DE1029238B - Steuervorrichtung in Flugzeugen zur Verhinderung von Auftriebsstoessen - Google Patents

Description

DEUTSCHES

Die Erfindung betrifft die Höhensteuerung von Flugzeugen, insbesondere eine Vorrichtung, durch welche ein Flugzeug, das mit Tragfiächenklappen oder anderen aerodynamischen Einrichtungen zur Änderung des Flugzeugauftriebs bei einem gegebenen Anstellwinkel ausgerüstet ist. Diese Vorrichtung soll in Abhängigkeit von der Abweichung von einer Sollängsneigung allein oder, kombiniert mit seiner Vertikalabweichung, von einer gegebenen Flugbahn gesteuert werden können und das Flugzeug vor Auftriebsstößen bewahren, die als Folge der Betätigung einer aerodynamischen Einrichtung und infolge von Änderungen der Fluggeschwindigkeit, die eine solche Betätigung begleiten oder ihr folgen, auftreten.

Gewöhnlich wird durch ein Längsneigungsbezugsinstrument im voraus die Abweichung eines Flugzeugs von einer Flugbahn konstanter Höhe oder von einem Leitstrahl, ζ. B. einer Gleitbahn nach dem Blindlandeverfahren, angezeigt. In diesem Zusammenhang kann ein Signal, das die Abweichung des Flugzeugs von einer Sollängsneigung angibt, von einem Bezugsinstrument, z. B. einem Lotkreisel, entnommen und algebraisch mit einem Signal kombiniert werden, das die vertikale Abweichung des Flugzeugs von einer Sollhöhe oder einer Funkgleitbahn angibt. Das Höhenabweichungssignal wird in einem solchen Falle gewöhnlich von einer auf die Höhe ansprechenden Einrichtung, z. B. einem barometrischen oder Funkhöhenmesser, vermittelt, während das Gleitbahnabweichungssignal von einem Funkempfänger entnommen wird, der auf den Gleitbahnsender abgestimmt ist. Die Kombination eines der Höhen- oder Gleitbahnsignale mit dem Längsneigungssignal stellt gewöhnlich eine Kombination eines Abweichungsgliedes mit seiner ersten zeitlichen Ableitung dar. Wird das Flugzeug so gesteuert, daß diese Signalkombination den Wert Null behält, was entweder durch Handsteuerung nach einem von dem kombinierten Signal gesteuerten Nullanzeigegerät oder durch eine automatische Pilotsteuerung geschehen kann, so nähert sich das Flugzeug asymptotisch der Sollhöhe oder -gleitbahn und hält diese danach ein.

Während das Flugzeug von Hand oder automatisch in Flughöhe und Längsneigung gesteuert wird, wird seine Sollängsneigung gewöhnlich von Hand eingestellt, so daß sie mit dem Anstellwinkel übereinstimmt, unter dem das Flugzeug fliegen muß, damit sein Auftrieb gleich seinem Gewicht ist. Bei dieser Sollängsneigung wird die Sollhöhe eingehalten. W^Tenn sich im Laufe der Zeit die Fluggeschwindigkeit ändert und durch Brennstoffverbrauch sich das Gesamtgewicht des Flugzeugs verringert, wird die Sollängsneigung in Übereinstimmung mit einer entsprechenden Änderung des notwendigen Anstellwinkels nachgestellt. Gewöhnlich ist es jedoch bei Änderungen der Fluggeschwindigkeit bei Höhensteuerung (Reisezustand) nicht nötig, daß die Einstellung der Sollängsneigung

Steuervorrichtung in Flugzeugen
zur Verhinderung von Auftriebsstößen

Anmelder:

Sperry Rand Corporation,
New York, N. Y. (V. St. A.)

Vertreter: Dipl.-Ing. C. Wallach, Patentanwalt,
München 2, Kaufingerstr. 8

Beanspruchte Priorität:
V. St. v. Amerika vom 6.12.1954

Reuben P. Snodgrass, New York, N. Y. (V. St. A.),
ist als Erfinder genannt worden

geändert wird) da kleine Änderungen der Reisegeschwindigkeit gewöhnlich nur einen geringen Einfluß auf den erforderlichen Anstellwinkel haben.

Unter der Annahme, daß sich die Fluggeschwindigkeit nicht ändert, wenn die Flugzeugsteuerung von Höhen- und Längsneigungssteuerung auf Gleitbahn- und Längsneigungssteuerung umgeschaltet wird, wird die Solllängsneigung im allgemeinen um einen Betrag geändert, der gleich dem Winkel zwischen Gleitweg und Landebahn (gewöhnlich 2,5°) ist. Während das Flugzeug noch einige Kilometer von der Landebahn entfernt ist und seinen Flug für die Annäherung verlangsamt, wird die Solllängsneigung oft wiederum von Hand nachgestellt, so daß auf den Gleitweg ein konstanter Auftrieb aufrechterhalten wird. Diese Nachstellung dient hauptsächlich

zur Korrektur für die Änderung der Fluggeschwindigkeit, da die Verringerung der Fluggeschwindigkeit in diesem Falle so groß ist, daß der Auftrieb des Flugzeugs nachteilig beeinflußt wird. Bei der verringerten oder Anfluggeschwindigkeit beeinflussen selbst kleine Änderungen der Fluggeschwindigkeit den Flugzeugauftrieb wesentlich.

Bei der verringerten Anfluggeschwindigkeit betätigt

der Pilot die aerodynamische Einrichtung z. B. durch das Ausfahren der Tragfiächenklappen und verändert dadurch die Auftriebs- und Anstellwinkel-Kennlinie des Flugzeugs. Im ausgefahrenen Zustand kann das Flugzeug mit verhältnismäßig niedrigen Geschwindigkeiten geflogen werden, während noch ein Sicherheitsbereich zwischen dem tatsächlichen Anstellwinkel des Flugzeugs und dem Anstellwinkel bleibt, bei dem das Flugzeug durchsackt

809 508/35

und unter Umständen nicht mehr auf die Steuerung in einer Weise geändert werden kann, daß sich die

reagiert. Auftriebs- oder AnsteUwinkel-Kennlinie in Abhängigkeit

Bei anderen aerodynamischen Einrichtungen können von dem Ausmaß der Verstellung der aerodynamischen

zu diesem Zweck die Rückneigung der Tragflächen Einrichtung ändert. Für die Verstellung der aerodynagegenüber der Rumpflängsrichtung verringert oder die 5 mischen Einrichtung weist die Steuervorrichtung eine

Tragflächen um die Querachsen gedreht oder sogar die Einrichtung zur Messung der Längsneigungsabweichung

Tragflächen aus dem Rumpf ausgefahren werden. auf, die eine Meßgröße für die Abweichung des Flugzeugs

Derartige Einrichtungen können darüber hinaus zusammen von der Sollängsneigung liefert und die so ausgebildet

mit den Klappen verwendet werden, so daß sich beide ist, daß die Sollängsneigung gleichzeitig mit einer Einwirkungen ergänzen. Unabhängig von der Form der io stellung der aerodynamischen Einrichtung gegenüber

Einrichtung wird durch ihre Betätigung der aerodyna- einer vorbestimmten Stellung eingestellt wird und daß

mische Zustand des Flugzeugs geändert und der Auftrieb das Flugzeug, wenn es so gesteuert wird, daß die Meß-

an den Tragflächen vergrößert. Durch die Verwendung größe für die Längsneigungsabweichung Null bleibt, vor

solcher Einrichtungen tritt daher bei einem geringeren Auftriebsstößen infolge der Betätigung der aerodyna-Anstellwinkel ein größerer Auftrieb auf. *5 mischen Einrichtung bewahrt wird.

