NO158128B - Manoevreringsanordning for fly. - Google Patents

Description

Den foreliggende oppfinnelse vedrører et manøvreringskraft-gradientsystem for opprettelse av en positiv manøvreringskraft-gradient på pitch-regulatoren i et fly med stillbare, aerodynamiske flater hvis stilling påvirkes av pitch-regulatoren.

Oppfinnelsen vedrører også et manøvreringskraft-gradient-system som er anordnet for drift i tilknytning til et automatisk flystyresystem med en pitchkanal for opprettholdelse av hellingsstillingen i lengderetning, hvor pitchkanalen omfatter en pitch-føler for frembringelse av et pitchsignal, en integrator, forbundet med pitchføleren, for frembringelse av et pitchkanal-utgangssignal ved integrering av pitchsignalet, og en regulator som er forbundet med integratoren og som, basert på pitchkanalens utgangssignal,

kan bringes i funksjon for å endre flyets hellingsstilling ved å påvirke stillingen av de stillbare, aerodynamiske flater, og hvor integratoren kan bringes i hold-stilling av et hold-signal.

Dessuten vedrører oppfinnelsen en fremgangsmåte ved kontrollering av et fly som heller oppad i sin lengderetning i en sving,

og som innbefatter en regulator som kan bringes i funksjon for å påvirke stillingene av stillbare, aerodynamiske flater, for regulering av flyets hellingsstilling ved opprettelse, for pilotens pitch-regulator, av en positiv manøvreringskraft-gradient som angir rollvinkelstørrelsen.

Et flys pitch- og roll-stilling bestemmes av bevegelsen og stillingen av styreanordningen som regulerer stillingen av aerodynamiske flater. Roll-stillingen om en langsgående tverrakse bestemmes av en roll-regulator. Kursretningen (om en gireakse) og løftet (ved utnyttelse av klaffer og bevegelseshastighet hos et fly og ved kollektiv samvirkning hos et helikopter) reguleres likeledes av styreanordninger, hvis funksjon imidlertid er uten betydning for den etterfølgende beskrivelse.

Innvirkningen av manøvreringskraft-gradienter i tilknytning til helikopter-styreanordninger er beskrevet i det etterfølgende, men prinsippene har gyldighet for manøvreringskraft-gradienter i andre fly, eksempelvis fly med faste vinger.

Helikopterets stilling styres ved hjelp av en cyklisk regulator (spak). Spaken er bevegelig i to akseretninger, og fungerer både som pitch- og roll-regulator. Ved bevegelse og innstilling av spaken i langsgående retning (dvs. pitch-regulering) bestemmes helikopterets hellingsstilling (nesen ned eller nesen opp). Ved bevegelse og innstilling av spaken i tversgående retning (dvs. roll-regulering) bestemmes helikopterets roll-stilling (kreng-ningsvinkel), målt i forhold til horisontalflukt. Ved kombinering av langsgående og tversgående spakbevegelser påvirkes hovedrotorbladets stigning (bladstigningen må ikke forveksles med pitch-regulering, pitch-stilling eller pitch-akse) for stillingskon-trollering. Rotorbladene danner innstillbare, aerodynamiske flater.

Spaken kan motta inngangseffekt fra piloten (manuell styring) eller fra et automatisk flystyresystem. I forbindelse med flygestillinqen vil et automatisk flystyresystem spore stillings-forandringer og bevirke at stillingen opprettholdes. Dette automatisk yttersløyfe-styresystem foretar stillingskorrigeringer ved automatisk forflytning av spaken. Pitch-stillingen blir f.eks. korrigert ved at spaken forskyves av en regulator for trimming i langsgående retning.

Et automatisk innersløyfe-styresystem foretar likeledes stillingskorrigeringer. Dette foregår imidlertid ved direkte påvirkning av de innstillbare, aerodynamiske flater, uten at spaken beveges. Pitch-stillingskorrigeringer utføres således ved automatisk endring av hovedrotorbladets stigning ved hjelp av en serie-styreinnretning, eksempelvis et stigningsinnstillingsorgan, som er innkoplet mellom spaken og hovedrotoren.

Helikopterets manøvreringsegenskaper bedømmes etter hvor lett og nøyaktig en ønsket flygebane kan følges. For å manøvrere nøyaktig, må en pilot kunne samordne sine spakbevegelser med helikopterets reaksjon. Dette oppnås på grunnlag av informasjo-ner, såsom belastningsfaktorer som utøves mot pilotens kropp (g-reaksjon), visuelle observasjoner samt styrespakkrefter og

-bevegelser.

