-
Flugzeug mit einem die Ausschläge des Steuerknüppels für das Höhenruder
nicht linear übersetzenden Steuergestänge Ein Merkmal der Vochleistungsllugzeuge
ist die beträchtliche Äi@derunQ der Wirksamkeit der Ruder bei unterschiedlichen
Flugbedingungen. Das Verhältnis der Wirksamkeit kann zwischen hohen Unterschallgeschwindigkeiten
bei geringer Höhe und mäßigen Überschallgeschwindigkeiten bei großer Flughöhe oder
bei der Landung 15: 1 betragen. Während kleine Steuerknzippelaussdiläge für
eine bestimmte Beschleunigung im ersten Fall erforderlich sind, müssen im zweiten
Fall sehr große Steuerknüppelausschläge vorgenommen werden, so daß der Flugzeugführer
Schwierigkeiten hat bezüglich der SteuerüberempfindlichlKeit bzw. der Steuerunterempfindlichkeit.
Außerdem mu ß ein großer Gesamtausschlag für die Ruder vorgesehen werden, damit
eine ausreichende Überschall-Manövrierfähigkeit bei großen Höhen erhalten wird,
so daß der Gesamtsteuerknüppelweg, der gewöhnlich begrenzt ist, einen größer;,nuderbeivegungsbereich
bedecken muß, als es bisher notwendig war, wodurch das Problem der Überempfindlichkeit
noch erschwert wird.
-
Um diese Nachteile zu überwinden, ist es bekannt, das Getriebe zwischen
dem Steuerknüppel und den Rudern Gemäß den Flugbedingungen so zu verändern, daß
bei der gleichen Gesainisteuerknüppelverstellung unterschiedliche Ruderanstellungen
erlangt werden. Dieses Verfahren hat den Nachteil, daß das Getriebe, das kein Spiel
haben darf, rnit der Recheneinrichtung und den erforderlichen Sicherheitseinrichtungen
sehr kompliziert wird. Bei einem anderen bekannten System hat der Steuerknüppel
eine festgelegte Neutralstellung, und die Trimmung wird über ein ausdehnbares Gestänge
im Steuerkreis bewirkt. Ein, nichtlineares Gestänge bewirkt dann gegenüber dem linearen
Gestänge einen höheren Steuerknüppelausschlag für kleine Ruderanstellungen, als
es sonst von der ausgetrimmten Neutralstellung erforderlich wäre. Hierdurch wird
es mög_ lich, eine größere Steuerknüppelverstellung bei vorgegebener Wirksamkeit
der Ruder bei höheren Unterschallgeschwindigkeiten zu erreichen, als dies mit einem
linearen Gestänge möglich wäre. Ein Nachteil dieses Systems liegt darin, daß die
schnelle Änderung des Übersetzungsverhältnisses des Getriebes sogar bei mäßig kleinen
Verstellungen des Steuerknüppels eine präzise Steuerung noch schwieriger machen
und außerdem zti den unerwünschten Steuercharakteristiken bezüglich des statischen
und dynamischen Zustandes führen.
-
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Flugzeugsteuereinrichtung
zu schaffen, bei der unter Vermeidung der beschriebenen Nachteile eine optimale
Manövrierfähigkeit in allen Bereichen erzielt wird, wobei dem Flugzeugführer unmittelbar
von dem Steuerknüppel aus eine Information über die Anstellung der Ruder gegeben
wird, wie die, vom Flugzeugführer allgemein. gewünscht wird.
-
Diese Aufgabe wird bei einem Flugzeug mit einem die Ausschläge des
Steuerknüppels für das Höhenruder nicht linear übersetzenden Steuergestänge erfindungsgemäß
dadurch gelöst, daß das übersetzungsverhältnis von einem Minimalwert auf einen Maxirmalwert
steigt, wenn der Steuerknüppel aus seiner rückwärtigsten in seine vorderste Lage
bewegt wird. Dies bedeutet, daß bei angezogenem Steuerknüppel ein weiterer Weg desselben
zurückgelegt werden muß, um die gleiche prozentuale Anstellung des Höhenruders zu
erreichen, wie dies bei Ausschlägen irn Bereich seiner vordersten Stellung der Fall
ist.
