-
Sicherheitsanordnung und automatisches Steuergerät für Flugzeuge Die
Erfindung bezieht. sich auf ein Steuersystem für Flugzeuge, insbesondere auf eine
Sicherheitsanordnung für derartige Systeme. Die Sicherheitsanordnung ist in jedem
Flugzeug verwendbar, welches mit einer Einrichtung zur Betätigung der Ruderfläche
oder -flächen ausgestattet ist, die das Flugzeug um eine besondere Achse in Abhängigkeit
von Signalen steuern, welche die Abweichung zwischen einem Sollwinkel und dem jeweiligen
Winkel messen, den eine Bezugslinie in dem Flugzeug um diese Achse mit einer durch
ein Kreiselgerät festgelegten Bezugsrichtung bildet. Sie ist besonders vorteilhaft
bei Flugzeugen, die mit einer automatischen Einrichtung zur Betätigung der Ruderfläche
oder -flächen in der obenerwähnten Weise ausgerüstet sind, und demgemäß wird die
Erfindung in Anwendung bei einem solchen System beschrieben.
-
Bei automatischen Flugzeugsteuerungen wird gewöhnlich eine Einrichtung
vorgesehen, durch welche das Flugzeug um drei Achsen gesteuert wird, so daß es selbsttätig
einen Sollwinkel der Querlage, einen Sollwinkel der Längslage und eine Sollrichtung
im Azimut einnimmt und beibehält.
-
Aus Sicherheitsgründen ist es wesentlich, daß ein automatisches Steuersystem
dem Flugzeug unter keinen Umständen Belastungen auferlegt, die die Sicherheitsgrenzen
der Beanspruchung überschreiten, und daß es außerdem niemals das Flugzeug in eine
gefährliche Fluglage bringt. Man kann verhindern, daß ein automatisches Steuersystem
dem Flugzeug gefährliche Belastungen auferlegt,
indem man die Energie
der zur Betätigung der verschiedenen Ruderflächen dienenden Servosysteme beschränkt.
Durch eine solche Beschränkung wird jedoch die Leistungsfähigkeit des Systems stark
herabgesetzt, und das System kann sogar unstabil werden. Ebenso könnte man verhindern,
daß das Steuersystem das Flugzeug in eine :gefährliche Eluglage bringt, indem man
den Regelbereich einschränkt, in welchem das System jede Ruderfläche betätigen kann.
Auch eine derartige Beschränkung könnte jedoch nur auf Kosten der Leistungsfähigkeit
und Stabilität des Steuersystems durchgeführt werden.
-
Die Erfindung bezweckt die Ausbildung einer Sicherheitsanordnung,
welche das automatische Steuersystem außer Tätigkeit setzt und dem Pilot die Übernahme
der Flugzeugsteuerung gestattet, sobald die auf das Flugzeug ausgeübte Belastung
einen vorbestimmten Wert überschreitet oder das Flugzeug seine Fluglage mit solcher
Geschwindigkeit ändert, daß bei Fortsetzung dieser Änderung das Flugzeug eine gefährliche
Fluglage erreichen würde.
-
Es sind bereits Einrichtungen vorgeschlagen worden, durch welche das
automatische Steuersystem von der Ruderfläche oder den Ruderflächen eines Flugzeugs
abgeschaltet wird, sobald die Neigung des Flugzeugs in bezug auf ein Kreiselgerät
einen übermäßigen Wert erreicht. Insbesondere sind in der britischen Patentschrift
543 482 automatische Einrichtungen für Flugzeuge bekannt, bei welchen ein Kreiselgerät
unter normalen Flugverhältnissen die Ruderfläche oder -flächen in Abhängigkeit von
der Flugzeugneigung in bezug auf' das Kreiselgerät steuert und Einrichtungen vorgesehen
sind, welche diese normale Steuerung unterbrechen, sobald die Flugzeugneigung einen
übermäßigen Wert erreicht. Ebenso wurden verschiedene Systeme vorgeschlagen, um
zu verhindern, daß das Steuersystem dem Flugzeug übermäßige Belastungen - auferlegt.