I noen helikoptre kan skrogets tyngdepunkt, under visse belastningsforhold, forflyttes til en posisjon bakenfor løftsen-teret. En følge av en slik akterlig tyngdepunktsplassering er at helikopteret får tendens til å helle oppad (dvs. dreie nesen oppad fra marsjfartstillingen) i en sving, særlig en skarp sving (med roll-vinkel over 30°). For å motvirke denne tendens må piloten derfor skyve spaken forover. Fly har hittil hatt tendens til å helle med nesen ned under en svingmanøver, og dette indikerer at piloten må trekke spaken bakover (spaken bakover =

nesen opp). Under svinging er det ønskelig å opprettholde pitch-stillingen med flynesen mot eller nesten mot horisonten. Omfat-ningen av den "spaken bakover" bevegelse som kreves for opprettholdelse av den ønskete pitch-stilling, gir piloten en indikasjon på hvor skarp svingen er. Med en positiv manøvreringskraft-gradient, definert som "spaken bakover", under en dreining, vil et helikopters tilbøyelighet til å helle oppad i en sving resul-tere i en negativ (ustabil) manøvreringskraft-gradient. Dette er en uønsket manøvreringsegenskap hos fly, og tvinger piloten til å føre spaken på en unaturlig måte og lar sin oppmerksomhet avledes fra utsiden av cockpiten og til instrumentene, for å bestemme graden av svinging og opprettholde den ønskete pitch-stilling.

Automatiske flystyresystemer (AFCS) av den type som er

kjent fra US-patentskrifter 4.067.517, 4.270.168 og 4.382.283 fungerer for opprettholdelse av fluktparametre (f.eks. pitch-stillingen). De forskjellige økninger og etterslep i et AFCS er optimert for rettlinjet og horisontal fluktstabilitet og begrenser systemets evne til å reagere effektivt under manøvrering. Et system som er omtalt i US-patentskrift 4.12 7.24 5, avgir innersløyfe-stigningskommandoer basert på stigningsgradendringer, for å tvinge helikopternesen nedad slik at piloten kan motta en g-reaksjons-informasjon i en sving.

Oppfinnelsens hovedformål er derfor at piloten skal bibrin-ges et behov for å trekke manøvreringsspaken bakover under skarp svingbevegelse, ved at det frembringes et spaksignal som er proporsjonalt med svingens skarphetsgrad. Spaksignalet med tilknyttet g-reaksjonssignal er ment å minske pilotens arbeidsbyrde og derved øke helikopterstabiliteten.

Manøvreringskraft-gradientsystem for opprettelse av en positiv manøvreringskraft-gradient på pitch-regulatoren i et fly ifølge oppfinnelsen er kjennetegnet ved at det omfatter en regulator for påvirkning av stillingene av de stillbare, aerodynamiske flater i avhengighet av et kommandosignal, en rollvinkelføler for frembringelse av et rollvinkelsignal som angir flyets rollvinkel, målt i forhold til horisontalvinge-flukt, og reguleringsorganer som er forbundet med rollvinkelføleren og styres av rollvinkelsignaler, og som er forbundet med regulatoren for overføring av kommandosignalet, som en funksjon av rollvinkelsignalet, til regulatoren som derved vil påvirke de stillbare, aerodynamiske flater for regulering av flyets pitch-stilling, basert på flyets rollvinkel i en sving.

Ved en foretrukket utførelse er reguleringsorganene er i funksjon for frembringelse av kommandosignalet bare når rollvinkelsignalet indikerer en rollvinkel som overstiger en forutbestemt terskelverdi og derved angir en skarp sving.

Ifølge en foretrukket utførelse omfatter systemet en roll-regulator og en følsom kraftomformer for sporing av inngangs-krefter, over en terskelverdi, fra piloten til rollregulatoren og som i funksjon vil frembringe et terskelverdisignal når kraften mot rollregulatoren overstiger terskelverdien, og at organene er forbundet med kraftomformeren, for avføling av terskelverdisignalet, og bringes i funksjon, for frembringelse av kommandosignalet, bare etter avføling av terskelverdisignalet.