-
Hierdurch wird der Vorte_l erzielt, daß unter allen Flugbedingungen
jeder beliebigen Stellung des Steuerknüppels eine bestimmte zugeordnete Stellung
des Höhenruders entspricht, weil das übersetzungsverhältnis in einem bestimmten
differentiellen Bereich des Steuerknüppelausschlages unter allen Flugbedingungen
konstant ist. Es wird durch die erfindungsgemäße Steuereinrichtung möglich, bei
dem normal zur Verfügung stehenden Steuerknüppelausschlag alle Bereiche in zweckmäßiger
Weise zu beherrschen, weil in jenen Bereichen, die eine feinfühligere Steuerung
erfordern, ein größerer Steuerknüppelausschlag für die gleiche Winkelanstellung
erforderlich ist als
in anderen Bereichen, in denen der Einfluß
der Winkelverstellung des Ruders bezüglich der Manövrierung geringere Wirkung hat.
In diesem Bereich wird mit verhältnismäßig geringem Ruderausschlag ein größerer
Verstellwinkel erzielt. Es wird also in zweckmäßiger Weise die Steuerwirksamkeit
bezüglich des Ruderausschlags in einem Bereich gedehnt und im anderen Bereich zusammengedrängt,
so daß bei einer optimalen Steuerung der gesamte Steuerbereich unter allen Flugbedingungen
mit dem üblichen Gesamtsteuerausschlag beherrscht werden kann.
-
Die Anwendung der Erfindung beschränkt sich nicht auf die Steuerung
des Höhenruders, sondern kann z. B. auch zur Steuerung der Querruder und
aller Ruder benutzt werden, die am Leitwerk oder Hauptflügel zur Neigungssteuerung
angebracht sind.
-
Die erfindungsgemäße Steuereinrichtung ist auch anwendbar für ein
Flugzeug mit einem Höhenruder, das zugleich als Höhentrimmflosse dient und durch
eine vom Steuerknüppel gesteuerte Hilfskraft verstellt wird, wobei am Steuerknüppel
in an sich bekannter Weise künstlich ein Ruderdruck simuliert wird. Bei einer solchen
Steuereinrichtung erfolgt erfindungsgemäß die Trimmung des Höhenruders mittels der
Simuliereinrichtung durch Änderung der Neutralstellung des Steuerknüppels. Unter
allen Flugbedingungen wird dann der Steuerknüppel durch die Simuliereinrichtung
zur Erzeugung eines künstlichen Steuergefühls in einer Neutralstellung gehalten,
in der das Flugzeug für die tatsächlich vorliegenden Flugbedingungen ausgetrimmt
ist.