Bei solchen Systemen ist in dem Leitwerk jeder Ruderfläche eine Belastungsnormale
vorgesehen, durch welche die automatische Steuerung abgeschaltet wird, sobald die
auf die betreffende Ruderfläche ausgeübte Kraft eine Sicherheitsgrenze überschreitet.
-
Die Erfindung beruht auf dem Grundgedanken, daß; wenn das Flugzeug
eine gefährliche Fluglage erreicht, dies von der abnormen Änderungsgeschwindigkeit
seiner Neigung um seine Querachse oder Längsachse bzw. Hochachse herrührt. Das Erreichen
einer gefährlichen Fluglage kann :daher mit Hilfe von Winkelbeschleunigungsmessern
oder auf .die Änderungsgeschwindigkeit ansprechenden Kreiselgeräten vorweggenommen
werden; die so angeordnet sind, daß sie die Änderungsgeschwindigkeit der Längsneigung,
der Querneigung und ,des Flugzeugkurses feststellen. Da die gefährlichsten -Fluglagen
diejenigen sind, welche mit einer übermäßigen Änderungsgeschwindigkeit um die Querachse
und Längsachse einhergehen, genügt in vielen Anlagen die Anbringung von Beschleunigungsmessern,
welche die- Änderungsgeschwindigkeiten um diese Achsen messen.
-
Ein besonderes Merkmal Ader Erfindung beruht auf dem Grundgedanken,
daß die auf eine Ruderfläche des Flugzeugs einwirkende Belastung und somit die durch
die Betätigung dieser Ruderfläche ausgeübte Belastung des Flugzeugs von dem Produkt
der Flugzeuggeschwindigkeit und der Änderungsgeschwindigkeit der Fluglage um die
Achse, um welche diese Ruderfläche eine Steuerwirkung ausübt, abhängt. So ist die
Belastung der Hauptlenkflächen des Höhenruders proportional zu dem Produkt V X p,
wobei V die Flugzeuggeschwindigkeit und ö der Höhenwinkel ist. Ebenso läßt sich
zeigen, daß die Belastung der Querruderflächen proportional zu dem Produkt von Flugzeuggeschwindigkeit
und- Änderung der Querneigung ist.
-
Die Erfindung besteht in einer Sicherheitsanordnung für Flugzeuge,
welche mit Einrichtungen zur Betätigung der Ruderfläche oder -flächen ausgerüstet
ist, die das Flugzeug um eine besondere Achse in Abhängigkeit von Signalen steuern,
welche die Abweichung zwischen einem Sollwinkel und dem jeweiligen Winkel messen,
den eine Bezugslinie in dem Flugzeug um id'iese Achse mit einer, durch ein Kreiselgerät
festgelegten Bezugsrichtung bildet, wobei Einrichtungen vorgesehen sind, um die
Steuerung der Fläche oder Flächen in Abhängigkeit von dieser Abweichung zu verhindern,
sobald die Änderungsgeschwindigkeit des jeweiligen Winkels einen Sollwert der Änderungsgeschwindigkeit
überschreitet.
-
Nach einem besonderen Merkmal der Erfindung wird dieser Sollwert der
Änderungsgeschwindigkeit in Abhängigkeit von der Flugzeuggeschwindigkeit geändert,
und zwar vorzugsweise in einem proportionalen Verhältnis zu dieser. Auf diese Weise
ergibt sich eine Sicherheitsanordnung, welche die beiden oben angeführten Sicherheitserfordernisse
erfüllt, da sie verhindert, daß das Steuersystem das Flugzeug in eine gefährliche
Fluglage bringt, indem sie übermäßige Änderungsgeschwindigkeiten der Fluglage feststellt,
und da sie ferner verhindert, daß das Steuersystem das Flugzeug über seine Sicherheitsgrenze
der Beanspruchung belastet, indem sie die Geschwindigkeit der Lageänderung, bei
welcher die Abschalteinrichtung in Abhängigkeit von der Flugzeuggeschwindigkeit
in Tätigkeit tritt, ändert.
