hellingsvinkel, som forårsaker rotasjon med nesen opp for helikopteret om dets tverrakse, større, slik som beskrevet ovenfor. Derfor kan virkningene av total hellingsvinkel-stilling og av enhver helling være større i et helikopter som har en skråstilt halerotor. Ifølge oppfinnelsen oppnås særlig god styring av stabilisatoren ved hjelp av en inngang fra et hellingsgrad-gyroskop til stabilisatorhellings-vinkelen, slik at den virker i forbindelse med den felles hellingsvinkel-inngang som har det formål å stabilisere den horisontale flyging som resultat av enten felles eller langs-gående, cykliske hellingsinnganger eller ytre påvirkninger.

Anvendelsen av en skråstilt halerotor (som vist i fig. 3) forårsaker også hellingsmomenter som følge av gir, sideveis bevegelse og sideglidning. Dersom helikopteret f.eks. går inn i en sideglidning til venstre, slik at halen svinger til styrbord (til høyre som vist i fig. 3) vil dette ha en økende reaksjonskraftvirkning på rotoren idet rotoren vil bevege seg gjennom luften som den skubber imot i motsatt retning av skub-bingen. Den økende reaksjonskraftvirkning vil forårsake en stilling med halen opp, noe som vil kunne justeres av stabilisatoren ved hjelp av en negativ vinkelinngang til stabilisatoren for å skubbe halen ned igjen. Ifølge oppfinnelsen vil et sideveis akselerometer tilføre stabilisatoren sideveis kopling for å tilpasse denne virkning. Som kjent skal halerotorens til-bøyelighet til å skubbe hele helikopteret i sideretning (til høyre som vist i fig. 3 i denne utførelsesform) kompenseres under kretsing med babords siderettede, cykliske innfallsvinkler som etter tur automatisk får helikopteret til å helle litt ned til venstre side, hvorved det frembringes en tilsynelatende akselerasjon til styrbords side. Denne er etter tur tilbøyelig til å forårsake en negativ hellingsvinkel på stabilisatoren (idet denne løfter dens bakerste kant) , noe som etter tur får stabilisatoren til å bli mindre følsom overfor rotorens nedadgående luftstrøms vertikale komponent under kretsing, hvorved halen skubbes nedad. Av denne årsak er koplingen mellom det sideveis akselerometer og stabilisatoren ifølge oppfinnelsen eliminert ved lave hastigheter, inklusive kretsing.

Under henvisning til fig. 4 består innstillingsanordningen 25 av et par innstillingsorganer 30 og 31 som kan være av den kjente roterende skrudonkraft-type som har reversible like-strømsmotorer for å gi innbyrdes rotasjon mellom en ledeskrue og en ankermutter, slik at ledeskruens ender beveger seg innad eller utad avhengig av motorenes dreieretning. Idet innstillingsorganets 30 styresystem 32 er identisk med innstillingsorganets 31 styresystem 33, vil bare innstillingsorganets 30 styresystem bli beskrevet.

Innstillingsorganet 30 kan aktiveres slik at det beveger seg i en retning som resulterer i positive eller negative hellingsvinkler for stabilisatoren 22, avhengig av retningen av strømmen gjennom to elektriske ledninger 34 og 35. Dersom det f.eks. ledes positiv likestrøm gjennom ledningen 34, og ledningen 35 er forbundet med jord, kan stabilisatorens bevegelse forårsake en økning av hellingsvinkelen i positiv retning. Likeledes vil innstillingsorganet 30 dersom ledningen 35 blir forbundet med positiv likestrøm og ledningen 34 blir forbundet med jord, bevege seg slik at stabilisatorens hellingsvinkel blir redusert på en måte som er velkjent på området.