-
Die neutrale Stellung des Steuerknüppels für hohe Unterschallgeschwindigkeiten
bei geringer Höhe wird im wesentlichen ganz vorn liegen, wenn sich das Höhenruder
in Trimmstellung befindet, und der Steuerknüppel wird sich in seiner im wesentlichen
am weitesten zurückgezogenen Stellung befinden, wenn das Flugzeug mit ausgetrimmtem
Höhenruder in großer Höhe mit mäßiger überschallgeschwindigkeit fliegt oder wenn
das Flugzeug landet. Der Betrag, um den im Fluge das Höhenruder bzw. der Steuerknüppel
aus der neutralen Mittelstellung bewegt wird, um das Flugzeug in den zulässigen
Grenzen zu manövrieren, ist im allgemeinen ziemlich klein im Vergleich zu dem Gesamtweg,
und da das Übersetzungsverhältnis bei der erfindungsgemäßen Einrichtung automatisch
gemäß dem Höhenrudertrimmwinkel gewählt wird und weil das Getriebeübersetzungsverhältnis
zwischen Steuerknüppel und Höhenruder sich mit der Höhenruderstellung und demgemäß
mit dem Trimmwinkel ändert, sind die Charakteristiken der Höhenruderwirksamkeit
und des Höhenrudertrimmwinkels so, daß eine geeignete Steuerempfindlichkeit unter
allen Flugbedingungen erhalten wird. Außerdem ist in den Grenzen, die durch die
Festigkeit des Flugzeuges bzw. durch den kritischen Anstellwinkel bedingt sind,
die Nichtlinearität der Steuerknüppelverstellung im Verhältnis zur Beschleunigung
in den meisten Fällen vernachlässigbar, wie weiter unten noch im einzelnen beschrieben
wird, vorausgesetzt, daß das Gestänge nicht übermäßig nichtlinear ist. Es ist nicht
möglich, einen konstanten Steuerknüppelausschlag für eine bestimmte Beschleunigung
bei allen Flugbedingungen zu erlangen, wie es gelegentlich als ideal gefordert wird
und zugleich eine konstante Steuerknüppelreaktionskraft zu erhalten. Weil nur ein
kleiner Teil des Gesamtsteuerknüppelweges für jedes Manöver benutzt wird, ist die
Nichtlinearität der Steuerknüppelverstellung verhältnismäßig klein.
-
Die Steuerknüppelkraft, die von der Steuergefühlsanlage geliefert
wird, würde unter allen Flugbedingungen nahezu linear zur erzielten Beschleunigung
sein, wenn die Steuerknüppelverstellungen ebenfalls nahezu linear zur erzielten
Beschleunigung wären. Wenn jedoch eine übliche Steuergefühlseinrichtung derjenigen
Art benutzt wird, die auf die Luftdichte und das Quadrat der tatsächlichen Luftgeschwindigkeit
anspricht, sind die Steuerknüppelkräfte für eine bestimmte Beschleunigung bei verschiedenen
Flugbedingungen unterschiedlich, was unerwünscht ist.
-
Wenn eine Steuergefühlsanlage dieser Bauart in einem Steuersystem
mit nichtlinearem übersetzungsverhältnis zwischen der Bewegung des Steuerknüppels
und des Höhenruders benutzt wird, können richtige Steuerknüppelkräfte unter praktisch
allen Flugbedingungen erlangt werden, indem man ein zweites nichtlineares Gestänge
zwischen der Steuergefühlsanlage und dem Steuerknüppel zusätzlich zu dem ersten
nichtlinearen Gestänge zwischen Steuerknüppel und Höhenruder vorsieht.
-
Die beiden nichtlinearen Gestänge können z. B. als Gelenkvierecke
ausgebildet sein, von denen je zwei gleiche Arme am Flugzeugkörper an den Endpunkten
einer festen Basis gelenkig angeordnet und an ihren freien Enden durch einen Lenker
verbunden sind. Der Betrag der Nichtlinearität eines solchen Gestänges kann leicht
durch Veränderung der Länge des Lenkers verändert werden. Wenn sich die Länge des
Lenkers der Länge der Basis nähert, nähert sich das Gelenkviereck dem linearen Zustand,
während die Nichtlinearität zunimmt, wenn die Differenz zwischen der Länge des Lenkers
und der Länge der Basis zunimmt.
-
Die Eingangsarme der beiden Gelenkvierecke sind z. B. durch eine querverlaufende
Vorgelegewelle fest miteinander gekuppelt und mit üblichen Gelenkanordnungen an
den Steuerknüppel angeschlossen. Der Ausgangsarm eines der Gelenkvierecke ist über
übliche Gestängeeinrichtungen mit einer Steuergefühlsanlage verbunden, und der Ausgangsarm
des anderen Gelenkvierecks ist in gleicher Weise mit dem Höhenruder verbunden.