Durch diese Auftriebserhöhung muß der Pilot die Weitere Einzelheiten und Vorteile der Erfindung

Sollängsneigung wiederum nachstellen, damit unter dem ergeben sich aus der Beschreibung von Ausführungs-

Einfluß der kombinierten Längsneigungs- und Gleitweg- beispielen an Hand der Zeichnung. In dieser zeigt

signale eine dem Gleitweg entsprechende Flugbahn mit Fig. 1 im Blockschaltbild ein Flugzeugsteuersystem, konstantem Auftrieb erzielt wird. 20 auf das die Erfindung angewendet werden kann,

Die Wahl des Zeitpunktes, zu dem die Längsneigung Fig. 2 eine Kennlinie, welche die Änderung des Anstellnachgestellt wird, verglichen mit dem Zeitpunkt der winkeis für den Auftrieb Null eines bestimmten Flugzeug-Längsneigungsänderung wird nun jedoch äußerst bedeu- typs infolge Ausschwenkens der Tragflächenklappen tungsvoll. Weit außerhalb des Flugplatzes auf dem darstellt,

Gleitweg und vor Erreichen des Gleitweges kann bei 25 Fig. 3 schematisch eine Anordnung zur Erzeugung

Höhensteuerung im allgemeinen die Sollängsneigung nach einer Auftriebskorrektur nach der Erfindung,

der Auftriebsänderung eingestellt werden. Bei dem in der Fig. 4 eine Kurve, die für ein anderes Flugzeug eine

Nähe der Landebahn liegenden Teil des Gleitweges, wo bestimmte Änderung des gegen Klappenstellung und

die Flughöhe gering ist und eine genaue Steuerung aus Zeit aufgetragenen Auftriebssteuersignals darstellt, und

Sicherheitsgründen notwendig ist, ist es jedoch wichtig, 30 Fig. 5 und 6 schematisch andere Ausführungsformen

daß die Änderung der Sollängsneigung im wesentlichen zur Erzeugung einer Auftriebskorrektur nach der Erfin-

zum gleichen Zeitpunkt wie die Auftriebsänderung dung.

durchgeführt wird. Sonst würde die normalerweise Es sollen zunächst die mathematischen Grundlagen

schnelle Betätigung der aerodynamischen Einrichtung für die Erfindung gegeben und die Größen, durch die

eine Auftriebserhöhung und damit einen starken Auf- 35 das Ausmaß der für die obengenannten Zwecke erforder-

triebsstoß hervorrufen. Ein solcher Auftriebsstoß, der liehen Einstellung der Sollängsneigung bestimmt wird,

das Flugzeug aus der Sollflugbahn in die Höhe reißt, abgeleitet werden.

kann nur durch eine sofortige Änderung der Längs- Für die Zwecke dieser Erklärung soll angenommen neigung durch eine weitere Verringerung der Flug- werden, daß das Flugzeug auf einem durch Funk bestimmgeschwindigkeit durch Herabsetzung der Motorleistung 40 ten Gleitweg gesteuert wird. Die Steuerung kann vom oder durch den Luftwiderstand ausgeschwenkter Klappen Piloten dadurch erzielt werden, daß er die Höhensteuebehoben werden. Im Hinblick auf die geringe und stetig rung des Flugzeugs so betätigt, daß ein auf die algebraabnehmende Höhe, bei der diese Vorgänge normalerweise ische Summe von Signalen für die Abweichung vom stattfinden, bleibt nur ein kleiner Zeitraum für die Beur- Gleitweg und die Abweichung von der Längsneigung teilung der Lage durch den Piloten übrig, wenn er 45 ansprechendes Anzeigegerät angibt, ob diese Summe Null versuchen müßte, gleichzeitig durch Änderung der Soll- ist. Eine solche Anordnung ist bekannt,
längsneigung um einen geschätzten Betrag den Auftriebs- Andererseits kann die Steuerung durch andere bekannte stoß zu verhindern. automatische Steuerungen ausgeführt werden, durch die Eine ähnliche Situation, bei der durch sofortiges das Flugzeug so gesteuert wird, daß die genannte algebra-Eingreifen ein gefährlicher Auftriebsstoß verhindert 50 ische Summe auf dem Wert Null gehalten wird. In diesem werden muß, tritt auf, wenn der Pilot einen Rundflug Falle lautet die Gleichung für die Höhensteuerung wie einleitet. In diesem Falle wird die aerodynamische Ein- folgt:

richtung so betätigt, daß der Auftrieb sinkt, und es kann ρ ρ _ £> m

eine Steuerung für konstante Höhe eingeschaltet werden, R-

bis eine ausreichende Fluggeschwindigkeit für einen 55 wobei P = Längsneigung,

Aufstieg erreicht ist. Wenn jedoch die Sollängsneigung p_R _ Sollängsneigung,

nicht im wesentlichen gleichzeitig mit einer solchen £> — Abweichung von der Gleitbahn.
Betätigung (Zurückschwenken der Klappen) geändert

und damit ein entsprechender Verlust an Auftrieb Gleichung (1) zeigt, daß bei einer vertikalen Versetzung

kompensiert wird, kann ein starker Stoß, nämlich ein 60 des Flugzeugs gegenüber dem Gleitweg die Längsneigung

Durchsacken, auftreten, bei dem das Flugzeug mindestens des Flugzeugs gegenüber ihrem Sollwert durch die

so lange in Richtung auf die Landebahn fällt, bis ein Höhensteuerung geändert wird, bis ein Signal, das die

Höhenabweichungssignal erzeugt ist, das ein Steigen auf Differenz zwischen der neuen Längsneigung und der

die Sollhöhe hervorruft. Auch hier steht dem Piloten nur Sollängsneigung angibt, gleich einem Signal ist, das die

ein gefährlich kleiner Zeitraum für die Änderung der 65 Versetzung gegenüber dem Gleitweg darstellt.

