NO150534B - Autopilot for et rullende flyvelegeme - Google Patents

Description

Flyvelegemer konstruert f or . Ii-ilsiktet frembragt og vedlike-holdt r ull ing. om sin lengdeakse, har vesentlige praktiske fordeler sammenlignet med rullingsstabiliserte flyvelege- . mer..Sådanne rullende konstruksjoner har vært anvendt ved raketter for utskytning i luften eller fra bakken. Disse raketter kan bringes i spinn ved utskytningen og deretter, benytte seg av skråstilte styreflater for å opprettholde en rullingstakt på omkring 5 til'15 omdreininger pr. sekund. Ved en sådan rullingstakt. er det mulig å anvende et enkelt styreplan for føring av raketten i alle tre referanseakser i forhold, til jorden. I et typisk tilfelle utnytter styresystemet et enkelt par styreflater med innstillbar skråstilling for pit-ch-dreining av raketten i styrepdanet i en valgt momentan rotasjonsorientering under styring fra et overordnet føringssignal. For å få et sådant flyvelegeme som befinner seg i plan flukt til å .stige, må således nevnte føringssignal variere i amplityele med en frekvens som tilsvarer flyvelegemets rullingstakt. I det angitte eksempel vil det overordnede føringssignal vanligvis ut-gjøres av en sinusformet .kurve, som vil frembringe~øket stigning når legemets styreplan nærmer seg vertikal jordre-feranse, samt senket stigningen etter at styreplanet- har-rotert så meget at det nærmer seg en.halv omdreining fra stedet for øket stigning, for derved å frembringe en vertikal angrepsvinkel. Denne angrepsvinkel vil forandre flyvelegemets kurs fra horisontal flyvning til stigning. På lignende måte vil en kursforandring til høyre bli frembragt av et sinusformet signal faseforskjøvet 90° i forhold til det ovenfor angitte signal som frembrakte en vertikal kursforandring.

Da et rullende flyvelegeme har et forenklet styresystem,

kan det oppnå nedsatte omkostninger og øket pålitelighet i forhold til stabiliserte flyvelegemer. En effektiv og praktisk autopilot har imidlertid ikke tidligere blitt ut-viklet for rullende flyvelegemer, og alle sådanne konstruksjoner har hittil bare vært utstyrt med styring i åpen

sløyfe-. Disse anvendte systemer betegnes som åpne idet de anvender en styring som ikke modifiseres av tilbakekobling med hensyn til de faktiske forandringer som styringen med-fører i flyvelegemets bevegelseparametere. En sådan styring i åpen sløyfe krever at vedkommende rakettlegeme er i besittelse av en høy grad av aerodynamisk stabilitet. Denne påkrevede stabilitet er av samme art som den som foreligger i forbindelse med enkle bemannede luftfartøyer for'å få vedkommende fartøy til å vende tilbake til en rett og horisontal flukt etter at styretryKk er fjernet. Dette stabilitetskrav krever at trykksenteret for rakettlegemet må befinne seg akterom tyngdepunktet. En sådan statisk stabilitet nedsetter i seg selv flyvelegemets manøvrerings-barhet, idet styreflåtene først må overvinne de stabili-tetsfrembringende krefter for å oppnå en gitt angrepsvinkel . Det manglende tilbakekoblingssystem kan videre føre til overskridelse av en valgt manøvreringsgrense. Alle flyvelegemets komponenter og driftsparametere må derfor være svært konservative for å sikre flyvelegemets konstruk-sjoTJsmessige integritet under vanlige driftsforhold.