Regulatoren kan videre være forbundet med pitch-regulatoren og vil, i funksjon, styre stillingene av de stillbare, aerodynamiske flater, ved å påvirke pitch-regulatoren. Videre er kommandosignalet tilstrekkelig til å bevirke at regulatoren bringer flyet i en hellingsstilling med nesen ned, når rollvinkelsignalet indikerer en rollvinkel som overstiger en forutbestemt terskelverdi og derved angir en skarp sving.

Manøvreringskraft-gradientsystemet som er anordnet for drift i tilknytning til et automatisk flystyresystem er kjennetegnet ved at det omfatter en rollvinkelføler for frembringelse av et rollvinkelsignal som angir flyets rollvinkel, målt i forhold til hori-sontalvingeflukt, flerfunksjons-reguleringsorganer som er forbundet med rollvinkelføleren og påvirkes i avhengighet av rollvinkelsignalet, og som er forbundet med regulatoren og med integratoren, for å avgi det hold-signal som bringer integratoren i hold-stilling, basert på rollvinkelsignalet, og for overføring av kommandosignalet som en funksjon av rollvinkelsignalet, og at regulatoren kan bringes i funksjon, grunnet kommandosignalet, for regulering aV flyets hellingsstilling på grunnlag av rollvinkelen i en sving.

Fremgangsmåten til kontrollering av et fly er kjennetegnet ved at regulatoren bringes automatisk til å regulere flyets hellingsstilling med nesen ned, som er en funksjon av rollvinkelen, og at pitchregulatoren føres bakover for å motvirke flyets helling med nesen ned og for å regulere flyets hellingsstilling, idet om-fatningen av pitch-regulatorens nødvendige bakutbevegelse for endring av flyets stilling med nesen ned til en ønsket hellingsstilling, gir piloten en indikasjon på rollvinkelstørrelsen.

Oppfinnelsen er i det etterfølgende hovedsakelig beskrevet som anvendt i tilknytning til et eksisterende yttersløyfe-flystyresystem. Den kan imidlertid finne anvendelse med eller uten et automatisk flystyresystem, i en innersløyfe- eller yttersløyfe-modus.

Oppfinnelsen vil bli nærmere beskrevet i det etterfølgende under henvisning til de medfølgende tegninger, hvori: Fig. 1 viser et forenklet, skjematisk blokkdiagram av manøvreringskraft-gradientsystemet med tilhørende automatisk flystyresystem. Fig. 2 viser et forenklet, logisk strømbaneskjerna for en delrutine i en digitalcomputer for opprettelse av manøvrerings-kraf t-gradientsystemet ifølge oppfinnelsen.

Det er i fig. 1 vist et forenklet, automatisk flystyresystem (AFCS) 101 med begrenset ytelsesgrad, av type som tidligere beskrevet i US-patentskrift 4.382.283. Dette AFCS 101 omfatter en pitch-føler 14 som sender et proporsjonalt feilsignal gjennom en ledning 17 til en summerer 20. En integrator 15 som reagerer på feilsignalet gjennom ledningen 17, sender et integrert signal gjennom en ledning 19 til summereren 20.

Da det integrerte signal på ledningen 19 vanligvis vil

øke sprangløst i nærvær av et stort feilsignal, blir det i integratoren 15 frembrakt et "hold"-inngangssignal, tilgjengelig

gjennom en ledning 18, for å hindre at et stort feilsignal (trimmingskommando) skal drive integratoren under en sving mot trimming (det automatiske flystyresystem er "på").

Signalet på ledningen 17 blir fortrinnsvis opprettholdt

for å eliminere diskontinuiteter i overgangen mellom manøver-

og autopilotstyring. Manøvreringskraft-gradientsystemet er i funksjon under en sving mot trimming og kan, ved å betjenes, innstille integratoren 15 på "hold", som beskrevet i det etter-følgende.

Summereren 2 0 frembringer et pitchkanal-utgangssignal på

en ledning 21. Pitchkanal-utgangssignalet summeres ved en summerer 24 med et kommandosignal på en ledning 25 (beskrevet i det etterfølgende) for å avgi et styreutgangssignal på en ledning 26 til en drivmekanisme, f.eks. en anordning 27 for trimming i langsgående retning. Lengderetnings-trimmingsanordningen 27 beveges og overfører kraft gjennom en elastisk kopling, eksempelvis en fjær 28, som i frigjort tilstand vil forskyve en spak 50 i langsgående retning, forover eller bakover. Dette er kjent som et "yttersløyfe"-system og tjener for opprettholdelse av pitch-stillingen ved automatiske, langsgående bevegelser av spaken 50 i avhengighet av sporete stillingsendringer.