Sollängsneigung um einen geschätzten Betrag zur Solange die Sollängsneigung die Richtung darstellt,

Verfügung, um den Auftriebsstoß zu verhindern. in der sich ein Flugzeug befinden muß, um geradeaus,

Gemäß der Erfindung ist eine Steuervorrichtung an parallel zum Gleitweg zu fliegen, wenn kein Funksignal

Flugzeugen vorgesehen, die mit einer aerodynamischen zur Verfügung steht, wird das entsprechend der Glei-

Einrichtung gekoppelt ist, durch welche der Flugzustand 70 chung (1) gesteuerte Flugzeug asymptotisch auf den

5 6

Gleitweg zurückgeführt, wo dann die Abweichung vom Unter der Annahme, daß die aerodynamische Einrich-

Gleitweg Null ist: tung zur Änderung des Auftriebs des Flugzeugs bei einem

ρ _ ρ __ Q /21 gegebenen Anstellwinkel aus Tragflächenklappen besteht,

^R ' bleiben die Neigung mla und die Fläche S der Tragfläche

wobei P = Pr. 5 konstant. Natürlich bleibt auch das Gewicht W im

wesentlichen konstant. Daher kann in diesem Falle die

Die Grundgröße, welche die vertikale Flugrichtung Gleichung (8) wie folgt vereinfacht werden:
bestimmt, ist jedoch der Flugbahnwinkel und nicht die .

Längsneigung. Der Flugbahnwinkel ist die Differenz p_R — q_r _|_ / L _j_ A_Lo) . (9)

zwischen der Längsneigung und dem Anstellwinkel eines to \ 1 I

Flugzeugs: _w

η t> λ ii\ wobei K₁= =-.

G=P-A, (3) ^τ mLA · S

wobei G = Flugbahnwinkel, Bei der Anwendung der Erfindung auf ein Flugzeug

P — Längsneigung, ¹O ^m^ Tragflächenklappen wird daher für Auftrieb Null

A = Anstellwinkel. ^em dem Anstellwinkel A lo proportionales Signal von

einer Einrichtung erzeugt, die auf die Stellung der Trag-

Aus Gleichung (3) ergibt sich, daß, wenn der Anstell- flächenklappen anspricht, da Änderungen von A _Lo in winkel nicht konstant ist, die Längsneigung geändert erster Linie durch Änderungen der Klappenstellung herwerden muß, damit der Flugbahnwinkel G konstant und 20 vorgerufen werden. Demnach kann der Ausdruck für damit das Flugzeug auf einer geraden Bahn gehalten wird. den Anstellwinkel beim Auftrieb Null wie folgt geschrieben

Bei einem konstanten Flugbahnwinkel muß der Auf- werden:

trieb des Flugzeugs gleich seinem Gewicht sein (unter der a_lq

Annahme, daß bei Flugzeugen gewöhnlich kleine Flug- ^-lo = = 0° + f (F), (10)

bahnwinkel und ein Belastungsfaktor 1 auftreten). Daher 25

gilt wobei

W = L = q-C_L-S, (4) ^L = 0° = Anstellwinkel beim Auftrieb NuU

wobei W = Gewicht, bei Klappenauslenkung,

L = Auftrieb, 30 Null = constans = K₂,

q = Staudruck, f (F) = Änderung des Anstellwinkels beim Auftrieb

Cl = Auftriebskoeffizient, Null für eine Klappenstellung F. S = Fläche der Tragflächen.

Setzt man Gleichung (10) in Gleichung (9) ein, so

Der Auftriebskoeffizient Cl kann auch durch den 35 erhält man den folgenden Ausdruck für die Sollängs-

Anstellwinkel wie folgt ausgedrückt werden: neigung Pr :

Cl = MLa-(A-Al₀), (5) _{Pr = Qr +} (K± _{+ f {F)}\ ₊ ^ _ _(U)

wobei mla = Neigung der Auftriebskoeffizient- oder

Anstellwinkel-Kurve des Flugzeugs, 40 Es folgt daher aus Gleichung (11), daß ein Signal,

A = Anstellwinkel, welches eine Funktion der Klappenstellung F ist, für

A lo = Anstellwinkel bei Auftrieb Null. einen Anstellwinkel A_Lo beim Auftrieb Null verwendet

werden kann.
Setzt man Gleichung (S) in Gleichung (4) ein, so erhält Bei der Anwendung der Erfindung auf ein Flugzeug

man den folgenden Ausdruck für den Anstellwinkel: 45 .. _Tr1 . , ■, _A , , K_{1 n}, . , _/n,

⁰ mit Klappen wird der Ausdruck —- aus Gleichung (y)

w y

A = — + Alo. (6) und (11) je nach den Umständen nach einer von drei

q · mLA · j grundsätzlichen Methoden behandelt:

_c , , /-Ί · t. /λ\ · 01 · -u ιί\ ^a) Wenn die Betriebsfluggeschwindigkeit des ge-

Setzt man Gleichung (6) _m Gleichung (3) ern, so _{5o ste}4_{rten F}i_{ugzeuges sich} £°_{rch meh}r oder weniger

erhalt man für den Flugbahnwmkel Gfolgenden Ausdruck: _{wdtes Ausschwenken} der Klappen um kleine Beträge

/ W \ α /7\ ändert oder wenn sich gleichzeitig mit einer Klappen-

k ⁼ ~ \q~^m_LA · S ) ° ' "' betätigung die Betriebsfluggeschwindigkeit grundsätzlich

„ ,, , ™ . . j j _o „, . , _/o> ändert, so wird der Ausdruck—^L als Konstante behandelt.

Soll das Flugzeug so gesteuert werden, daß Gleichung (2) 55 ?

erfüllt ist und soll der Flugbahnwinkel G konstant Daher erzielt man in diesem Fall durch eine feste Einbleiben, so ist es zweckmäßig, Gleichung (7) wie folgt zu stellung der Signalstärke für den Ausdruck A_Lo oder f (F) schreiben: die erforderliche Erkenntnis des Einflusses der Flug

geschwindigkeit auf die für konstanten Auftrieb not-' ' 60 wendige Einstellung der Sollängsneigung.

b) Treten bei einem gesteuerten Flugzeug wesentliche wobei Gr — konstanter Sollflugbahnwinkel. bekannte Änderungen der gegebenen Betriebsflugge

schwindigkeit nach einer Klappenbetätigung auf, so wird

Aus Gleichung (8) folgt, daß eine Änderung des Klam- , _A ■, ·, K₁ ... , , , -ρ. , ^₁

, , . ' ·.· V j c 11» · π , der Ausdruck—- wahrend der kurzen Dauer der Klappen-

merausdrucks eine Änderung der Sollängsneigung Pr 65 ?

erfordert, wenn der gegebene Flugbahnwinkel G^ ein- betätigung als Konstante behandelt und danach als Vergehalten werden soll. Nach der Erfindung werden daher änderliche mit bekannter Änderung hinsichtlich der Zeit. Änderungen der Sollängsneigung in Abhängigkeit von Demgemäß wird in diesem Falle eine Zeitvorrichtung Änderungen des Klammerausdrucks der Gleichung (8) verwendet, die dazu dient, eine gegebene stetige Änderung ausgeführt. 70 der Signalstärke des Ausdruckes A_Lo oder f(F) während

einer gegebenen Zeitdauer nach Betätigung der Klappen hervorzurufen.

c) Im allgemeinen Fall schließlich, der alle Steuerzustände, auch den obengenannten, einschließt, bei dem

TJ"

der Ausdruck —- an Hand der Bedienungsvorgänge

abgeschätzt wird, wird dieser Ausdruck als unabhängiges Signal von einer auf die Fluggeschwindigkeit ansprechenden Einrichtung geliefert und zusammen mit dem Signal für A_Lo oder f(F) zur Änderung der Sollängsneigung verwendet.