Vanlig atftopilo-t-teknologi kan ikke uten- videre tilpasses forholdende ved et rullende flyvelegeme. Ved en konven-sjonell autopilot, oppnås stabilisert flukt og styrte man-øvreringer ved avføling av akselerasjonens størrelse og retning langs tre fastlagte akser (pitch, gearing og rulling). En sådan autoDilot er da i stand til å styre flyvelegemet ved hjelp "av et treakset styresystem for hensiktsmessig korreksjon av detekterte feil i fluktbanen. Ved rett og plan flukt har en sådan autopilot som oppgave å frembringe nullhastighet for flyvelegemet med hensyn på hver av de tre nevnte jord-referanseakser. De anvendte følere må derfor være nøyaktige og ikke ha noenDermanent signalforskyvning ved null-hastighet. Sådanne autopiloter er meget følsomme og benytter seg av kompliserte mekanismer, således at de vil være dyre og ha forholdsvis lav pålitelighetsgrad. Den kompliserte utførelse av en vanlig autopilot økes ytterligere ved forsøk på tilpasning til et rullende flyvelegeme. Mange føleorganer som er egnet'for anvendelse i et ikke rullende flyvelegeme, vil ikke kunne virke effektivt i kontinuerlig rullende omgivelser.

Denne mangel på praktiske autopiloter for rullende flyvelegemer har begrenset anvendelseområdet for sådanne lege-mer, særlig for anvendelser hvor høy manøvrerbarhet er nød-vendig. Det foreligger således et klart behov for en autopilot for rullende flyvelegemer og som er i stand til å opprette statisk og aerodynamsik stabilitet, særlig en sådan autopilot av mindre komplisert utførelse «nn de vanlige autopiloter for ikke rullende flyvelegemer.

Oppfinnelsen gjelder således en autopilot for ét tilsiktet kontinuerlig rullende flyvelegeme og med én styréanordning som omfatter en styrekrets med åkselérométerutstyr samt styringsorganer for å frembringe pitch-dreining av flyvelegemet i et gitt styreplan som reaksjon på et pitch-bestemmende føringssignal som tilføres styrekretséri.

På denne bakgrunn av kjent teknikk Har så autopiloten i henhold til oppfinnelsen som særtrekk at akselerometerut- ' styret er -innrettet og anordnet i flyvelegemet for utelukkende å avføle akselerasjon på tvers av flyvelegemets lengdeakse i nevnte styreplan, som følger med legemets kontinuerlige rullebevegelse, samt for å avgi akselerasjonssignaler tilsvarende den avfølte akselerasjon som funksjon av flyvelegemets rullevinkel , mens styrekretsen inneholder et summeringsorgan for summering av akselerasjonssignalet som negativt tilbakekoblingssignal til føringssignalet for derved å danne et styresignal som tilføres styringsorganene for å frembringe nevnte pitch-dreining av flyvelegemet i samsvar med styresignalet.

I henhold til foreliggende oppfinnelse er det således for anvendelse i rullende flyvelegemer frembragt en autopilot hvor en enkelt lineært akselerometer frembringer tilstrek-kelig tilbakeført signalinformasjon til å stabilisere det rullende legeme. I henhold til et ytterligere trekk ved oppfinnelsegjenstanden, kan en føler for avføling av flyvelegemets pitch-dreining være innebygt i flyvelegemet for demping av styresignalene, således at høyere manøvrerbarhet kan oppnås uten for stor påkjenning på vedkommende flyvelegeme eller dets komponenter.

I en foretrukket utførelse omfatter vedkommende flyvelegeme en langstrakt, hovedsakelig sylindrisk flykropp, med et styresystem som virker i et enkelt plan, som vil bli betegnet som styreplanet. Dreining i dette styreplan betegnes som pitch-dreining. Nevnte styresystem kan benytte seg av reaksjons-stråler eller aerodynamiske mekanismer for å frembringe en kraft som bevirker en forandring av flyvelegemets pitch-dreining, således at det innstilles en angrepsvinkel i forhold til flyvebanen.. I foreliggende utførel-seseksempel omfatter styresystemet for pitch-dreiningen et par såkalte andevinger. Drivorganer for styresystemet er anordnet i form av en servo-mekanisme sonv reagerer på utgangssignalet fra autopiloten ved å variere skråstillingen for nevnte andevinger. En føler for avføling av pitch-dreiningen er montert p-å flyvelegemet for bestemmelse av pitch-dreiningens vinkelhastighet i styreplanet.