Ledningen 34 er vanligvis forbundet med en ledning 36 via en grensebryter 37. Dersom stabilisatoren når den ønskete grense for sin bevegelse, vil kontakten 37 imidlertid bli omskiftet sl*ik at den er forbundet med jord via en ledning 38, hvorved enhver ytterligere aktivering av innstillingsorganet 30 i positiv retning hindres. Ledningen 36 passerer vanligvis gjennom en bryter 39 på et feilrelé 40, som ved normal funksjon blir aktivert, unntatt når en feil er påvist, noe som vil bli mer utførlig beskrevet nedenfor under henvisning til fig. 5. Bryteren 39 ;er forbundet med en vledning 41 til et par elektroniske brytere 42 og 43, som hensiktsmessig kan være spenningstransistorer eller liknende, slik det er kjent på området. På samme måte er ledningen 35 forbundet via en stabilisator-stillingsbegrens-ningskontakt 44, en ledning 45, en kontakt 46 på feilreléet 40 og en ledning 47 med et par elektroniske brytere 48 og 49. De- elektroniske brytere 42 og 48 er på den ene side forbundet med en spenningskilde 50 ved hjelp av en ledning 51, og bryterne 43 og 49 er på den ene side forbundet med jord ved hjelp av en ledning 52. Bryterne 42 og 49 blir sammen aktivert av et signal i en ledning 53 fra en forsterker 54 som indikerer at innstillingsorganet 30 skal beveges i positiv retning. Bryterne 43 og 48 aktiveres av et signal i en ledning 55 fra forsterkeren 54 som indikerer at innstillingsorganet 30 skal beveges i negativ retning. Forsterkeren 54 er en summeringsforsterker hvis utganger er resultatet av differansen mellom et posisjons-kommandosignal i en ledning 57 og et aktuelt posisjonssignal i en ledning 58 som utsendes fra en posisjonsføler 59. ;Forutsatt at signalet i ledningen 57 på et gitt tidspunkt indikerer et behov for å øke stabilisatorens 22 hellingsvinkel, vil dette forårsake en positiv feil, slik at forsterkeren 54 vil sende ut et signal i ledning 53 som aktiverer bryterne 42 og 49. Deretter blir spenningskilden 50 forbundet gjennom ledningen 51, bryteren 42, ledningen 41, feilrelékontakten 39 og grensebryteren 37 med innstillingsorganets 30 ledning 34. Likeledes blir ledningen 3 5 forbundet med jord gjennom grensebryteren 44, kontakten 46, ledningen 4 7 og bryteren 49. Av den grunn vil innstillingsorganet bevege seg i den retning som øker stabilisatorens 22 hellingsvinkel inntil det tidspunkt hvor posisjonsføleren 59 sender ut et signal gjennom ledningen 58, som er likt signalet i ledningen 57, og på dette tidspunkt vil innstillingsorganet stoppe. Dersom signalet i ledningen 57 derimot indikerer et behov for reduksjon av stabilisatorens 22 hellingsvinkel, vil bryteren 48 forbinde strømkilden 50 med ledningen 35, og bryteren 43 vil forbinde ledningen 34 med jord, slik at innstillingsorganet vil bevege seg i en retning som vil bevege stabilisatoren til en mindre hellingsvinkel, inntil posisjonsføleren 59 sender ut et signal gjennom ledningen 58 som er likt signalet i ledningen 57. På denne måte utgjør forsterkeren 54, bryterne 41, 42, 48 og 49, strømkilden 50 samt jord de vesentlige av de styreorganer som styrer innstillingsorganet 30 i forhold til differansen mellom signalene i ledningene 57 og 58. Et proporsjonalt servosystem kan brukes istedenfor dersom dette er ønskelig. ;Dersom det er ønskelig kan innstillingsorganene 30 og 31 gis en mulighet til å bevege seg utover de stillinger hvor stabilisatorens posisjonsgrensebrytere 37 og 44 inaktiverer dem. I et slikt tilfelle, hvor ett av innstillingsorganene 30 og 31 blir satt ut av funksjon, vil det annet innstillingsorgan 30 eller 31 frembringe noen eller alle (avhengig av dets bevegelsesrekkevidde) av de ønskete stabilisatorbevegelser under manuell kontroll slik som beskrevet nedenfor. Likeledes kan innstillingsorganene 30 og 31 ha deres egne sikkerhets-grensebrytere. Disse vil kunne tre i funksjon utenfor rekke-vidde av stabilisatorens posisjons-grensebrytere 37, 44 osv. ;Signalet i ledningen 57 føres til styresystemet 32 ved hjelp av en posisjons-kommandosignal-generatorkrets 60, som nedenfor vil bli beskrevet under henvisning til fig. 6, og et liknende signal føres til styresystemet 33 ved hjelp av en posisjons-kommandosignal-generatorkrets 60a (som er lik kretsen 60) . ;Ifølge en utførelsesform av oppfinnelsen blir den aktuelle stilling for et kritisk element, som i denne utførelsesform er stabilisatoren 22, styrt ved hjelp av de to innstillingsorganer 30 og 31 som arbeider i serie. Ingen av disse innstillingsorganer er effektive nok til å frembringe det ønskete resultat som reaksjon på automatisk posisjonskommando uten en meget lik reaksjon fra det annet innstillingsorgan. Således er utgangene fra posisjonsføleren 59 til ledningen 58 og fra en liknende føler 59a til en ledning 64, som er representative for innstillingsorganenes 30 og 31 stillinger, tegn på om de to fullstendig atskilte systemer arbeider riktig eller ikke, idet sannsynlig-heten for at de to arbeider uriktig på samme måte og på samme tid er meget liten. Av denne årsak blir innstillingsorganets aktuelle stilling 91 i ledningen 58 sammenliknet med innstillingsorganets 31 aktuelle stilling ©2 i ledningen 64 i kretsen 66 for å bestemme om det er mer enn én forutbestemt avvikelse i størrelsen mellom de to stillinger (stilling eller stillings-forandringshastighet). ;• I fig. 5 blir posisjonssignalene i ledningene 58 og 64 sammenliknet i forspente komparatorer 70 og 72 for å bestemme om begge stillinger ligger innenfor et antall avvikelsesgrader (f.eks. 10°, selv om denne størrelse kan variere avhengig av de særlige design-detaljer for en vilkårlig utførelsesform av oppfinnelsen). Dersom