Piloten kan forflytte spaken 50 i langsgående retning,

for enten å supplere eller å motvirke den automatiske bevegelse av spaken 50, som forårsakes av lengderetnings-trimmingsanordningen 27, og fjæren 28 vil i så fall enten utstrekkes eller sammentrykkes og det vil merkes en kraft proporsjonal med fjær-gradienten. Langsgående og.tversgående bevegelser av spaken 50 kombineres i en blander 52.og påvirker bladstigningen hos helikopterets hovedrotor 55, gjennom blanderen 52, servoinnretninger 53 og en skjermplate 54, for styring både i langsgående og tversgående retning. Innersløyfen 56 regulerer bladstigningen direkte, uten at spaken 50 beveges, i motsetning til yttersløyfeanordnin-gen 27 for trimming i langsgående retning, som påvirker bladstigningen ved bevegelse av spaken 50. Spaken 50 virker gjennom inner-sløyfen 56. Ved langsgående bevegelse av spaken 50 henholdsvis bakover og forover kan helikopterets nesen opp-/nesen ned-stilling kontrolleres, og ved tversgående bevegelse av spaken 50 styres helikopterets roll-stilling i vinkler som er målt i forhold til nominell "horisontalvinge"-flukt.

For å innlede en sving utøver piloten en siderettet kraft mot spaken 50. Piloten eller AFCS 101 kan samtidig regulere helikopterets giring, gjennom en giringskanal (ikke vist), for gjen-nomføring av en koordinert sving.

I en manuell sving mot trimming er pitchkanal-utgangen

på ledningen 21 liten, da AFCS 101 er optimert for autopilotfunk-sjonen, og er utilstrekkelig for opprettelse av en positiv manøv-reringskraf t-gradient . Pitchkanalens utgangssignal på ledningen 21 blir derfor forsterket ved den foreliggende oppfinnelse. Den tversgående kraft som utøves av piloten mot spaken 50, avføles av en krafttransduktor 38 gjennom en leddmekanisme 51. Et terskelverdisignal for sidekraften mot spaken frembringes på en ledning 39 når sidekraften mot spaken 50 er lik eller overstiger 9 N. Denne terskelverdi på 9 N er valgt som en nominell indikator

for tilsiktet overføring av inngangskraft fra piloten.

Helikopterets rollvinkel avføles av rollvinkelføleren 11 som på en ledning 12 frembringer et rollvinkelsignal som angir helikopterets rollvinkel, målt i forhold til horisontalvinge-flukt. Rollvinkelsignalets størrelsesorden bestemmes av en abso-lutt krets 30, og utgår til en ledning 31 for å jevnføres ved hjelp av en komparator 37 med en 30°-referanse 36. Dersom stør-relsen av rollvinkelen er lik eller overstiger 30°, vil det på

en ledning 22 frembringes et signal som, i tilknytning til terskelverdisignalet for spakesidekraften på ledningen 39, vil betjene en og-krets 33 og derved fremkalle et utgangssignal på

en ledning 18. Utgangssignalet på ledningen 18 vil bringe integratoren 15 i "hold"-stillingen samt betjene en bryter 32. Ved lukking av bryteren 32 vil rollvinkelsignalet fra ledningen 31 overføres gjennom en ledning 34 til en summerer 35, hvor et 30°-referansesignal 36 subtraheres fra rollvinkelsignalet. Det vil derved på en ledning 40 frembringes et signal som angir rollvinkelens størrelse over 30°. Signalet på ledningen 40 forsterkes av en forsterker 41 med en forsterkningsgrad lik K og en "etterslep inn"/"etterslep ut"-egenskap som illustreres ved TS+1

(S er Laplace-operatoren). Tidskonstanten (T) er slik valgt at det oppnås en myk overgang, når manøvreringskraft-gradienten fases inn og ut. Det etterslepende utgangssignal på en ledning 42 fra forsterkeren 41 begrenses av en begrenser 43 til en verdi som ikke overstiger 30% (nominelt, som angitt av referansen 45)

av spakens 50 totale, langsgående bevegelse. Det vil derved på en ledning 25 frembringes et kommandosignal av begrenset auto-ritet, som er en funksjon av (eksempelvis direkte proporsjonal med) rollvinkelens størrelse over 30°.