For å lette denne korte omtale av oppfinnelsegjenstanden kan det antas at foreliggende flyvelegeme har en tilnærmet nøytral statisk stabilitet med hensyn på pitch-dreining, således at enhver ubetydelig forandring av denne dreining ikke nødvendigvis må korrigeres av flyvelegemets aerodynamiske system. Et ordregivende føringssignal modifiseres av utgangssignalene fra akselerometeret og dreievinkelføleren for å frembringe av et endelig styresignal som tilføres den styrende servo-mekanisme.

Hvis det an-tas at flyvelegemet befinner seg i horisontal flukt og intet ordregivende føringssignal foreligger, vil enhver mindre avvikelse fra horisontalretningen i form av en pitch-dreining i et plan i rommet frembringe et syklisk signal fra akselerometeret i takt med flyvelegemets rotasjon. Da akselerometeret er montert med hensyn på styreplanet og bare er følsomt for akselerasjoner i dette plan, vil det signal som frembringes av akselerometeret, etter hvert som styreplanet dreies sammen med flyvelegemet, variere etter et hovedsakelig sinusformet kurvemønster, med sin største signalverdi i den stilling av legemet hvor styreplanet opptar den akselérasjonskraft på flyvelegemet som frembringes ved innstilling av angrepsvinkelen.

Akselerometeret er rent fysisk innrettet -slik åt dets utgangssignal har motsatt fortegn i forhold til flyvelegemets avfølte akselerasjon. Når således dette utgangssignal adderes til et føringssignal av nullverdi, vil akselerometerets utgangssignal frembringe en negativ tilbakekobling og bringe den styrende servo-mekanisme til å bevirke pitch-dreining av flyvelegemet for å tilbakeføre legemet til en kurs som sammenfaller med den tilsiktede flyvebane. Da akselerometer-signalet er av sinusform, vil også styreflåtenes bevegelse variere i samsvar med et sinusmørister fra en negativ skråvinkel til-en positiv skråvinkel for hver halve omdreining av rullebevegelsen.

Dreiningsvinkelføleren gjør det mulig å rutinemessig arbei-de i nærheten av konstruksjonsgrensene ved manøvrering av flyvelegemet, uten at disse grenser overskrides,. Instru-mentet måler pitch-dreiningens vinkelhastighet -i styreplanet, hvilket er et uttrykk for i hvilken takt flyvelegemet antar en ny angrepsvinkel. Ved anvendelse av utgangssignalet fra dreiningsvinkelføleren som et dempningssignal overlagret det ordregivende føringssignal, vil det resul-terende dempede styresignal nedsette flyvelegemet oversving når legemet nærmer seg en angrepsvinkel som vil frembringe den ønskede G-kraft.

På denne bakgrunn er det et formål for oppfinnelsen å frem-skaffe en ny og forbedret autopilot for et rullende flyvelegeme, og som ikke krever instrumentering- for å motvirke ensidig signalforskyvning, men er relativt billig å tilvir-ke og med fordel kan anvendes for flyvelegemer med hovedsakelig nøytral statisk stabilitet, samt tillater vedkommende legeme å oppnå en høy manøvrerbarhet og i tillegg har lite omfang og lav vekt samt høy pålitelighetsgrad ved anvendelse i et rullende flyvelegeme.

Ytterligere formål og mange fordeler som oppnås ved foreliggende oppfinnelse vil bli bedre forstått ut i fra følg-ende mer detaljerte beskrivelse under henvisning til de vedføyde tegninger, hvorpå: Fig. 1 er en perspektivskisse av.et typisk flyvelegeme med en autopilot, Fig. 2 er en skjematisk skisse av flyvelegemet sett bakfra for å anskueliggjøre de forskjellige komponenter og ret-ningsforhold, Fig. 3 viser en dreiningsvinkelføler sett fra enden og med et avsnitt bortskåret.Fig. 4 viser et snitt tatt langs linjen 4 ■— 4 i fig. 3,

Fig. 5 viser et blokkskjema av styresystemet, og.

Fig. 6a - 6g viser grafisk systemets driftsparametere..