In einem Flugzeug mit Klappen wird daher die SoIllängsneigung als geschätzte oder gemessene Funktion der Klappenstellung und der Fluggeschwindigkeit geändert.

Neigung entspricht, die das Flugzeug einhalten muß, damit es ohne Vorhandensein eines Abweichungssignals parallel zur Flugbahn liegt.

Neben der Handsteuerung, die in Übereinstimmung mit der algebraischen Summe des Flugbahn- und des Längsneigungsabweichungssignals wirkt, ist eine automatische Steuerung vorgesehen, die auch das Ausgangssignal des Additionsverstärkers 5 zur Steuerung einer

stellung allein, während der Ausdruck —- der Gleichung

Wechselstromsignal um, das gleichartig ist wie das Ausgangssignal der Höhensteuereinrichtung 8.

Das Ausgangssignal des Additionsverstärkers 5, das die algebraische Summe des Längsneigungsabweichungssignals und des einen der Flugbahnabweichungssignale ist, wird über einen Gleichrichter 11 der Spule 12 eines Nullanzeigegerätes 13 zugeführt, welches vorzugsweise einen waagerechten Zeiger 14 aufweist, der durch die Spule 12 gegenüber seiner Nullstellung verschoben wird, ίο Steuert der Pilot das Höhenruder 15 des Flugzeugs mit der Handsteuerung 16 und hält dabei den Zeiger 14 in Nullstellung und damit auch die algebraische Summe des Flugbahn- und des Längsneigungsabweichungssignals auf dem Wert Null, so wird sich das Flugzeug asymptotisch

Weist das Flugzeug jedoch außer den Klappen eine Ein- 15 der betreffenden Flugbahn nähern und diese danach einrichtung zur Schwenkung der Tragflächen um eine Quer- halten, vorausgesetzt, daß die Sollängsneigung derjenigen achse auf und ist der die Längsneigung angegebene Lotkreisel im Rumpf angeordnet, so wird der Ausdruck A10
aus Gleichung (9) durch ein Signal dargestellt, das sowohl
von der Klappenstellung als auch von der Neigung der 20
Tragflächen gegenüber dem Rumpf abhängt, da eine
Änderung der Tragflächenneigung eine Änderung in Α_το
hervorruft. Hat das Flugzeug Klappen und außerdem eine
Einrichtung zur Änderung der Tragflächenausdehnung,
so wird in gleicher Weise der Ausdruck Αχ,ο von einem 25 elektrischen Servovorrichtung 17 verwendet und über Signal geliefert, das sowohl von der Klappenstellung als eine elektrisch betätigte Kupplung 18 das Höhenruder 15 auch von der Tragflächenausdehnung abhängt, da eine einstellt. Durch Schließen eines einpoligen Schalters 19 Änderung dieser Ausdehnung eine Änderung von Ακ> wird die Kupplung 18 aus einer Stromquelle gespeist, hervorruft. wodurch das Höhenruder 15 durch die Servovorrichtung

Hat das Flugzeug dagegen außer den Klappen eine 3° automatisch so gesteuert wird, daß das Flugzeug die Einrichtung zur Änderung der Tragflächenrückneigung, gewünschte Flugbahn einhält.

so wird der Ausdruck A^o eine Funktion der Klappen- Die erfinderischen Merkmale liegen demnach in der

Auftriebssteuervorrichtung 1 vereint, die in eine Leitung 20 ein Ausgangssignal liefert, durch welches die (11) nicht nur eine Funktion des geschätzten oder ge- 35 Sollängsneigung des Systems so eingestellt wird, daß das messenen Staudruckes q ist, sondern außerdem eine Flugzeug vor Auftriebsstoßvorgängen bewahrt wird, die Funktion des gemessenen Rückneigungswinkels, da der auf die Betätigung der auftriebändernden aerodyna-Anteil Mla von K₁ sich als Funktion dieses Winkels mischen Einrichtung und auf Änderungen der Flugändert, geschwindigkeit folgen, wobei sich die Fluggeschwindig-Die prinzipielle Anordnung der Teile nach Fig. 1 mit 40 keit während oder nach der Betätigung dieser Einrichtung Ausnahme der Auftriebssteuerung 1 bildet ein bekanntes ändert.

System, durch welches die Längsneigung eines Flugzeuges Aus Gleichung (9) wurde hergeleitet, daß die notin Abhängigkeit sowohl von seiner vertikalen Abweichung wendige Einstellung der Sollängsneigung eine Funktion gegenüber einer gewählten Flugbahn als auch von seiner des Anstellwinkels für den Auftrieb Null und des unter Abweichung gegenüber einer Sollängsneigung gesteuert 45 dem Einfluß der Fluggeschwindigkeit entstehenden Stauwird, druckes ist.

Ein Längsneigungsabweichungssignal wird einer Lei- Für ein mit Klappen ausgerüstetes Flugzeug werden

tung 2 von einem Signalgeber 3 zugeführt, der auf der Änderungen des Anstellwinkels für den Auftrieb Null Querachse eines Lotkreisels 4 angeordnet ist. Dieses durch Änderungen der Klappenstellung hervorgerufen, Signal kann in einem Additionsverstärker 5 mit einem 50 so daß ein Signal, welches eine Funktion der Klappendurch die Leitung 6 zugeführten Flugbahnabweichungs- stellung ist, zur Darstellung des Anstellwinkels für Aufsignal algebraisch kombiniert werden. Dieses Abwei- trieb Null verwendet werden kann [vgl. Gleichung (11)]. chungssignal wird wahlweise entweder von einem Gleit- In Fig. 2 ist für ein bestimmtes Flugzeug die Änderung

wegempfänger 7 oder von einer Höhensteuereinrichtung 8 f{F) des Anstellwinkels für den Auftrieb Null gegen die geliefert, je nach Einstellung des Schalters 9, der drei 55 Stellung der Flugzeugklappen dargestellt. Aus der resulmögliche Stellungen aufweist. tierenden Kurve erkennt man, daß sich bei ausge-