innstillingsorganet 30 således er i en posisjon som er mer enn 10° høyere enn innstillingsorganets 31 posisjon, vil komparatoren 70 sende ut et signal i en ledning 74, eller dersom innstillingsorganet 31 er i en stilling som er mer enn 10° mer positiv enn innstillingsorganets 30 posisjon, vil komparatoren 72 sende ut et signal i en ledning 76. En OR-krets 78 vil reagere på ethvert av disse signaler. Kompara-torenes 70 og 7 2 samlete funksjon vil kunne utføres av en enkelt, kjent koplingsvindukomparator. Posisjonssignalene i ledningene 58 og 64 blir også utsendt til de differensieringskretser 80 ;og 82, slik at stillingsforandringshastigheten vil bli indikert i et par tilsvarende ledninger 84 og 86. Disse er motsatt forbundet med et par forspente komparatorkretser 88 og 90 for ut-sendelse av signaler til OR-kretsen 78 i en ledning 92 eller en ledning 94 dersom stillingsforandringshastigheten mellom de to innstillingsorganer avviker mer enn et bestemt antall grader (som f.eks. kan være ca. 6° pr. sek, men kan forandres til å passe til design-detalj parametre for en vilkårlig utførelses-form av oppfinnelsen). Således vil OR-kretsen 78 sende ut et signal gjennom en ledning 96 dersom det er for stor avvikelse mellom stillingen eller stillingsforandringshastigheten for de to innstillingsorganer 30 og 31. Dette signal vil aktivere en OR-krets 98 for tilbakes<p>illing av en bistabil anordning 100 som aktiverer en magnetisk spole 102 i feilreléet 40 som skifter kontaktenes 39 og 46 stillinger (fig. 4, og liknende kontakter for innstillingsorganet 31) slik som beskrevet ovenfor. Den bistabile anordning 100 kan innstilles ved hjelp av et signal fra en pulsgiver 103 etter at en tilbakestillingsbryter 104, som forbinder den med en egnet spenningskilde 106, er blitt ;trykket momentvis. Pulsgiveren 103 sender ut en puls ca. hvert sekund slik at innstillingsforholdet gjør det mulig for styresystemet å nå stabilt samløp før det tillater en alarm å utløse feilreléet. ;Som vist i fig. 5 kan en fullstendig automatisering igjen oppnås ved anvendelse av en krets 108 som er den samme som de ovenfor beskrevne kretser 70-96. Denne har en OR-krets som likner OR-kretsen 78, som sender ut et signal i en ledning 109-når innstillingsorganenes posisjon eller posisjonsforandrings-hastighet faller utenfor grensene. Signalet i ledningen 109 aktiverer OR-kretsen 98 for tilbakestilling av den bistabile anordning 100, hvorved den magnetiske spole 102 inaktiveres. Dersom automatisering på den annen side ikke er ønskelig, kan den ovenfor beskrevne krets 70-104 anvendes på en ikke-automatisk måte. ;Igjen under henvisning til fig. 4 blir feilreléet 40 inaktivert når feilkretsen 66 iakttar en feil, og dens kontakter 39 og 46 blir skiftet til en lavere stilling. Grense'-bryterne blir deretter koplet til en manuell betjeningsbryter 110 gjennom tilsvarende ledninger 41a og 48a. I den viste stilling forbinder den manuelt betjente bryter 110 ledningen 41a med en spenningskilde gjennom en ledning 111, og den forbinder ledningen 48a med jord gjennom en ledning 112 for å frembringe bevegelse av innstillingsorganene 30 og 31, noe som frembringer en økning av stabilisatorens hellingsvinkel slik som beskrevet ovenfor. På samme måte vil den motsatte stilling av den manuelt betjente bryter forårsake negativ bevegelse. Dette gjør det mulig for piloten å bevege innstillingsorganene i enten positiv eller negativ retning etter ønske når en feil er påvist ved hjelp av en egnet alarm 114 som kan bestå av en vilkårlig kombinasjon av auditive og visuelle alarmano.rdninger. Helikopterets forskjellige andre styreflater vil vanligvis, når en feil er iakttatt, være innstilt for å kompensere for helikopterets stilling og/eller flykarakteristika som er resultatet av feilaktig innstilling av stabilisatoren 22. Derfor er det ikke sannsynlig at dette forhold blir katastrofalt dersom det blir iakttatt hurtig nok ved at man har tilstrekkelig snevre grenser i kretsen i fig. 5. Vanligvis vil piloten ved alarm trimme stabilisatorens posisjon ved å etterse indi-katororganenes stillinger (forbundet med posisjonsfølerne 59 og 59a, men ikke vist her) og ved å betjene bryteren 110, slik at den anbringer stabilisatoren 22 i horisontal stilling (0°) ;under forlengs flyging ved høye hastigheter og overgangshastigheter (større enn 60 knop), eller ved å anbringe stabili- ;satoren i dens maksimale positive posisjon (+40°) ;ved lave hastigheter eller under kretsing. ;Detaljene i det automatiske styresystem er vist i fig. 6 ;i forbindelse med posisjonskommando-generatoren 60 som styrer innstillingsorganet 30. Kommandogeneratorens 60 utgang til ledningen 57 er frembrakt som en summering av forskjellige signaler, hvorav noen er beskrevet ovenfor under henvisning til fig. 1-3. Summeringen av disse signaler er vist i fig. 6 ;som at de har foregått i en enkelt summeringskrets 115, selv om atskillige summeringer kan kombineres slik det er kjent på området. For enkelhets skyld er detaljene ved slike vanlige kretser og forsterkere som er forbundet med disse utelatt fra denne beskrivelse. ;Et signal som er et tegn på lufthastigheten blir utsendt ;i en ledning 116 ved hjelp av en lufthastighetsføler 117 som f.eks. kan omfatte en egnet transduktor som er koplet til det alminnelige lufthastighets-pitotstatiske system, som anvendes for å tilføre pilotens lufthastighetsindikatorinnganger. Et signal i en ledning 118 som er tegn på den felles hellingsvinkel i prosent, tilføres av en felles hellingsvinkel-posisjonsføler 119 som kan omfatte en vanlig posisjonsføler forbundet med det felles hellingsvinkelsystem