Et flyvelegeme 10 er vist med en langstrakt hovedsakelig sylinderformet flykropp. Fire rullingsdrivende flater 12, to styreflater 14 med variabel skråstilling samt to andevinger 16 med fast skråstilling er anordnet på flyvelegemet. Styreflatende 14 kan dreies til positive og negative vinkelstillinger ved hjelp av en servo-styrt drivmekanisme 18. Styreflatende 14 styrer legemets dreining i et plan gjennom flyvelegemets lengdeakse og vinkelrett på styreflåtenes dreieakse. Dette plan vil bli betegnet som styreplanet. Henvisninger til opp eller ned i styreplanet angis i forhold til flyvelegemet. Styreplanets orientering er

vist skjematisk ved 20 i fig. 2.

Rulleflåtene 12, sammen med en Innledende spinn-bevegelse frembragt i utskytningsapparatet, fører til en rulling.av flyvelegemet om sin lengdeakse i en takt på omtrent 10 omdreininger pr. sekund. Regulert styring av flyvelegemet oppnås ved å variere skråstillingen av styreflatene 14 periodisk i samsvar med styreplanets stillingsforandring. Hvis f.eks. flyvelegemet ut fra en horisontal flyvebane skal styres i en bue til venstre, gis styreflatene 14 en positiv angrepsvinkel, når det øvre avsnitt av styreplanet befinner seg i den venstre rotasjonshalvdel. Hvis det bortses fra reaksjonsforsinkelser i styreprosessen, vil da den positive skråvinkel nå sin største verdi i det øyeblikk styreplanet 20 befinner seg i horisontalstilling i forhold til jord-referansen {det øvre avsnitt av styreplanet til venstre for flyvelegemet). Under de neste 90° rotasjon nedsettes den positive vinkelstilling av styreflatene til 0, og i l^pet av de påfølgende 90° rotasjon antar styreflatene negative angrepsvinkler, som når sin største abso-lutt verdi når styreplanet atter befinner seg i horisontal stilling, men nå med dets øvre avsnitt til høyre i. forhold til flyvelegemet. Denne bevegelse av styreflatene 14 tilsvarer en sinusformet variasjon med en frekvens lik flyvelegemets rulletakt og med en relativ fase bestemt av retningen av den ønskede bevegelseforandring.

Det skal nu atter henvises til fig. 2, hvori det er vist et lineært akselerometer 22 og en dreievinkelføler 24. Akselerometeret 22 er montert i flyvelegemet på sådan måte at dets følsomme akse ligger i styreplanet, men rettet i mot-, satt retning av flyvelegemets definerte vertikalretning, således at akselerometeret 22 frembringer et signal tilsvarende den avfølte akselerasjon i styreplanet, men med motsatt fortegn. Flyvelegemets rulletakt vil frembringe en sinusformet variasjon av akselerometerets utslag i takt med rullefrekvensen. Dette forhold gjør det mulig å anvende forskjellig akselerometertyper som ikke er følsomme for permanente signalforskyvninger, og for hvilke utstyr for å motvirke sådanne forskyvninger ikke påkrevet. En piezo-slektrisk eller en piezoresistiv innretning med en brokobling kan således f.eks. anvendes for å oppnå et akselerometer uten bevegelige deler.