Ist die gewünschte Flugbahn durch einen Gleitwegsender angegeben, so wird Schalter 9 in seine abgebildete Stellung »G« gebracht. Soll dagegen die gewünschte Flugbahn eine konstante Höhe haben, so wird Schalter 9 auf »Hi. eingestellt. Außerdem ist eine Stellung »Aus& vorgesehen. Hierdurch kann das System vollständig vom Leitstrahl oder der auf die Höhe ansprechenden Einrichtung abgeschaltet werden, wenn der Pilot es vorzieht,

die Additionstätigkeit des Verstärkers 5 selbst auszu- 65 dient die Wicklung 21 eines Potentiometers, die an einer führen. Wechselstromquelle 22 liegt und deren eine Seite geerdet

Ein Modulator 10 liegt im Ausgang des Gleitweg- ist.

empfängers 7 vor dem Schalter 9 und formt das normaler- Der Schleifarm 23 des Potentiometers ist mechanisch

weise aus Gleichstrom bestehende Ausgangssignal des über eine nichtlineare Übertragungsvorrichtung 24 mit der Empfängers in ein proportionales phasenumkehrendes 70 Welle eines umkehrbaren Elektromotors 25 verbunden,

schwenkten Klappen der Anstellwinkel für den Auftrieb Null nichtlinear in negativer Richtung ändert, d.h. mit dem Ausschwenken der Klappen abnimmt.

Fig. 3 zeigt eine Ausführungsform der Auftriebssteuerung 1 (Fig. 1) nach der Erfindung, bei der ein Ausgangssignal erzeugt wird, das sich mit der Klappenstellung ändert, wenn eine Änderung des Anstellwinkels für den Auftrieb Null eintritt. Zur Erzeugung des Signals

der außerdem zur Betätigung der Klappen 26 und eines die Klappenstellung anzeigenden Gerätes 27 dient.

Ein Polwendeschalter 28, der zwischen Motor 25 und Batterie 29 eingeschaltet ist, steuert das Aus- oder Zurückschwenken der Klappen 26, je nachdem, welche Stellung der Pilot eingeschaltet hat. Die nichtlineare Übertragung 24 weist z.B. eine geeignete Kuryenführung auf, durch die in Übereinstimmung mit der in Fig. 2 dargestellten Kurve der Schleifarm 23 gegenüber der Stellung der Klappen 26 nichtlinear geführt wird. Unter der Annahme, daß das Potentiometer selbst nichtlinear ist, wird daher zwischen Schleifarm 23 und Erde ein Signal erzeugt, das sich mit der Klappenstellung ändert, wenn eine Änderung f(F) des Anstellwinkels gegenüber Auftrieb Null eintritt.

Das Signal des Schliefarmes 23 wird über eine Leitung 20 dem Anschluß 31 einer Wicklung 32 des veränderbaren Transformatorgebers zugeführt, dessen andere Wicklung 33, welche aus einer Wechselstrcmquelle gespeist wird, drehbar mit der Querachse des Lotkreisels 4 verbunden ist. Zur Handeinstellung der Sollängsneigung ist ein Knopf 35 vorgesehen, durch den die Wicklung 32 geschwenkt werden kann. Der andere Anschluß 36 der Wicklung 32 ist über die Leitung 2 mit dem Additionsverstärker 5 (Fig. 1) verbunden. Hierdurch werden die am Verstärkereingang auftretenden Potentiometer- und Gebersignale einander überlagert.

Zwischen dem aus der Klappenstellung hergeleiteten Potentiometersignal und dem Gebersignal besteht eine solche Phasenbeziehung, daß das letztgenannte immer um einen dem erstgenannten gleichen Betrag verringert wird. Dadurch tritt beim Ausschwenken der Klappen 26, während das Flugzeug mit seiner Sollängsneigung fliegt und das Längsneigungssignal daher Null ist, trotzdem ein Nettosignal zwischen Leitung 2 und Erde auf. Es hat also den Anschein, als wäre die Sollängsneigung verringert worden. Die Sollängsneigung wird somit elektrisch als Funktion der Klappenstellung eingestellt, und das Nettosignal in Leitung 2 wird auf Null verringert, wenn das Flugzeug in die eingestellte Sollängsneigung gebracht wird.

Die in Zusammenhang mit Fig. 3 beschriebene Auftriebssteuerung 1 ist besonders geeignet für ein Flugzeug, dessen Fluggeschwindigkeit beim Ausschwenken der Klappen bereits aus Bedienungsvorgängen bekannt ist und sich entweder beim oder nach dem Ausschwenken der Klappen wenig ändert oder sich während des Ausschwenkens der Klappen grundsätzlich ändert. Wie oben

erwähnt, kann die Größe —- der Gleichungen (9) und (11)

in einem solchen Falle als Konstante behandelt werden, wobei dann keine besondere Einrichtung erforderlich ist, durch die eine weitere Sollängsneigungseinstellung für

—'-■ geliefert wird, außer derjenigen, die vom Potentiometer 21 für f(F) oder A_w hervorgebracht wird.

Es gibt jedoch Flugzeuge, bei denen die Fluggeschwindigkeit sich von einem bekannten Betriebswert auf einen anderen bekannten Wert während einer bestimmten Zeitdauer wesentlich ändert, nachdem die Klappen in ihre gewünschte Einstellung gebracht sind. Ein zur Einstellung der Sollängsneigung eines solchen Flugzeuges geeignetes Auftriebssteuersignal würde die Form des in Fig. 4 als Funktionen der Klappenstellung und der Zeit auftragenden Signals haben. Hierbei ist angenommen, daß die einzustellende Sollängsneigung die Neigung ist, bei der ein konstanter Auftrieb bei auf 20° ausgeschwenkten Klappen erzeugt wird. Diese Klappenstellung wird gewöhnlich für den Anflugzustand verwendet im Gegensatz zur voll ausgelenkten Klappenstellung bei der Landung.

Ih Fig. 5 ist eine Ausführungsform der Auftriebssteuerung der Fig. 1 dargestellt, die ein Ausgangssignal zur Einstellung der Sollängsneigung in Übereinstimmung mit der Signalkurve der Fig. 4 darstellt.
In Fig. 5 sowie in Fig. 3 ist ein Signalgeber zur Einstellung der Sollängsneigung des Systems in Reihe mit der Wicklung 32 des Längsneigungsgebers geschaltet. An Stelle einer nichtlinearen Übertragungsvorrichtung in der kraftschlüssigen Verbindung zu einem linearen Potentiometer kann jedoch vorzugsweise ein sonst gleichwertiges nichtlineares Potentiometer 37 verwendet werden, welches so gewickelt ist, daß das gewünschte Signal in Übereinstimmung mit der Stellung des Schleifarmes 38 erzeugt wird.