og anvendes for å utføre andre stabiliserings- og styrefunksjoner i helikopteret. Et signal i en ledning 120, som er tegn på en sideveis akselerasjon (dvs. ;bevegelse til styrbord eller babord), tilføres av et sideveis akselerometer 122, og et signal i en ledning 124, som er tegn på rotasjonshastigheten om helikopterets tverrakse, tilføres fra et hellingsgrad-gyroskop 126. ;I den spesielle utførelsesform av oppfinnelsen må man ;tenke på den type feil som mest sannsynlig kan oppstå. Og det må bemerkes at ved høy flygehastighet vil helikopteret tvinges med nesen ned dersom halen tvinges hurtig oppad idet stabilisatoren er innstilt på dens maksimale positive stilling på ;grunn av en feil, og dette vil sannsynligvis resultere i en ustabil manøver, som piloten ikke kan kompensere for. Dersom på den annen side stabilisatoren under kretsing ved en feil- ;tagelse beveger seg fra dens maksimale positive posisjon (med dens bakerste kant lav) til en horisontal stilling, ville halen simpelthen tvinges nedad av hovedrotorens nedadgående luftstrøm, noe som ikke ville være en katastrofemanøver. Av den årsak er en forspenning som svarer til +43° (tilstrekkelig til å styre innstillingsanordningen til dens 40° grenseposisjon under kretsing) frembrakt ved hjelp av en forspenningskrets 128. ;Ved høy flygehastighet blir det hovedsakelig kompensert for forspenningsinngangen ved hjelp av en funksjonsgenerator 130 (øverst i fig. 6), som ved høye hastigheter frembringer et signal som kommanderer stabilisatoren til -35°. Som vist frembringer funksjonsgeneratoren 130 ikke noe utgangssignal dersom lufthastighetssignalet i ledningen 116 er mellom 0 og 40 knop, men tilføres til en utgang som stiger lineært fra 40 til 80 knop, men forsyner en utgang som stiger lineært fra 40 til 80 knop og bibeholder en utgang for enhver hastighet som er større enn 80 knop, noe som er ensbetydende med at innstillingsorganet styres til -35°. ;Funksjonsgeneratoren 130 (og andre funksjonsgeneratorer som vist i fig. 6) kan være av mange kjente typer, såsom knekk-punkt diode/resistor-nettverk eller hensiktsmessig anbrakte operasjonsforsterkere. F.eks. kan funksjonsgeneratorens 130 egenskaper frembringes ved hjelp av en operasjonsforsterker som har en forspent inngang som vil holde den utkoplet inntil den mottar et flygehastighetssignal som viser 40 knop, og med en tilbakekoplingsmotstand som er valgt med hensyn til lufthastighets-inngangsmotstanden for å frembringe den ønskete forsterkning ved 80 knop, og en tilbakekoplings-Zenerdiode som er valgt for å gi et konstant utgangssignal ved et vilkårlig inn-gangssignal som svarer til flygehastigheter på over 80 knop. Funksjonsgeneratoren 130 og forspenningsgeneratoren 128 arbeider således sammen og sørger for at stabilisatoren ligger nær den maksimale positive hellingsvinkel (+40°) ved lave hastigheter og nært horisontalt ved høye hastigheter med en overgang mellom 40 og 80 knop ifølge denne utførelsesform. ;En annen inngang, som er beskrevet ovenfor og som kompen-serer for nese-opp eller nese-ned ved hjelp av større eller mindre rotoroppdrift, er den felles hellingsvinkelinngang i ledningen 118. Denne passerer gjennom en egnet forsterknings-og grensekrets 132 for begrensning av den effektive, felles hellingsvinkel som kunne forårsake en reaksjon i stabilisatorens automatiske styring, til 70% av den samlete felles hellingsvinkel. Forsterkerkretsen 132 forårsaker tilnærmelsesvis -8° av stabilisatorens hellingsvinkel som reaksjon på 0% total hellingsvinkel og stiger gjennom ca. 0° ved 50% til ca. +4° ved 70% eller mer. Ved å ha den felles hellingsvinkel slik forspent tillates forandringer i felles hellingsvinkel å frembringe både positive og negative hellingsvinkelreaksjoner. Felles hellingsvinkel er nødvendig under kretsing, og i virkeligheten vil som vist i fig. 7 den minimale felles hellingsvinkel som er nødvendig sannsynligvis være ved en overgangshastighet på ca. 60 knop ifølge denne utførelsesform. Den felles stigningsvinkel kan variere fra den med større bruttovekt, som vist med den strekete linje 134 i fig. 7 til den med mindre bruttovekt som vist med den strekete linje 136. Av den årsak blir den felles hellingsvinkel eliminert ved lave hastigheter ved hjelp av en multiplikasjonskrets 140 (fig. 6) som er vist med den strekete linje 141 i fig. 7. Multiplikasjonskretsen 140 er forbundet med utgangen av en funksjonsgenerator 142 som frembringer en forsterkning på mellom 0 (under 40 knop) og 1 (over 60 knop) ;til lufthastighetssignalet i ledningen 116. Multiplikasjons-kretsens utgang i ledningen 144 vil bli ufølsom overfor enhver felles hellingsvinkelinngang i ledningen 118 ved flygehastigheter på under 40 knop, vil bli tiltagende følsom mellom 40 ;og 60 knop og vil frembringe indikering av funksjonsgeneratorens 132 utgang ved lufthastigheter på over 60 knop. Dette hindrer felles hellingsvinkelinnganger i å ha noen virkning under kretsing og ved lave hastigheter når stabilisatorens maksimale hellingsvinkel er ønsket. Det bevirker også en bløt overgang til de felles hellingsvinkelinnganger ved overgangshastigheter når stabilisatoren gjennomsnittlig er stilt et sted mellom den maksimale hellingsvinkel og 0-hellingsvinkel. ;Som vist i fig. 7 øker den felles hellingsvinkel også ved høy hastighet, primært fordi felles hellingsvinkel benyttes i et helikopter for å tilføre fremdrift til hovedrotoren, noe som er nødvendig for å opprettholde høyere hastigheter..For å kompensere for felles hellingsvinkel, noe som er nødvendig ved økende hastighet, og likevel holde stabilisatoren horisontalt, passerer