-
Weitere Vorteile und Einzelheiten der Erfindung ergeben sich aus der
folgenden Beschreibung eines Ausführungsbeispieles an Hand der Zeichnungen. In den
Zeichnungen zeigt F i g. 1 eine schematische perspektivische Ansicht einer Gesamtanordnung
des nichtlinearen Doppelgestänges gemäß der Erfindung, F i g. 2 und 3 schematische
Seitenansichten der beiden Gelenkvierecke, die die beiden nichtlinearen Gestänge
bilden, in größerem Maßstab, F i g. 4 eine graphische Darstellung, die den prozentualen
Weg des Steuerknüppels als Funktion des prozentualen Höhenruderwinkels für ein lineares
Gestänge (strichlierte Kurve) und für ein nichtlineares Gestänge (voll ausgezogene
Kurve) zeigt; die prozentualen Steuerknüppelwege für einen Beschleunigungszuwachs
von 19 sind für einen überempfindlichkeitsbereich bzw. einen Unterempfindlichkeitsbereich
dargestellt, F i g. 5 eine graphische Darstellung, die den zum Austrimmen eines
typischen Überschallflugzeuges erforderlichen Höhenruderwinkel als Funktion der
Machzahl zeigt, d. h. jenen Höhenruderwinkel, bei
welchem das Flugzeug
in verschiedenen Höhenlagen in der vertikalen Ebene ständig ohne Beschleunigung
ist, F i g. 6 eine graphische Darstellung, welche als Funktion der Machzahl den
Höhenruderwinkel zeigt, der zusätzlich zu dem Trimmwinkel gemäß F i g. 5 erforderlich
ist, um eine normale Beschleunigungszunahme von 1 g für das gleiche Flugzeug in
verschiedenen Höhen zu erzeugen, F i g. 7 eine graphische Darstellung der Steuerknüppelkräfte
als Funktion der Beschleunigung für ein lineares Gestänge zwischen Steuerknüppel,
Steuergefühlseinrichtung und Höhenruder, F i g. 8 eine der F i g. 7 entsprechende
graphische Darstellung mit dem Unterschied, daß ein nichtlineares Gestänge zwischen
Steuerknüppel und Höhenruder vorgesehen ist, F i g. 9 eine der F i g. 7 entsprechende
graphische Darstellung mit dem Unterschied, daß ein nichtlineares Gestänge zwischen
der Steuergefühlseinrichtung und dem Handsteuer für den Flugzeugführer vorgesehen
ist.
-
Der Steuerknüppel 1 für den Flugzeugführer ist bei 2 schwenkbar am
Flugzeugaufbau befestigt. Bei 3 ist an dem Steuerknüppel die übliche Schub- und
Zugstange 4 angelenkt, deren anderes Ende bei 5 mit einem ersten nichtlinearen Gestänge
verbunden ist. Dieses Gestänge besteht aus zwei Armen 6-7 und 13-11 gleicher Länge,
die bei 7 bzw.13 am Flugzeugkörper 9 schwenkbar angelenkt sind. Die Punkte 7 und
13 bilden die feste Basis eines Gelenkvierecks 7-6-11-13. Die freien Enden dieser
bei 7 und 13 angelenkten Arme sind über einen Lenker 6-11 verbunden, der kürzer
ist als der Abstand zwischen den Gelenkpunkten 7-13 und dessen Länge zwecks Veränderung
der Nichtlinearität des Gestänges verändert werden kann.
-
Eine ein künstliches Steuergefühl erzeugende Einrichtung 24 ist bei
12 über schematisch angedeutete bekannte Übertragungsmittel 14 an den Arm 13-11
angelenkt, und es kann außerdem eine übliche Trimmeinstelleinrichtung 25 vorgesehen
werden.
-
Ein zweites nichtlineares Gestänge besteht in gleicher Weise aus einem
Gelenkviereck, dessen feste Basis 15-19 gegenüber dem Flugzeugkörper 9 fest ist.