En dreievinkelføler av hensiktsmessig konstruksjon for av-føling av pitch-dreiningen i styreplanet er vist i fig. 3 og 4. Denne følerinnretning omfatter en magnetisk klaffskive 26 som er montert for svingebeveglese om en akse de-finert ved opplagringéhe 28 på et basisstykke 30 og svinge-tappene 32 på klaffskiven 26. Følerinnretningen er montert i flyvelegemets lengdeakse med svingeakse for klaffskiven vinkelforskjøvet 90° i forhold til dreieaksen for styreflatene 14. Et induktivt avfølingsorgan 34 er anordnet over klaffskiven 26 og ligger tett an mot basisstykket 30 for å danne et forråd av dempevæske 36. Da føleren roterer sammen med flyvelegemet, oppnås en gyroskopisk virkning på klaffskiven 26, hvilket i samarbeide med dempevæsken 36 stabiliserer den magnetiske skive i en viss stilling, hvor intet utgangssignal frembringes av det induktive avfølings-organ 34. Hvis imidlertid en innstilling av styreflatene 14 bringer flyvelegemet til pitch-dreining i styreplanet, vil vinkelhastighet av denne dreining bestemme i hvilken grad den magnetiske klaffskive vil være gjenstand for presesjonsbevegelse som forandrer det magnetiske materials stilling i forhold til det induktive avfølingsorgan 34, og således frembringer et utgangssignal tilsvarende pitch-dreiningens vinkelhastighet. Det signal som frembringes av føleren vil imidlertid påvirkes av flyvelegemets rulling. Dette betyr at det vil foreligge en syklisk variasjon i utgangssignalet fra føleren, tilsvarende flyvelegemets rullingstakt og med en største verdi i det øyeblikk styreplanets orientering tilsvarer retningen av den ønskede fluktforandring for legemet.

Det skal nu henvises til fig. 5, hvori det er vist et blokkskjerna for styresystemet i henhold til oppfinnelsen. Et ordregivende føringssignal av samme art som også foreligger i kjente rullende flyvelegemer med styresystem i åpen sløyfe, avgis over linjen 40. Pitchvinkel-styringen 42, som i den foreliggende utførelse utgjøres av andeving-ene 13 med variabel skråstilling, innstilles av autopilot-ens utgangssignal. En variasjon i styreflåtenes skråstilling forandrer løftekraften på flatene, hvilket frembringer pitch-dreining av flyvelegemet i styreplanet og således bringer legemet til å anta en viss angrepsvinkel i forhold til sin tidligere flyvebane. Denne angrepsvinkel fører til en kursforandring frembragt av flyvelegemet selv og derfor en akselering mot den ønskede flyvebane. Den maksimale verdi av f ør ingssignalet bes-temmes av en variabel akselera-sjonsbegrenser 58, for derved å begrense de G-krefter eller angrepsvinkler som flyvelegemet utsettes for. Akselera-sjonsbegrenseren kan være en variabel begrenser som innstilles av den forløpne tid fra utskytningen (hastighets-avhengig) og den avfølte høyde (lufttetthet-avhengig). Akselerasjonen detekteres av styreplanakselerometeret 44,. og vinkelhastigheten av den pitch-dreining som frembringes av pitch-styringen 42, avføles av dreievinkelføleren 46. Den omvendte fysiske orientering av styreplan-akselerometeret frembringer et negativt tilbakekoblingssignal på linje 48, for summering med signalet fra akselerasjonsbe-grenseren på linje 41 i et summeringsorgan 50.

Utgangssignalet fra dette summeringsorgan utgjøres således av et udempet styresignal på linjen 52 for overføring til et ytterligere summeringsorgan 54, sojti er forbundet med dreievinkelføleren 46. Utgangssignalet fra denne føler på linjen 49 summeres således med det udempede styresignal på linjen 52 i summeringsorganet 54, således at det frembringes et dempet styresignal på linjen 56. Dette dempede styresignal overføres på linjen 56 til styresystemets driv-_ anordning 62. I den foretrukkede utførelse omfatter driv- anordningen 62 en servo-mekanisme 18 som er mekanisk forbundet med dreievinkelstyringen 42, som foreligger i form av andevinger 14 med styreflater anordnet for variabel skråstilling. Et signal tilsvarende den skråvinkel som styreflatene 14 har antatt, utledes fra dreievinkelstyringen 42 og avgis over linje 64 til en styresignalbegrenser 66. Styreflåtenes innstilling har naturligvis mekaniske grenser. Utgangssignalet fra styresignalbegrenseren på linjen 68 begrenser imidlertid drivanordningens drivkraft, således at vinkelstillinger av styreflatene utenfor disse grenser ikke vil bli forsøkt frembragt.