lufthastighetssignalet i ledningen 116 gjennom en andre funksjonsgenerator 150 som har et utgangssignal på 0 ved hastigheter mellom 0 og 40 knop og et lineært stigende utgangssignal mellom 40 og 150 knop med et maksimalt utgangssignal som styrer en -12 hellingsvinkel for stabilisatoren. Dette vil ikke oppheve alle felles hellingsvinkler, men bare noen av de gjennom-snittlige felles hellingsvinkler som benyttes for å oppnå flyging forover. ;Som beskrevet under henvisning til fig. 1-3 ovenfor sørger en skråstilt halerotor for forandringer i halens oppdrift som en følge av at.halen akselererer sideveis til høyre eller venstre. Av denne årsak blir det sideveis akselerasjonssignal i ledningen 120 utsendt gjennom en forsterker 152 for å frembringe en passende forsterkning, såsom + eller -5° stabilisatorhellingsvinkel, ved de forventede nominelle, maksimale, sideveis akselerasjoner. Som beskrevet ovenfor under henvisning til fig. 1-3 skulle den normale sideveis bevegelse som blir indusert av halerotoren under kretsing og som blir kompensert ved hjelp av babords sideveis cykliske hellingsvinkel, som derved induserer en lett babord nedadgående helling av helikopteret, imidlertid ikke resultere i et forsøk på å drive stabilisatoren oppad på grunn av hovedrotorens nedadgående luftstrøm. Derfor passerer forsterkerens 152 utgang gjennom en multiplikasjonskrets 154 som også reagerer på f]ygehastighetsfunksjonsgeneratorens 142 utgang. Resultatet av dette er at virkningene av det sideveis akselerometer blir opphevet ved hastigheter på under 40 knop på samme måte som beskrevet med hensyn til den felles hellingsvinkel ovenfor. Imidlertid blir ved hastigheter på ;over 40 knop enhver sideglidning av halen til høyre eller til venstre, enten under induserte dreininger eller som resultat av vindstøt eller liknende, som forårsaker tilsvarende forhold med hale-opp eller hale-ned, automatisk kompensert ved hjelp av det sideveis akselerometers inngang som blir utsendt fra multiplikasjonskretsen 154 i en ledning 156. ;Hellingshastighetssignalinngangen i ledningen 124 føres til en forsterker som har en forsterkning som er regnet til å frembringe en stabilisatorhellingsvinkel i området + eller -10° som et resultat av de hellingsgrader som vanligvis ventes å bli kompensert for under normal flyging. Det er ingen hastig-hetsbegrensninger på hellingsgraden idet stabilisatoren har meget liten virkning ved lave hastigheter og ingen virkning ;(annet enn å være koplet til hovedrotorens nedadgående luftstrøm) ;under kretsing. Polariteten er slik at en hellingsgrad med nese-ned (som resulterer i hale-opp) vil resultere i en negativ hel- ;lingsvinkelkommando fra forsterkeren 160, noe som vil være til-bøyelig til å få stabilisatoren til å reagere på hovedrotorens nedadgående luftstrøm, slik at halen igjen bringes nedad. På ;den annen side vil en stilling med nesen opp være tilbøyelig til å øke stabilisatorens hellingsvinkel, men idet det vil bli ved dens +40° posisjonsgrensebryter, vil det ikke ha noen effekt under kretsing. Således er hellingsgradinngangen tilbøyelig til å hjelpe i den ene retning og skader ikke i den annen retning under kretsing. På den annen side funksjonerer hellingsgradinngangen under flyging forover på samme måte som hos et fly med faste vinger. Det er dersom nesen er tilbøyelig til å stige oppad at stabilisatoren vil øke sin hellingsvinkel slik at halen samtidig bringes oppad, og omvendt, hvorved det oppnås en stabil horisontal flyging. ;Ved kretsing og ved alle lave hastigheter (dvs. under 4 0 knop) er forspenningsgeneratoren 128 den eneste konstante inngang til summeringsnettverket 115. Den driver stabilisatoren til dens maksimale hellingsvinkelbegrensning +40°. Forspenningen må være finjustert (såsom ca. + +43°) for å frembringe null hellingsvinkel ved maksimal lufthastighet, maksimal felles hellingsvinkel og uten hellingsgrad-gyroinngang eller sideveis akselerometerinnganger. Denne justering kan utføres når helikopteret er anbrakt i en testbane med komprimert luft trykket innad i flygehastighetsføleren 117 og med maksimal felles hellingsvinkel. I det her beskrevne eksempel vil den kraftig forsterkete flygehastighe ts funks jonsgenerator 130 forårsake -35°, mens den svakt forsterkende flygehastighetsfunksjons-generator 150 vil forårsake -12° (totalt -47°), den felles generator 132 vil forårsake +4° mens forspenningen forårsaker +43° (totalt +47°), slik at stabilisatoren således vil være stilt på 0°. Variasjoner i generatorene kan bli kompensert ved justering av forspenningen, og forspenningen behøver bare å være på minst +40° for å drive stabilisatoren til maksimum ved kretsing. Ved aktuell flyging ved 80 knop, dersom man antar 50% felles hellingsvinkel (0°), vil lufthastighetsfunksjons-generatorene 130 og 150 forårsake -35° og ca. -5%, slik at fo<*>rspenningen 128 vil forårsake et netto på +3°, som er nær horisontal. Over 80 knop vil stabilisatoren mer nærme seg horisontalt på grunn av justeringen som er beskrevet ovenfor. Dersom det er ønskelig kan den kraftige forsterkende luft-hastighetsfunksjonsgenerator 130 forandres til å forårsake utganger på +35° ved lave hastigheter og 0° ved høye hastigheter i forbindelse med en forspenning på +8° fra forspenningsgeneratoren 128, eller den kraftig forsterkende hastighetsfunksjon og justerbare forspenning med tilstrekkelig positiv vinkel-kommando til full hellingsvinkel ved kretsing kan oppnås med andre kombinasjoner. Forsterkningene (dvs. gradene av hellingsvinkel) som er beskrevet under henvisning til fig. 6 er den totale forsterkning for de to innstillingsorganer 30 og 31.