-
Unter gewissen Flugverhältnissen, z. B. wenn das Flugzeug sich zur
Landung anschickt, können Fluglagen, welche normalerweise als sicher gelten würden,
gefährlich sein. Nach einer besonderen Ausführungsform der Erfindung wird daher
der Sollwert der Änderungsgeschwindigkeit unter diesen Verhältnissen herabgesetzt,
so daß die Steuereinrichtung bei einer niedrigeren Geschwindigkeit der Lageänderung
abgeschaltet wird als unter normalen Flugverhältnissen.
-
Die Erfindung sieht ferner ein automatisches Steuergerät für Flugzeuge
vor, welches automatisch abgeschaltet wird, sobald die Änderung der Längsneigung
oder der Querneigung des Flugzeugs
entsprechende Sollwerte der
Änderungsgeschwindigkeit überschreitet.
-
Weiterhin besteht die Erfindung in einer Sicherheitsanordnung für
ein mit einem automatischen Steuersystem ausgerüsteten Flugzeug' mit einem Änderungskreisel,
dessen Rotorgehäuse um seine Präzessionsa-chse frei drehbar ist, aber meine mittlere
oder Bezugslage relativ zu dem Flugzeug um diese Achse durch eine Federkraft zurückgeführt
wird, welche in Abhängigkeit von der Flugzeuggeschwindigkeit (gegen Luft) einstellbar
ist, und mit einer Schalteinrichtung, welche geöffnet wird, sobald das Rotorgehäuse
um seine Präzessionsachse relativ zu dem Flugzeug um einen Winkel aus seiner mittleren
oder Bezugslage verdreht wird, der einen vorbestimmten Winkel überschreitet.
-
Weitere Einzelheiten und Vorteile der Erfindung .ergeben sich aus
der folgenden Beschreibung eines Ausführungsbeispieles an Hand der Zeichnung.
-
Bei der dargestellten besonderen Ausführungsform sind zwei Änderungskreisel
vorgesehen, von ,velchen der eine auf die Längsneigung und der andere auf die Ouerneigung
des Flugzeugs anspricht. Jeder Änderungskreisel ist so angeordnet, daß seine Kreiselachse
normalerweise annähernd lotrecht steht, wenn das Flugzeug geradeaus und in horizontaler
Lage fliegt. Der Querlagekreisel ist um die Querachse des Flugzeugs frei drehbar
gelagert, während der Längsneigungskreisel um die Längsachse frei drehbar gelagert
ist. Die Zeichnung zeigt eine perspektivische, teilweise geschnittene Ansicht des
Längsneigungskreisels. Das System enthält einen zweiten ähnlichen Kreisel, welcher
frei drehbar um eine Achse gelagert ist, die senkrecht zu jener Achse steht, um
welche sich der dargestellte Kreisel frei drehen kann.
-
Der Längsneigungskreisel besitzt einen Rotor i, welcher in einem Rotorgehäuse
2 um die Achse A-B umläuft. Er wird durch einen elektrischen Motor angetrieben,
dessen Statorwicklung mit 3 und dessen Käfigläuferwicklung mit 4. bezeichnet ist.
Die Statorwicklung 3 wird durch nicht dargestellte Leitungen und Schleifringe mit
dreiphasigem Wechselstrom gespeist. Das Rotorgehäuse 2 ist um eine Achse C-D frei
drehbar in zwei Trägern 5, 6 gelagert, die in -dem Flugzeug so angebracht sind,
daß die Achse C-D mit der Längsachse des Flugzeugs zusammenfällt oder zu derselben
parallel liegt. Ein Hebelarm 7 ist an einem Ende des Drehzapfens angebracht, durch
welchen das Rotorgehäuse 2 um die Achse C-D gelagert ist, so daß der Arm 7 sich
mit dem Rotorgehäuse verdreht. Das Rotorgehäuse wird mit Hilfe der Federn 9, io
in einer mittleren oder Bezugslage relativ zu dem ,Flugzeug zurückgehalten, und
in dieser Lage ist die Kreiselachse A-B annähernd loitrecht, wenn das Flugzeug geradeaus
und in horizontalier Lage fliegt. Jede Feder ist an einem Ende in einer Öse 8 des
Hebelarmes 7 befestigt. Die Feder 9 ist mit ihrem anderen Ende in einer Öse i i
eines Hebels 12 befestigt, der mittels eines an dem Träger 5 angebrachten Drehzapfens
13 um seinen mittleren Punkt .schwenkbar gelagert ist. Ebenso ist,die Feder io mit
ihrem anderen Ende -in einer Öse 14 des Hebelarmes, 15 befestigt, der mittels eines
an dem Träger 5 angebrachten. Drehzapfens 16 um ,seinen Mittelpunkt schwenkbar ;gelagert
iet. Die Hebel 12 und 15 sind durch Verbindungsglieder 18 bzw. 19 an einen weiteren
Hebel 17 angeschlossen, der mitbelis eines, an dem Träger 5 angebrachten Drehzapfens
um seinen Mittelpunkt schwenkbar gelagert ist und ein Ri-tzel", 2o trägt, welches
sich mit dem Hebel 17 verdreht. Das Ritzel zo kämmst mit einem Zahnradsektor 21,
welcher um eine an dem Träger 5 .angebrachte Achse 22 drehbar ist. Wie ersichtlich,
wird die Spannung der Federn 9 und io zunehmen oder abnehmen, je nachdem der Sektor
21 sich im: Uhrzeigersinn oder entgegengesetzt,drelht.