Det' skal nu henvises til figurene 6a - 6g, hvor det skjematisk er vist kurver for visse parametere for styreflater og signaler i henhold til oppfinnelsen under en typisk fluktmanøvrering. For å lette beskrivelsen av disse dia-grammer, antas det at flyvelegemet befinner seg i en horisontal flyvebane og at et ordregivende føringssignal til-føres autopilot-systemet for å frembringe en korreksjon i retning vertikalt oppover i forhold til jord-referansen. Fig. 6b viser flyvelegemets rullestilling i forhold til jorden. Punkt 72 på den angitte kurve representerer styreplanet i vertikal stilling med styreplanets øvre avsnitt i forhold til flyvelegemet tilsvarende jord-referansens retning vertikalt oppover. Punktet 74 tilsvarer også styreplanet i vertikal stilling, men med flyvelegemets vertikalretning vinkelforskjøvet 180° fra jord-referansens vertikalretning. Den viste rulletakt tilsvarer 10 omdreininger pr. sekund.

Det innkommende kommando- eller føringssignal i fig. 6a søker å bringe flyvelegemet til en stigningsvinkel oppover fra den horisontale flyvebane. Det bør bemerkes at kurven 76 har en en syklisk variasjon på 10 Hertz, tilsvarende rulletakten, samt har maksimalpunkter 78 tilsvarende en orientering av styreplanet vertikalt oppover. Som det vil fremgå mer fullstendig av fig. 5, innstilles styreflåtenes vinkelstilling, som er angitt i fig. 6f, av en kombinasjon av det ordregivende føringssignal, akselerometersignalet og signalet fra dreievinkelføleren. I det viste eksempel er pitch-dreiningen og akselerasjonen lik 0 til å begynne med. Den innledende positive topp i kommando- eller føringssig-nalet 78 frembringer derfor en høy innledende positiv skråstilling eller innfallsvinkel i styresystemet 14, slik det er angitt ved punktet 80 på kurven 82 for styrevingenes vinkelstilling. Denne innledende vinkelstilling av styresystemet frembringer en tilsvarende akselerasjon i styreplanet. Fig. 6g viser denne akselerasjon i styreplanet ved kurven 98. Det vil bemerkes at akselerasjonen bygger seg opp fra nullverdien til en maksimalverdi i løpet av omtrent 2 omdreininger av flyvelegemet. Akselerasjonssignalet har samme frekvens, men motsatt fase sammenlignet med det innkommende kommandosignal. Når disse signaler summeres i summeringsorganet 50, vil følgelig de udempede skråstillin-ger av styreflatene gradvis bli redusert, slik det vil fremgå av den avtagende amplityde av kurven 82 under ytterligere omdreininger av flyvelegemet. Dreievinkelfølérens utgangssignal, som er vist i fig. 6e, er også ansvarlig for den nevnte dempning eller reduserte utgangssignal til styreflatene. Den høye innledende pitch-dreining som angis ved kurven. 86, skriver seg fra den store skråvinkel av styreflatene til å begynne med. " Med tiden vil imidlertid utgangssignalet fra dreievinkelføleren redusere det udempede styresignal og frembringe en stabilisert pitch-dreining slik det er antydet ved avsnittet 88 av kurven 86.