I realiteten skulle forsterkningen når de to innstillingsorganer anvendes i serie for hver kommandogenerator 59 og 60 bare være halvparten så stor. Selvfølgelig kan den spesielle forsterkning og knekkpunkthåstigheter varieres etter ønske.

Oventil i fig. 6 er det vist en prøvebryter 164 som for-synes gjennom en trykkbryter 166 fra en strømkilde 168 med hensiktsmessig størrelse til at det frembringes en inngang til summeringskretsen 115 som svarer til ca. -12° stabilisatorhellingsvinkel. Trykkbryteren 166 sikrer at prøven ikke kan bli utført dersom lufthastighetssignalet til ledningen 116 ikke viser en lufthastighet på mindre enn 60 knop. Signalet fra prøvebryteren induserer en negativ vinkel som er tilbøyelig til å drive stabilisatoren mot den horisontale stilling, idet en økning av stabilisatorens hellingsvinkel kunne indusere uønskete nese-ned manøvrer, mens en reduksjon av hellingsvinkelen sannsynligvis ikke ville medføre noen katastrofal bevegelse av helikopteret. Prøvebryteren 164 vil ved innføring av et feilsignal kontrollere feilkretsen som er vist i fig. 4 og 5.

Det er ifølge oppfinnelsen frembrakt to hoved-stabilisator-styrefunksjoner. For det første frembringes det en høyderors-liknende stabilitet til et helikopter når dette flyger forover ved høye hastigheter. Denne virkning er primært et resultat av en inngang fra et hellingsgrad-gyroskop og likner virkningen av en horisontal stabilisator eller høyderor i et fly med faste vinger. Imidlertid frembringer den ytterligere helikopter-stabilitet ved kopling til forspente, felles hellingsvinkler. Den annen hovedfunksjon ifølge oppfinnelsen er å anbringe en skråstilt halerotor i kombinasjon med en horisontal stabilisa-torflate ved helikopterets hale. Og den gjør dette ved å frembringe forskjellige funksjonsområder ved lave og høye hastigheter, slik at vertikale komponenter av hovedrotorens nedad-rettede luftstrøm unngås under kretsing eller ved lave hastigheter. Ved å kople hellingsvinkelen til sideveis akselerasjon og hellingsgrad oppnås det ifølge oppfinnelsen stabil flyging for et helikopter som oppnår ytterligere haleoppdrift ved hjelp av en skråstilt halerotor, idet denne kopling reduserer hel-lingseffekten for den skråstilte halerotors sideveis hale-bevegelse.