-
Nach !bekannten Kreiselgesetzen wird, wenn die Grundplatte oder das
Fahrzeug, an welchem die Träger 5, 6 angebracht sind, um eine zu den Achsen. A-B
und C-D senkrechte Achse gedreht wird oder eine Drehung mit einer zu beiden Achsen
A-B und C-D senkrechten Komponente ausführt, das Roitorgehäuse 2 um die Achse C-D
eine Präzession um einen Winkel .ausführen, welieher von ,der Drehgeschwindligkei.t
um die zu den Achsen @A-B und C-D .senkrechte- Achse und von der Spannung der Federn
9, 1o .abhängt. Unter der Annahme, daß die Ache C-D .der Längsachse des Flugzeugs
entspricht, kann also die Änderungsgeschwindigkeit der Längsneigung-, bei welcher
,das Rotorgehäuse 2 um die Achse C-D in bezug auf die Träger 5, 6 um einen vorbestimmten
Winkel gedreht wird:, in Abhängigkeit von der Winkelstellung des, Sektors 21 um
seine Drehachse 22 verändert werden.
-
An .dem unteren Ende der Kreiselläuferwelle ist ein Ansatz
30 vorgesehen, auf welchem eine Hülse 31 längs der Achse A-B verschiebbar
Ist. Die Stellung der Hülse längs dieser Achse wird .durch einen Fli.ehkraftregler
mit den Gewichsten 3a., 33 so gesteuert, daß sie sich abwärts oder aufwärts bewegt,
je nachdem der Kreiselläufer angetrieben wird oder stillsteht. Wenn .der Kreiselläufer
@in normaler Weise umläuft und das Rotorgehäuse sich in seiner mittleren oder Bezugslage
befindet, drückt eine an der Hüllst 31 vorgesehene Kuppe 34 auf eine Platte 35,
welche eine zu einem Schalter 37 gehörende Blattfeder 36 betätigt. Dieser Schalter
liegt in der Hauptzuleitung des automatischen Steuersystems des Flugzeugs und ist
so angeordnet, daß durch sein Öffnen das automatische Steuersystem von den Ruderflächen
des Flugzeugs abgeschaltet wird und die Steuerung wieder an den Pilot übergelht.
Wenn das Rotorgeihäuse infolge einer vorbestimmten Änderungsgeschwindigkeit der
Längsneigung aus der mittleren Lage um die Achse C-D ausschlägt, verläß.t die Kuppe
34 die Platte 35, so daß der Schalter 37 sich öffnet und! das automatische Steuersystem
abgeschaltet wird. Wenn der Rotor i des Kreisels infolge einer Störung nicht mehr
umläuft oder langsamer liäuft, wird .die H'ü'lse 31 inuf dem Ansatz 30 aufwärts
steigen;, so daß der Schalter geöffnet wird. Wenn die :durch Betätigung,des Höhensteuers
hervorgebrachte
Belastung ,des Fliugzeugs einen gewissen Grenzwert
nicht überschreiten soll, muß der Wert der Änd@erungsgeschwindigkeitp, bei, welchem
die Abschaltung eintritt, umigekehrt proportional zu der U gemacht werden: Dies
wird erreicht, ind'e'm man die Spannung der Federn 9, io umgekehrt proportional
zu der Fluigzewggeschwindiiig'lceit verändert.