Kommandosignalet vil gjennom summereren 24 skaffe hoved-effekten for opprettelse av reguleringsutgangssignalet på en ledning 26. Pitchkanalens utgangssignal er meget svakt i forbindelse med "hold", og adderes til kommandosignalet ved summereren 24. Dersom spakens 50 bevegelse i langsgående retning ikke hind-res under en manuell sving, er størrelsen av kontrollutgangssig-nalet tilstrekkelig til å bevirke at lengderetnings-trimmingsanordningen 27 beveger spaken 50 forover slik at helikopternesen skyves nedad. I en manuell sving vil imidlertid piloten motarbei-de bevegelsen av spaken 50, for å opprettholde den ønskete pitch-stilling. Idet piloten motvirker den automatiske fremadbevegelse av spaken 50, vil den fjærende drivkraft fra fjæren 28 merkes i proporsjon til roll-vinkelen, fordi den fjærende drivkraft mot lengderetnings-trimmingsanordningen 27 øker proporsjonalt med (er en funksjon av) kommandosignalet som i sin tur øker som en funksjon av krengningsvinkelen. Det opprettes derved en positiv manøvreringskraft-gradient som indikerer nødvendigheten av å trekke spaken 50 bakover i en sving, og det opprettes en gra-dient av den proporsjonale, automatiske spakkraft. Den informa-sjon vedrørende krengningsvinkelen som piloten oppfatter ved hjelp av dette system, er særlig viktig for gjennomføring av en koordinert sving, fordi en krengningsmanøver i overkant av 30° vanligvis gjennomføres manuelt istedenfor med instrumenter. Når manøvreringskraft-gradientsystemet 101 er i funksjon, er kommandosignalet på ledningen 25 fra manøverkraft-gradientsys-temet 101 betydelig større enn pitchkanalens utgangssignal. Virk-ningen av pitchkanalens utgangssignal er derfor ubetydelig, og styreutgangssignalet er tilstrekkelig til å holde nesen nede med mindre piloten trekker spaken bakover. Piloten vil selvsagt stoppe den automatiske, fremadgående bevegelse av spaken 50 innen helikopterstillingen med nesen ned er oppnådd, for derved å opprettholde den ønskete pitch-stilling i en sving. Den fjærende drivkraft fra lengderetnings-trimmingsanordningen 27 vil av piloten merkes som en funksjon av krengningsvinkelen.

Det bør bemerkes at ytterligere parametre vil kunne avføles og anvendes for regulering av den langsgående bevegelse av spaken 50 og den hellingsgrad med nesen ned som fremkalles, for å gi

piloten en mer nøyaktig indikasjon på helikopterbelastningen.

Det er fastslått at dette beskrevne system vil gi en enkel, på-litelig og tilfredsstillende løsning av problemet i forbindelse med den negative manøvreringskraft-gradient.

I den beskrevne versjon kommer oppfinnelsen til anvendelse

i samvirkning med et eksisterende, automatisk flystyresystem 101. Dette automatiske flystyresystem 101 innbefatter lengderetnings-trimmingsanordningen 27 og fjæren 28 som utnyttes av manøv-reringskraf t-gradientsystemet . Dersom piloten under sterk roll trykker på en utløserknapp for lengderetningstrimming vil manøv-reringskraf t-gradientsystemet utkoples, fordi lengderetnings-trimmingsanordningen 27 og fjæren 28 vil følge spaken 50 istedenfor å bevege denne. Når oppfinnelsen skal anvendes separat, må lengderetnings-trimmingsanordningen 27 og fjæren 28, eller andre, egnete midler for automatisk og fjærende bevegelse av spaken 50, proporsjonalt med et styreutgangssignal, være anordnet.

Videre kan summereren 24 utelates, og i så fall vil kommandosignalet tjene som styreutgangssignal.

Oppfinnelsen kan anvendes med en serie- (innersløyfe-)driv-anordning, slik at helikopternesen kan tvinges nedad uten auto-mat isk-fremadgående bevegelse av spaken 50. Dette vil bare gi piloten et g-reaksjonssignal men vil likevel minne ham om å trek-

ke spaken 50 bakover, for å opprettholde den ønskete pitch-stilling og derved opprette en ønskelig, positiv manøvreringskraft-gradient.