Ifølge oppfinnelsen er det frembrakt feilsikker innstilling av en kritisk flate ved hjelp av seriekoplete innstillingsanordninger som blir styrt uavhengig av hverandre, med sammen-likning av stilling og bevegelseshastighet for å fastslå når enten den ene eller begge aktiveringsorganer/styresløyfer ikke funksjonerer riktig. Dette feilsikre system med innstillingsanordninger er ikke bare frakoplet når det arbeider uriktig, men er frakoplet på en slik måte at det vil hindre katastrofale helikoptermanøvrer. De eksempelvise parametre, som er vist for funksjonsgeneratoren i fig. 6, er selvfølgelig variable slik at de kan tilpasses utøvelser av oppfinnelsen i enhver spesiell utforming av helikopteret. Altså kan det benyttes mer enn to innstillingsanordninger (med tilsvarende kretser) i noen ut-føre Ise sf ormer .

Claims (13)

1. Helikopter, omfattende en kropp (12) og en hovedrotor som er innrettet til å rotere i forhold til kroppen (12) i et første plan som er orientert for frembringelse av en vertikal oppdrift til kroppen (12), en lufthastighetsføleanordning

(117) for frembringelse av et signal som angir helikopterkroppens flygehastighet, en stabilisator (22) som er dreibart lagret om en tversgående akse som stort sett er parallell med det første plan ved kroppens haleparti, innstillingsanordninger (25,59a,59,32) som er anbrakt mellom stabilisatoren (22) og kroppen (12) og innrettet til å dreie stabilisatoren om dennes akse i forskjellige hellingsvinkler i forhold til kroppen, idet innstillingsanordningene omfatter minst ett elektromekanisk innstillingsorgan (31) og en elektrisk servosløyfe (32,59a) for styring av innstillingsorganet til en ønsket stilling som reaksjon på et påtrykt posisjonskommandosignal, en halerotor (20) som er innrettet til å rotere i et andre plan som er stort sett parallelt med kroppens lengdeakse og innrettet til å frembringe en reaksjonskraftkomponent, parallell med det første plan, til kroppens hale i en retning som vil stabilisere kroppen mot de motrotasjonskrefter som oppstår ved hovedrotorens rotasjon, karakterisert ved at halerotorens (20) rotasjonsplan også danner en liten vinkel med kroppens vertikalakse og er innrettet til å frembringe en vertikal oppdrifts-reaksjonskraft til kroppens haleparti, og at kroppen er forbundet med sideveis akselerometeranordninger (122) for frembringelse av et signal som angir kroppens (12) sideveis akselerasjon, samt posisjonskommandosignal-generatoranordninger (60,60a) som er forbundet slik at de reagerer på flygehastighetsføleanordningen (117) og på de sideveis akselerometeranordninger (122) for frembringelse av et kombinert kommandosignal som omfatter signalkomponenter som er innrettet til å bringe innstillingsanordningene (31,59a,32) til å innstille stabilisatoren i en gjennomsnittlig hellingsvinkel på 0 ved høye hastigheter og på en maksimal hellingsvinkel ved lave hastigheter og å innstille stabilisatoren (22) i større eller mindre hellingsvinkler som et resultat av sideveis akselerasjon av kroppen i henholdsvis samme eller motsatt retning av reaksjonskraftkomponenten som er parallell med det første plan og som tilføres kroppens haleparti ved hjelp av halerotoren (20), og at det eventuelt er anordnet en hellingsgradgyro (126) .