-
Zu diesem Zweck wird der Sektor 21 durch einen Balg 4o ,betätrigt,
welcherdurch eine Rohrleitung 41 aus dem die Geschwindigkeit (gegen Luft) anzeigenden
System gespeist wird. Der Balg 40 st an einem Ende rnittelis einer Stange 42 an
.den Sektor 21 :angeschlossen. Der Balg ist a:ls Feder ausgebildet, ,deren, Ausdehnung
etwa p:roportional zu der Quadratwurzel aus dem Druck in dem Pitotrohr, c1. h. aus
der Geschwindigkeit eist, während d'as. Gestänge so- ,ausgebildet ist, .daß sjiich
die gewüns,chte Froportionalität ergibt.
-
Damit :die Änderungsgeschwindigkeit der Längsneigung, bei welcher
die Abschaltung eintritt, unter Annäherungsverhalt missen geändert werden kann,
isst ,die Endplatte 5o des Balges 40 in d er Weiise verschiebbar gelagert, daß sie
sich längs der Achse der Stange 42 .bewegen kann. Zu diesem Zweck ist sie auf zwei
Säulen 41 44 gelagert, die an einem Winkel' 45 des Trägers 5 befestigt :sind. Die-
Endplatte 5o wird durch Federn 46, 47 von .der Winkel-Platte 45 weggedrückt. An
,der Winkelplatte 45 sind Eleiktromagnete 48, 49 angebradht, weliche bei Erregung
die Endplatte 5o gegen die Wirkung der Federn 46., 47 zu der Winkelplatte 45 .anziehen.
Diese Elektromagnete sind normalerweise erregt, und: in d er normalen Arbeitsstelllung
wird die Platte 50 .mögli@ohst weit ian :den Winkel 45 angezogen. Die Elektromagnete
sind! so geschaltet, daß sie ,stromlos werden, wenn der Pilot :den Schalter betätigt,
we'licher das - :automäti:sche Steuersystem mit dem Blindlandesystem verbindet;
so daß der Balg40 sich von der Winke'lpliatte 45 entfernt und dadurch der Sektor
21 entgegen dem. Uhrzeigersinn verdreht wird. Die Spannung der Federn 9, io nimmt
dabei ab. Der Aus,schlasg des Rotorgehäuses 2i aus, seiner mittleren Lage wird dadurch
;so groß, daß der Sachalter 37 'bei einer kleineren Änderungsgeschwindigkeit der
Längsneigung geöffnet wird als bei erregten Elektromagneten.
-
Der Schalter ,des Quexneigungskreiiselsliegt in Reihe mit .dem Sachalter
37, so idaß die Einrichtung -das automatische Steuersystem ,abschältet, .sobald
die Änderungsgeschwindigkeit der Längsneigung öder der Querneigung .des Flugzeugs
dien S:ieherheItswert für die Gesichwindrigkeit Überschreitet. Diese Änderungsgeschwind'i@glaeit
ist höher als das für normale Manöver erforderl:icheMaximum. Auch während der Annäherungsverhältnisse,
wo. die für die Flugmanöver vorgesehenen Ändierungsgesidhwindigkeiten notwendigerweise
sehr @begrenzt sind, veranläßt die Einrichtung die Abschaltung des Steuersystems
bei kleineren Änderungsgeschwincligkeiten, so d aß die mögliche Lageänderung begrenzt
wird.
-
Die Einrichtung ,arbeitet sikher, da, falls der Rotor des einen oder
anderen Änderungs@kreisel.s langsamer laufen oder zum Stillstand kommen sollte,
das automatische Steuersystem abgeschaltet wird, wie dies auch der Fall ist, wenn
eine der Regelfedern oder, ihre Verbindungen mit dem Rotorgehäuse oder dem Balg
brechen.