Bei Klappenstellungen von 0 bis 20° bleibt der Schleifarm 38 in seiner Nullstellung, in der er kein Ausgangssignal liefert. Sobald jedoch die Klappen über 20° ausgeschwenkt sind, schließt eine vom Klappenmotor 25 angetriebene Nockenscheibe 39 im gleichen Augenblick

so einen normalerweise offenen Schalter 40, dessen einer Anschluß mit der positiven Seite einer Batterie 41 verbunden ist und dessen anderer Anschluß über die Wicklung eines Relais 42 und einen normalerweise geschlossenen Schalter 43 mit der negativen Seite der Batterie 41 und Erde verbunden ist. Auf diese Weise wird also Relais 42 erregt und sein Haltekontakt am Schalter 43 geschlossen, wodurch der von der Nockenscheibe betätigte Schalter 40 überbrückt und dadurch das Relais erregt gehalten wird.

In diesem Zustand ist auch der Schalter 44 geschlossen, der die positive Seite der Batterie 41 mit einem der Wicklungsanschlüsse einer elektromagnetischen Kupplung 45 verbindet, deren andere Klemme geerdet ist. Ist die Kupplung 45 auf diese Weise bei 20° Klappenstellung erregt, so verbindet sie die Welle des Klappenmotors 25 mechanisch mit der einen Eingangsseite 46 eines mechanischen Differentialbetätigers 47, dessen andere Eingangsseite 48 in diesem Zeitpunkt durch Reibung von Rädern an der Drehung gehindert wird. Die Ausgangsseite des Differentialbetätigers 47 ist mechanisch mit dem Schleifarm 38 des Potentiometers 37 verbunden. Auf diese Weise wird der Schleifarm 38 vom Klappenmotor erst dann in Bewegung gesetzt, wenn die Klappen über ihre 20°-Stellung hinausgeschwenkt sind.

Weiterhin wird der Schleifarm 38 nur in Übereinstimmung mit der Klappenstellung gedreht, bis die Klappen ihre volle Auslenkung von z.B. 52° erreichen. In der Zwischenzeit, in der die Klappen aus ihrer Anflugstellung in ihre Landestellung gebracht werden, wird also ein Potentiometersignal erzeugt, das sich nichtlinear mit der Klappenstellung ändert. Das Potentiometer 37 ist so gewickelt, daß es das in Fig. 4 gegen die Klappenstellung aufgetragene, sich nichtlinear ändernde Auftriebssteuersignal erzeugt. Bei voller Klappenauslenkung

schließt eine in der Übertragung zwischen dem Differentialbetätiger 47 und dem Schleifarm 38 liegende Nockenscheibe 50 momentan einen normalerweise offenen Schalter 51, dessen einer Anschluß mit der positiven Seite der Batterie 41 verbunden ist und dessen anderer An-

bo Schluß über die Wicklung eines Relais 52 und einen normalerweise geschlossenen Schalter 53 geerdet ist. Das Relais 52 wird auf diese Weise erregt, sein Haltekontakt am Schalter 54 geschlossen, wodurch der von der Nockenscheibe betätigte Schalter 53 überbrückt wird und dadurch das Relais 52 erregt gehalten wird.

Durch Erregung des Relais 52 wird auch der Kontakt am Schalter 55 geschlossen, durch den die positive Seite der Batterie 41 mit einem der Anschlüsse eines Zeitmotors 56 verbunden wird, dessen anderer Anschluß über einen zur Geschwindigkeitsregelung dienenden

809 508/35

Widerstand 57 mit der Erde verbunden ist. Die Welle des Motors 56 treibt über Zahnräder die andere Eingangsseite 48 des Differentials 47 an. In dem Augenblick, in dem die Klappen ihre volle Auslenkung erreichen, treibt der Motor 56 über den Differentialbetätiger 47 den Schleifarm 38 in seine Nullstellung mit einer Geschwindigkeit zurück, die proportional der durch Einstellung des Widerstandes 57 bestimmten Motorgeschwindigkeit ist.

Den in diesen Gleichungen auftretenden Ausdrücken¹ A_m und f(F) wird gemäß Fig. 6 durch ein nichtlineares >^: Potentiometer 37 (vgl. auch Fig. 5) entsprochen, das in · diesem Falle unmittelbar vom Klappenmotor 25 betätigt' wird. Die Wicklungsenden des Potentiometers 37 sindi ; wiederum mit einer Wechselstromquelle zur Speisung·: verbunden. Das eine Ende ist jedoch nicht geerdet,! sondern über eine Leitung 65 mit einem Läufer 66 verbunden, der mit einem festen Kontaktsektor 67 im Ein

Wenn der Motor 56 den Schleifarm 38 um ein vorbe- i° griff steht. Dieser Sektor ist mittels einer Leitung 68

K₁

mit dem Schleifarm 61 des —^L-Potentiometers 60 ver-

bunden. Der Läufer 66 wird vom Klappenmotor 25 von einem isolierenden Sektor 69 auf den Kontaktsektor 67

stimmtes Stück verstellt hat, öffnet die Nockenscheibe 50
momentan den Schalter 53, wodurch das Relais 52 stromlos wird und infolgedessen der Motor 56 angehalten wird.
Die Nockenscheibe 50 ist so ausgebildet und der zur Geschwindigkeitsregelung dienende Widerstand 57 so ein- 15 gedreht, sobald die Klappen 26 aus ihrer Nullstellung gestellt, daß das vom Potentiometer 37 gelieferte Auf- herausgeschwenkt werden. Auf diese Weise sind die

Ausgangsseiten des Potentiometers 60, des Potentiometers 37 und der Wicklung 32 des Lotkreises 4 miteinander in Reihe geschaltet, wodurch die SoUängsneigung in Übereinstimmung mit den Funktionen des Staudrucks und der Klappenstellung eingestellt wird, die beide durch

triebssteuersignal innerhalb einer vorbestimmten Zeitdauer um einen gegebenen Wert verringert wird, wodurch das Signal die in Fig. 4 gegen die Zeit aufgetragene Form erhält.

Zur Rückstellung des Gerätes nach Fig. 5 betätigt der Pilot den Umpolschalter 28 von Hand, wodurch die Klappen 26 zurückgeschwenkt werden. Bei einer Klappenstellung von weniger als 20°, z. B. 15°, öffnet die Nockenscheibe 39 momentan den Schalter 43, woraufhin das Relais 42 abfällt und die elektromagnetische Kupplung45 auskuppelt. Während der Rückschwenkung der Klappen wird das Potentiometer 37 selbsttätig in seine Nullstellung zurückgebracht.

Potentiometersignale dargestellt werden. Die Potentiometersignale haben solche gegenseitigen Phasenbe-

Ziehungen, daß das—- -Signal von dem A w oder f(F)-

Signal abgezogen wird.