Funksjonen hos manøvreringskraft-gradientsystemet som er

vist i fig. 1, kan ifølge den foreliggende oppfinnelse gjennom-føres digitalt. Fig. 2 viser en delrutine ved manøvreringskraft-gradientsystemet, som er tilgjengelig gjennom en inngangsport 60 og hvori det første trinn 61 omfatter tilbakestilling av

flaggene for rollvinkel og spaksidekraft. I en etterfølgende test 62 blir den siderettede kraft som overføres av piloten til spaken, jevnført med 9 N (mot venstre eller høyre som angitt ved absoluttverdistreker). Dersom kraften ikke er lik med eller overstiger 9 N, .nullstilles A (kommandosignalet) i et trinn 63 , :.. r. hvoretter rutinen fortsetter til et trinn 68 (som er beskrevet i det nedenstående). Dersom sidekraften mot spaken er 9 N eller

mer, jevnføres rollvinkelens størrelse (målt i forhold til hori-sontalvingeflukt) i en kontrollanordning 64. Dersom rollvinkelens størrelse ikke er 30° eller mer, fortsetter rutinen til trinnet 63 (som beskrevet i det ovenstående). Dersom rollvinkelstørrelsen er 30° eller mer, blir det automatiske flystyresystems pitch/ lufthastighetsintegrator innstilt for "hold" i et trinn 66. I

et trinn 67 blir deretter A innstilt for rollvinkelens overskytende størrelse over 30°. Under fortsettelsen av rutinen til et trinn 68 vil A enten være lik null (trinn 63) eller lik rollvinkelens overskytende størrelse over 30° (trinn 67). I trinnet 68 frembringes et etterslepende kommandosignal (LAG) på i og for seg kjent måte. LAG som opprinnelig er lik null, vil nærme seg verdien av A, basert på TAUPR som er en eksponentialtidskon-stantoperator. Dette særtrekk er kjent. Det etterslepende kommandosignal (LAG) forsterkes i et trinn 69 med forsterkningsgra-den K, hvorved det fremkommer et kommandosignal A. (Digitalfunk-sjonene som oppnås ved trinnene 68 og 69 ifølge fig. 2, er analoge med funksjonene som oppnås i forsterkeren 41 ifølge fig.

1). I en kontrollanordning 70 blir kommandosignalet A jevnført

med 30% av spakens totale bevegelsesstrekning i langsgående retning. Dersom kommandosignalet ikke overstiger 30% av bevegelses-strekningen i langsgående retning, blir det i et trinn 72 addert til pitchkanalens utgangssignal, hvorved det frembringes et regu-lerings-utgangssignal. Dersom kommandosignalet overstiger 30%

av spakbevegelsen i langsgående retning, blir det begrenset til 30% i et trinn 71, og deretter addert til pitchkanalens utgangssignal (proporsjonalt, ikke integrert) i trinnet 72. Kommandosignalet A i trinnet 72 motsvarer kommandosignalet på ledningen 25 ifølge fig. 1. Delrutinen utgår i trinnet 73.

Digitalfunksjonen som er angitt ved det forenklete strøm-baneskjerna ifølge fig. 2, har på vellykket måte kommet til anvendelse i en enkeltcomputer av type som kjent fra US-patent-skrif t 4.270.168. Oppfinnelsen er egnet for anvendelse i ulike andre analog- og digitalformer, og kan benyttes i simpleksdator-systemer eller multipeldatorsystemer som er anordnet på mange forskjellige måter, under utnyttelse av generelt kjente program-meringsmetoder eller i en bestemt digitalinnretning.

Claims (7)

1. Manøvreringskraft-gradientsystem for opprettelse av en positiv manøvreringskraft-gradient på pitch-regulatoren i et fly med stillbare, aerodynamiske flater hvis stilling påvirkes av pitch-regulatoren, karakterisert ved at det omfatter en regulator (27) for påvirkning av stillingene av de stillbare, aerodynamiske flater (55) i avhengighet av et kommandosignal (25), en rollvinkelføler (11) for frembringelse av et rollvinkelsignal som angir flyets rollvinkel, målt i forhold til horisontalvinge-flukt, og reguleringsorganer (30,33, 36,37,41,43) som er forbundet med rollvinkelføleren (11) og styres av rollvinkelsignaler, og som er forbundet med regulatoren (27) for overføring av kommandosignalet, som en funksjon av rollvinkelsignalet, til regulatoren (27) som derved vil påvirke de stillbare, aerodynamiske flater (55) for regulering av flyets pitch-stilling, basert på flyets rollvinkel i en sving.