2. Helikopter i samsvar med krav 1, karakterisert ved at hellingsgradgyroen (126) er innrettet til å frembringe et signal som viser kroppens (12) rotasjonshas-tighet om dens hellingsakse, og at posisjonskommandosignalgene-ratoranordningene (60,60a) også er koplet for å reagere på hellingsgradgyroen (126) slik at det kombinerte kommanosignal omfatter en signalkomponent som får innstillingsanordningene (31,59a,32) til å innstille stabilisatoren i større eller mindre hellingsvinkler som et resultat av kroppens hellingsgrad med nesen opp eller nesen ned.

3. Helikopter i samsvar med krav 1 eller 2, karakterisert ved at posisjonskommandosignal-generatoranordningene (60,60a) reagerer på flygehastighetsføleanord-ningen (117) for frembringelse av signalkomponenten som bare er følsom overfor sideveis akselerasjoner ved hastigheter som ikke er lave.

4. Helikopter i samsvar med et av de foregående krav, som omfatter anordninger (119) for avføling av felles hellingsvinkel for frembringelse av et signal som viser den aktuelle grad av felles hellingsvinkel for hovedrotoren, karakterisert ved at posisjonskommandosignal-generatoranordningene (60,60a) også er forbundet slik at de reagerer på avfølingsanordningene (119) for den felles hellingsvinkel for frembringelse, i det kombinerte kommandosignal, av signalkomponenter som er innrettet til å bringe innstillingsorganene til å innstille stabilisatoren i en gjennomsnittlig hellingsvinkel på 0 ved høye hastigheter og på en maksimal hellingsvinkel ved lave hastigheter og å innstille stabilisatoren i større eller mindre hellingsvinkler som et resultat av henholdsvis større eller mindre felles hellingsvinkler ved hastigheter over lave hastigheter.

5. Helikopter i samsvar med krav 4, karakterisert ved at posisjonskommandosignal-generatoranordningene (60,60a), også ved høye hastigheter, frembringer i det kombinerte kommandosignal en signalkomponent i forhold til flygehastigheten som stort sett er lik og motsatt rettet den del av det kombinerte kommandosignal som svarer til den felles hellingsvinkel som behøves utover den vertikale oppdrift for flyging fremover ved høye hastigheter.

6. Helikopter i samsvar med krav 5, karakterisert ved at posisjonskommandosignal-generatoranordningene (60,60.a) omfatter en innstillbar forspenningskilde (128) som frembringer en signalkomponent som resulterer i en gjennomsnittlig hellingsvinkel på 0 ved høye hastigheter.

7. Helikopter i samsvar med krav 5, hvor innstillingsanordningene (25,59a,32,59) omfatter to like innstillingsorganer (30,31), karakterisert ved at disse organer er koplet i serie, og at posisjonskommandosignal-generatoranordningene omfatter anordninger (60,60a) for frembringelse av to stort sett like kombinerte kommandosignaler som hvert svarer til den tilhørende av innstillingsanordningene og som hver forårsaker halvdelen av innstillingsreaksjonen som blir indusert ved hjelp av innstillingsanordningene som reaksjon på posisjons-kommandosignal-generatoranordningene.

8. Helikopter i samsvar med krav 7, karakterisert ved at det er utstyrt med posisjonsføleanord-ninger (59,59a) som hver svarer til ett av innstillingsorganene (30,31) og som hver frembringer et posisjonssignal som viser innstillingen av det respektive innstillingsorgan, og anordninger (66) som reagerer på føleanordningene (59,59a) for frembringelse av et alarmsignal som resultatet av en forskjell mellom posisjonssignalene over en forutbestemt størrelse.

9. Helikopter i samsvar med krav 8, karakterisert ved bryterorganer (40) som reagerer på feilpåvisningen (66) slik at det gjør innstillingsanordningene (25) ufølsomme overfor kommandosignal-generatoranordningenes (60, 60a) utgangssignal.

10. Helikopter i samsvar med krav 9, karakterisert ved manuelle styreorganer (110) for innstillingsorganene for manuell styring av disse, idet bryterorga-nene (40) reagerer på feilpåvisningen med å gjøre innstillingsanordningene (25) følsomme overfor de manuelle styreorganer.

11. Helikopter i samsvar med krav 10, karakterisert ved at hvert av innstillingsorganene (30,31) reagerer på de manuelle styreorganer (110) for frembringelse av stort sett mer enn halvparten av posisjonsreaksjonen som kan induseres av innstillingsanordningene som reaksjon på posisjonskommandosignal-generatoranordningene (60,60a).

12. Helikopter i samsvar med krav 8, karakterisert ved at posisjonskommandosignal-generatoranordningene (60,60a) omfatter organer (164,168) som kan betjenes selektivt for frembringelse av en konstant signalkomponent i ett av de to kombinerte kommandosignaler og derved fremtvinge avvikelse mellom innstillingsanordningenes posisjoner.

13. Helikopter i samsvar med krav 12, karakterisert ved at den konstante signalkomponent forårsaker en reduksjon av stabilisatorens hellingsvinkel.