Die in Fig. 3 und 6 dargestellten Anordnungen sind nicht nur zur Änderung der SoUängsneigung beim Ausschwenken der Klappen, z. B. während des Anflugs an Daß die Anordnungen nach Fig. 3 und 5 die best- 30 eine Landebahn, geeignet, sondern sind auch dann

mögliche Einstellung der SoUängsneigung hervorbringen wirksam, wenn die Klappen zurückgeschwenkt werden,

z. B. bei verfehlter Landung oder einem Kurvenflug. In jedem Falle wird die SoUängsneigung richtig eingestellt, so daß auf dasFlugzeug keine Auftriebsstöße ausgeübt werden,

geschwindigkeit hervorgerufen werden können, hängt 35 also weder ein Springen noch ein Absacken eintritt.

davon ab, ob der Pilot bestimmte Bedienungsvorgänge Die in Fig. 5 abgebildete Anordnung ist jedoch der

Einfachheit halber als nicht umkehrbares System lediglich zur Einstellung der SoUängsneigung während eines Anflugs an eine Landebahn dargestellt. Nichtsdestoweniger kann man offensichtlich durch Austausch des Zeitmotors 56 (Fig. 5) gegen einen umkehrbaren Zeitmotor und durch

und dadurch Auftriebsstöße verhindern, die sowohl durch die Klappenbetätigung als auch durch während oder nach dieser Betätigung erfolgende Änderungen der Flugeinhält. Zur Erzielung der besten Ergebnisse sollte der Pilot daher die Klappen bei den Geschwindigkeiten ausschwenken, welche die Grundlagen für die geschätzten A',

Werte - ' bilden, die bei der Einstellung dieser Anordnungen auf die SoUängsneigung verwendet werden. entsprechende Änderung der zugehörigen Schalter die Bei der Anordnung nach Fig. 6 braucht der Pilot SoUängsneigung als Funktion der Klappenstellung und dagegen nicht bestimmte Bedienungsvorgänge zur Er- der Zeit sowohl beim Ausschwenken als auch beim Rückzielung der besten Ergebnisse einzuhalten, da der Aus- 45 schwenken der Klappen einstellen.

j ι ΑΙ . , , , , ... , „ , Während bei den soweit beschriebenen Ausführungsdruck —- nicht vorher abgeschätzt werden muß, sondern , ·.■ , , . ,. . , , . , _A°

q ° formen zur Änderung des Auftriebs bei gegebenem An-

durch eine auf die Fluggeschwindigkeit ansprechende Stellwinkel Klappen verwendet werden, können jedoch Einrichtung gemessen wird. Demgemäß ist nach Fig. 6 selbstverständlich andere aerodynamische Einrichtungen ein nichtlineares Potentiometer 60 mit einem Schleifarm 50 allein oder zusammen mit Klappen zur Erzielung eines im 61 vorgesehen, der durch das bewegliche Ende einer wesentlichen gleichen Ergebnisses verwendet werden. Druckdose 62 eingestellt werden kann. Das Kapselinnere Werden derartige anderen aerodynamischen Einrichtungen steht unter dem mittels eines Pilotschen Rohres 63 über- allein verwendet, so können sie ohne weiteres in jeder der tragenen Staudruck. Das Potentiometer 60 und die Fig. 3, 4 und 6 an Stelle der abgebildeten Klappen gesetzt Druckdose 62 sind in einem Behälter 64 untergebracht 55 werden. Der Motor 25 würde dann also an Stelle der und befestigt, dessen Inneres durch ein Rohr 65 dem Klappen 26 entweder die Rückneigung der Tragflächen

oder den Neigungswinkel der Tragflächen bei Schwenkung um eine Querachse oder die seitliche Ausdehnung der Tragflächen gegenüber dem Rumpf ändern. Wird der 60 Motor zur Ausführung einer dieser Änderungen verwendet, so braucht z. B. das Potentiometer 37 nach Fig. 6 nur so gewickelt zu sein, daß es ein Signal liefert, welches proportional der durch die verwendete aerodynamische Vorrichtung hervorgerufenen Änderung des Schleifarmes abhängt. Wird das Potentiometer 60 so 65 Klammerausdrucks der Gleichung (8) ist.
gewickelt, daß sein Ausgangssignal der Stellung seines Weist andererseits die Einrichtung sowohl Klappen als

Schleifarmes umgekehrt proportional ist, so ist das Aus- auch eine Einrichtung zur Ausführung einer der obengenannten Änderungen auf, so ist ein besonderer Betätigungsmotor vorzuziehen. In diesem Falle wird ein (11) direkt proportional. 70 besonderer Signalerzeuger nach Art eines Potentiometers

statischen Druck ausgesetzt ist. Durch diese Anordnung wird der Schleifarm 61 in Abhängigkeit vom Staudruck q eingestellt und damit in Übereinstimmung mit dem Quadrat der Fluggeschwindigkeit.

Die Wicklung des Potentiometers 60 ist an eine Wechselstromquelle angeschlossen, deren eine Seite geerdet ist, so daß ein Ausgangssignal zwischen dem Schleif arm 61 und der Erdung auftritt, dessen Größe von der Stellung des

gangssignal dem Ausdruck —- der Gleichungen (9) und

von diesem Motor angetrieben und liegt elektrisch in Reihe mit dem Klappenpotentiometer und der Geberwicklung 32 des Lotkreisels 4, so daß die Änderungen der Auftriebs- oder Anstellwinkel-Kennlinie, die durch Betätigungen dieser Einrichtung und der Klappen hervorgerufen werden, von einer entsprechenden Änderung des dem Additionsverstärker 5 zugeführten Längsneigungssignals begleitet werden.

Claims (18)

Patentansprüche:

1. Steuervorrichtung zur Verhinderung vonAuftriebsstößen, in Flugzeugen, die mit einer aerodynamischen Einrichtung ausgerüstet sind, welche gegenüber *5 dem übrigen Flugzeug verstellt werden kann, damit der Zustand des Flugzeuges in der Weise geändert wird, daß die Auftriebs- oder Anstellwinkel-Kennlinie in Abhängigkeit von der Verstellung der aerodynamischen Einrichtung geändert wird, die ferner mit einer Vorrichtung ausgerüstet sind, durch welche die aerodynamische Einrichtung nach Wunsch verstellt werden kann, wobei die Steuervorrichtung ein Bezugsinstrument aufweist, welches die Abweichung des Flugzeugs von einer Sollängsneigung bestimmt, gekennzeichnet durch eine Vorrichtung, durch die selbsttätig die Sollängsneigung eingestellt und gleichzeitig die aerodynamische Einrichtung gegenüber einer vorbestimmten Lage verstellt wird, wobei das Flugzeug durch Betätigen der aerodynamischen Einrichtung vor Auftriebsstößen bewahrt wird, wenn es so gesteuert wird, daß die Meßgröße für die Längsneigungsabweichung Null bleibt.

2. Steuervorrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch eine Anordnung, durch die gewährleistet wird, daß die eingestellte Sollängsneigung eine vorbestimmte Funktion der bei einem gegebenen Anstellwinkel durch Betätigung der aerodynamischen Einrichtung erzeugten Auftriebsänderung ist.

3. Steuervorrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch eine Anordnung, durch die gewährleistet wird, daß die eingestellte Sollängsneigung eine vorbestimmte Funktion zur Verstellung der aerodynamischen Einrichtung ist.

4. Steuervorrichtung nach jedem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch ein Bezugsinstrument, welches die Abweichung von der Längsneigung mißt und das einen Geber aufweist, der ein Längsneigungsabweichungssignal liefert, das ein Maß für die Abweichung des Flugzeugs von der Sollängsneigung ist, und durch ein Anzeigegerät oder einen Servoverstärker für das Höhenruder, dem das Längsneigungsabweichungssignal zugeführt wird, und durch eine Vorrichtung zur Erzeugung eines Vorspannungssignals, dessen Größe eine vorbestimmte Beziehung zur Verstellung der aerodynamischen Einrichtung hat, und dadurch, daß die Sollängsneigung eingestellt wird, indem das Vorspannungssignal dem Anzeigegerät oder Servoverstärker gegensinnig zum Längsneigungsabweichungssignal zugeführt wird.

5. Steuervorrichtung nach jedem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch eine nach Wunsch zu betätigende und die aerodynamische Einrichtung verstellende Antriebsvorrichtung und dadurch, daß die Sollängsneigung durch eine Vorrichtung eingestellt wird, die von der Antriebsvorrichtung betätigt wird, während diese die aerodynamische Einrichtung verstellt.

6. Steuervorrichtung nach jadem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß da? 70 Vorspannungssignal als Ausgangsgröße eines Potentiometers erzeugt wird, dessen Schleifarm mittels einer nichtlinearen Ubetragungsvorrichtung gleichzeitig mit der Verstellung der aerodynamischen Einrichtung eingestellt wird.

7. Steuervorrichtung nach jedem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß das Vorspannungssignal durch ein nichtlineares Potentiometer erzeugt wird, dessen Schleifarm gleichzeitig mit der Verstellung der aerodynamischen Einrichtung eingestellt wird.

8. Steuervorrichtung nach jedem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Solllängsneigung eingestellt wird, wenn die aerodynamische Einrichtung aus ihrer Nullstellung, in der sie keinen Einfluß auf den Auftrieb des Flugzeugs hat, herausbewegt wird.

9. Steuervorrichtung nach jedem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Solllängsneigung außerdem in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit eingestellt wird.

10. Steuervorrichtung nach jedem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß die Sollängsneigung auch umgekehrt proportional dem Quadrat der Fluggeschwindigkeit eingestellt wird.

11. Steuervorrichtung nach jedem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß die Sollängsneigung in Abhängigkeit von der Verstellung der aerodynamischen Einrichtung, unabhängig von der Fluggeschwindigkeit eingestellt wird und daß nach Verstellung der aerodynamischen Einrichtung um mehr als einen vorbestimmten Betrag Fluggeschwindigkeitsänderungen durch eine nachfolgende, eine bestimmte Zeit lang dauernde Änderung dieser Einstellung der Sollängsneigung berücksichtigt werden.

12. Steuervorrichtung nach jedem der Ansprüche 4 bis 8 und 11, dadurch gekennzeichnet, daß die nachfolgende Änderung durch ein Signal hervorgerufen wird, dessen Größe sich mit der Zeit in Übereinstimmung mit einer vorbestimmten Funktion ändert, und daß dieses Signal in Gegenrichtung zum Mischsignal zugeführt wird.

13. Steuervorrichtung nach jedem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die aerodynamische Einrichtung Tragflächenklappen aufweist, die von den Hinterkanten der Tragflächen vorstehen können.

14. Steuervorrichtung nach jedem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch eine Vorrichtung, welche ein Signal hervorbringt, das ein Maß für die Vertikalabweichung des Flugzeugs von einer vorbestimmten Flugbahn ist, z. B. einem Funkgleitweg, durch eine Vorrichtung zur Einstellung der Solllängsneigung in Übereinstimmung mit dem Vertikalabweichungssignal und durch ein Anzeigegerät oder einen Servoverstärker für das Höhenruder, das vom Längsneigungsabweichungssignal betätigt wird, wodurch das Flugzeug unter Hand- oder automatischer Steuerung dem vorbestimmten Gleitweg folgt.

15. Steuervorrichtung nach jedem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorrichtung zur Messung der Abweichung von der Längsneigung ein Lotkreisel ist.

16. Steuervorrichtung für Flugzeuge, die mit einer aerodynamischen Einrichtung, z. B. Tragflächenklappen, ausgerüstet sind, welche gegenüber dem übrigen Flugzeug verstellt werden können, wodurch der Zustand des Flugzeugs in der Weise geändert wird, daß die Auftrieb- oder Anstellwinkel-Kennlinie in Abhängigkeit von der Verstellung der aerodynami-

sehen Einrichtung geändert wird, und die mit einer Antriebsvorrichtung ausgerüstet sind, durch die nach Wunsch die aerodynamische Einrichtung in dieser Weise verstellt werden kann, wobei das Navigationsgerät eine Kreiselbezugseinrichtung, z. B. Lotkreisel, aufweist, an der ein Geber angeordnet ist, der ein Signal erzeugt, das ein Maß für die Abweichung des Flugzeugs von einer Sollängsneigung ist, gekennzeichnet durch eine von der Antriebsvorrichtung betätigte Einrichtung, die ein erstes Vorspannungssignal gleichzeitig mit der Einstellung der aerodynamischen Einrichtung erzeugt, wobei das Signal eine vorbestimmte funktioneile Beziehung zur Einstellung der aerodynamischen Einrichtung hat, und durch ein Anzeigegerät oder einen Servoverstärker für das Höhenruder und durch eine Vorrichtung, welche das Längsneigungsabweichungssignal und das Vorspannungssignal dem Anzeigegerät oder dem Servoverstärker gegensinnig zuführt.

17. Steuervorrichtung nach Anspruch 16, gekennzeichnet durch eine Vorrichtung, die ein zweites Vorspannungssignal erzeugt, das eine vorbestimmte funktionelle Beziehung zur Fluggeschwindigkeit hat, und durch eine Vorrichtung, die dieses zweite Vorspannungssignal dem Anzeigegerät oder dem Servoverstärker, gegenüber dem ersten Vorspannungssignal gegensinnig, zuführt.

18. Steuervorrichtung nach Anspruch 16, gekennzeichnet durch eine Vorrichtung, welche die Größe des ersten Vorspannüngssignals in Übereinstimmung mit einer vorbestimmten Funktion während einer vorbestimmten Zeitdauer verringert, nachdem die aerodynamische Einrichtung eine vorbestimmte Stellung erreicht hat.

In Betracht gezogene Druckschriften:
Britische Patentschrift Nr. 690 985;
USA.-Patentschrift Nr. 2 613 050.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

© 809 508/35 4.58