2. Manøvreringskraft-gradientsystem i samsvar med krav 1, karakterisert ved at reguleringsorganene (30, 33,36,37,41,43) er i funksjon for frembringelse av kommandosignalet (25) bare når rollvinkelsignalet indikerer en rollvinkel som overstiger en forutbestemt terskelverdi og derved angir en skarp sving.

3. Manøvreringskraft-gradientsystem i samsvar med krav 1, karakterisert ved at det omfatter en roll-regulator og en følsom kraftomformer (38) for sporing av inn-gangskrefter, over en terskelverdi (36), fra piloten til rollregulatoren og som i funksjon vil frembringe et terskelverdisignal når kraften mot rollregulatoren overstiger terskelverdien, og at organene (30,33,36,37,41,43) er forbundet med kraftomformeren (38), for avføling av terskelverdisignalet, og bringes i funksjon, for frembringelse av kommandosignalet, bare etter avføling av terskelverdisignalet.

4. Manøvreringskraft-gradientsystem i samsvar med krav 1, karakterisert ved at regulatoren (27) er forbundet med pitch-regulatoren (50) og vil, i funksjon, styre stillingene av de stillbare, aerodynamiske flater (55), ved å påvirke pitch-regulatoren.

5. Manøvreringskraft-gradientsystem i samsvar med krav 1, karakterisert ved at kommandosignalet er tilstrekkelig til å bevirke at regulatoren (27) bringer flyet i en hellingsstilling med nesen ned, når rollvinkelsignalet indikerer en rollvinkel som overstiger en forutbestemt terskelverdi og derved angir en skarp sving.

6. Manøvreringskraft-gradientsystem som er anordnet for drift i tilknytning til et automatisk flystyresystem (101) med en pitchkanal for opprettholdelse av hellingsstillingen i lengderetning, hvor pitchkanalen omfatter en pitchføler (14) for frembringelse av et pitchsignal, en integrator (15), forbundet med pitchføleren, for frembringelse av et pitchkanal-utgangssignal (21) ved integrering av pitchsignalet, og en regulator (27) som er forbundet med integratoren og som, basert på pitchkanalens utgangssignal, kan bringes i funksjon for å endre flyets hellingsstilling ved å påvirke stillingen av de stillbare, aerodynamiske flater, og hvor integratoren kan bringes i hold-stilling av et hold-signal, karakterisert ved at systemet omfatter en roll-vinkelf øler (11) for frembringelse av et rollvinkelsignal som angir flyets rollvinkel, målt i forhold til horisontalvinge-flukt, flerfunksjons-reguleringsorganer (30,33,36,37,41,43) som er forbundet med rollvinkelføleren (11) og påvirkes i avhengighet av rollvinkelsignalet, og som er forbundet med regulatoren (27) og med integratoren (15), for å avgi det hold-signal som bringer integratoren i hold-stilling, basert på rollvinkelsignalet, og for overføring av kommandosignalet (25) som en funksjon av rollvinkelsignalet, og at regulatoren (27) kan bringes i funksjon, grunnet kommandosignalet, for regulering av flyets hellingsstilling på grunnlag av rollvinkelen i en sving.

7. Fremgangsmåte ved kontrollering av et fly som heller oppad i sin lengderetning i en sving, og som innbefatter en regulator som kan bringes i funksjon for å påvirke stillingene av stillbare, aerodynamiske flater, for regulering av flyets hellingsstilling ved opprettelse, for pilotens pitch-regulator, av en positiv manøvreringskraft-gradient som angir rollvinkel-størrelsen, karakterisert ved at regulatoren bringes automatisk til å regulere flyets hellingsstilling med nesen ned, som er en funksjon av rollvinkelen, og at pitch-regulatoren føres bakover for å motvirke flyets helling med nesen ned og for å regulere flyets hellingsstilling, idet om-fatningen av pitch-regulatorens nødvendige bakutbevegelse for endring av flyets stilling med nesen ned til en ønsket hellingsstilling, gir piloten en indikasjon på rollvinkelstørrelsen.