Da styreflåtenes bevegelser er tidsstyrt til å tilsvare den stilling av styreplanet som sammenfaller med dreieretningen mot den tilsiktede flyvebane (vertikalt oppover), vil det foreligge en akselerasjon av flyvelegemet i jord-referansens retning oppover, slik som angitt i fig. 6c ved kurven 90. Det vil bemerkes at kurven når et maksimalt nivå i løpet av omtrent 1 og 1/2 omdreining og bibeholder dette nivå under hele varigheten av styreprosessens utførelse med meget lite oversving. Den tilsvarende kurve 92 i fig. 6d for jord-referansens horisontale plan, viser at praktisk talt all akselerasjon finner sted i retning av den tilsiktede forandring av flyvebanen. Når det innkommende kommandosignal avsluttes, slik som vist ved punktet 94 i fig. 6a, foretas en vingeinnstillingsprosess hovedsakelig motsatt den som ble foretatt ved kommandosignalets begynnelse. Denne varierende innstilling av styrevingenes skråstilling er vist i fig. 6f ved avsnitt 84 av kurven 82. Det vil bemerkes at det maksimale signalnivå nu tilsvarer den omvendte stilling av styreplanet, og derfor frembringer pitch-dreining tilbake mot den opprinnelige flyveretning. Etter at det innkommende kommandosignal er avsluttet, vil vingenes skråstilling nesten utelukkende være en funksjon av akselerasjonssignalet 98, som tilsvarer statisk stabilitet og er av samme art som det anvendte signal ved styring i åpen sløyfe for å bibeholde konstant flyvestilling i fra-vær av et styresignal. Avsnittet 95 av signalet 85 i fig. 6e viser dreievinkelfølernes reaksjon på motsatt vinkelhastighet. Summeringsorganet 54 sørger for å øke akselerasjonssignalet i denne del av styreprosessen, for derved å frembringe en dempning av fen vingeinnstilling- som det gis ordre om, for således å forhindre oversving. Det vil bemerkes at bare et ubetydelig oversving foreligger ved den vertikale akselerasjon, slik som angitt ved kurveavsnittet 96 i fig. 6c. Skråstillingen av vingene og flyvelegemets pitch-dreining dempes ut over de nærmest påfølgende 5 omdreininger og når nullverdien ved omtrent samme tidspunkt, hvilket innebærer at flyvelegemet vender tilbake til stabil flukt med en angrepsvinkel lik 0.

Claims (8)

1. Autopilot for et tilsiktet kontinuerlig rullende flyvelegeme og med en styreanordning som omfatter en styrekrets med akselerometerutstyr samt styringsorganer for å frembringe pitch-dreining av flyvelegemet i et gitt styreplan som reaksjon på et pitch-bestemmende førings-signal som tilføres styrekretsen,karakterisert vedat akselerometerut-styret (22) er innrettet og anordnet i flyvelegemet (10) for utelukkende å avføle akselerasjon på tvers av flyvelegemets lengdakse i nevnte styreplan (20), som følger med legemets kontinuerlige rullebevegelse, samt for å avgi akselerasjonssignaler tilsvarende den avfølte akselerasjon som funksjon av flyvelegemets rullevinkel , mens styrekretsen inneholder et summeringsorgan (50) for summering av akselerasjonssignalet som negativt tilbakekoblihgs-signal til føringssignalet for derved å danne et styresignal som tilføres styringsorganene (62) for å frembringe nevnte pitch-dreining av flyvelegemet i samsvar med styresignalet.

2. Autopilot som angitt i krav 1,karakterisert vedat den videre omfatter en dreievinkelføler (24) montert i flyvelegeme (10) for avføling av pitch-dreiningens vinkelhastighet som en funksjon av flyvelegemets orientering i styreplanet og innrettet for å frembringe et utgangssignal tilsvarende den avfølte vinkelhastighet, samt et ytterligere summeringsorgan (54) i styrekretsen for summering av følerens utgangssignal til styresignalet på sådan måte at det dannes et dempet styresignal.

3. Autopilot som angitt i krav 1 eller 2,karakterisert vedat akselerometerut-styret (22) omfatter akselerasjonsfølere av elektronisk faststoffmaterial.

4. Autopilot som angitt i krav 1-3,karakterisert vedat akselerometerut-styret omfatter minst en akselerasjonsføler i brokobling..

5. Autopilot som angitt i krav 1-4, karakt' erisert ved at styringsorganene (62) omfatter en servomotor (18) og styreflater (14) med variabel skråstilling.

6. Autopilot som angitt i krav 5,karakterisert vedat styreflatene omfatter andevinger (14) av plan delta-form.

7. Autopilot som angitt i krav 2,karakterisert vedat dreievinkelføleren (24) omfatter et følerorgan (26) som reagerer på en syklisk varierende dreiningsvinkelhastighet.

8. Autopilot som angitt i krav 7,karakterisert vedat dreievinkelføleren (24) omfatter en stabilisatorinnretning for stabilisering av føleren under flyvelegemets rulling.