Die beiden Arme 15-16 und 19-18 dieses Gestänges, die an der Basis gelenkig angeordnet
sind, weisen eine einander gleiche Länge auf und sind an ihren freien Enden über
einen Lenker 16-18 miteinander verbunden, der kürzer als die Basis 15-19 ist. Bei
20 ist der Arm 19-18 mit einem üblichen schematisch dargestellten
und mit 21 bezeichneten Gestänge gelenkig verbunden, das seinerseits mit einer aerodynamischen
Ruderfläche 22 (z. B. ein allseits bewegliches Höhenleitwerk) verbunden ist.
-
Die beiden nichtlinearen Gestänge sind miteinander über eine querverlaufende
Vorgelegewelle 8
verbunden, die die Arme 7-6 und 15-16 miteinander verbindet.
-
Das nichtlineare Gestänge 7-6-11-13 liegt zwischen dem Steuerknüppel
1 des Piloten und der Einrichtung zur Erzeugung des künstlichen Steuergefühls, und
das andere nichtlineare Gestänge, nämlich das Gelenkviereck 15-16-18-19, liegt zwischen
dem Steuerknüppel l des Piloten und der aerodynamischen Ruderfläche 22. In dem Gestänge
21, das zu der aerodynamischen Ruderfläche 22 führt, kann ein an sich bekannter
Kraftantrieb 23 vorgesehen sein. Aus F i g. 2 ist ersichtlich, daß sich das Gelenkviereck
15-16-18-19 zwischen zwei Endstellungen bewegen kann. In einer dieser Endstellungen
steht der Arm 15-16 senkrecht zur Basis 15-19, und der Arm 19-18 ist in einem
Winkel 0 gegenüber einer Senkrechten zu der Basis 15-19 angestellt. In der anderen
Endstellung steht der Arm 19-18 senkrecht zu der Basis, und der Arm 15-16 weist
gegenüber einer auf der Basis 15-19 stehenden Senkrechten einen Winkel (-b auf.
-
Aus F i g. 3 ist ersichtlich, daß das Gelenkviereck 7-6-11-13, das
mit dem anderen Gelenkviereck über die Vorgelegewelle 8 (F i g. 1) gekuppelt ist,
in diesen Endstellungen gegenüber der auf der Basis 7-13 stehenden Senkrechten um
einen Winkel JO versetzt ist, weil der Lenker 6-11 länger als der Lenker 16-18 des
Gelenkvierecks 15-16-18-19 ist. Durch Änderung der Länge des Lenkers 16-18 kann
die winkelmäßige Versetzung verändert werden. In F i g. 4 zeigt die strichlierte
gerade Linie die lineare Abhängigkeit zwischen der Bewegung des Steuerknüppels und
dem Ausschlag des Höhenruders, d. h. die Linie läuft durch den Koordinaten-Nullpunkt
mit konstanter Steigung.
-
Das nichtlineare Gestänge zwischen dem Steuerknüppel des Flugzeugführers
und dem Leitwerk erzeugt die voll ausgezogene Kurve, die im Koordinaten-Anfangspunkt
mit einer geringeren Steigung beginnt und den 100°/Q-Punkt mit einer größeren Steigung
erreicht als die strichlierte Gerade.
-
F i g. 5 zeigt als Funktion der Machzahl den Höhenflossenwinkel, der
erforderlich ist, um ein typisches Überschallflugzeug so auszutrimmen, daß
es während eines unbeschleunigten Fluges auf gleicher Höhe gehalten wird, und zwar
für Flüge in Normal-Null und in Höhen von 6100m, 12200m und 15 250 m.
-
F i g. 6 zeigt als Funktion der Machzahl den Höhenruderwinkel, der
zusätzlich zu dem Trimmwinkel erforderlich ist, um eine normale Beschleunigungszunahme
von 1 g bei demselben Flugzeug zu erzielen, und zwar für die gleichen Höhen wie
in F i g. 5.
-
Aus F i g. 6 ist ersichtlich, daß bei hohen Unterschallgeschwindigkeiten
in einer Höhe entsprechend Normal-Null die geringste Veränderung des Höhenruderwinkels
bei einer bestimmten Beschleunigungszunahme erforderlich ist und daß unter diesen
Flugbedingungen der Trimmwinkel ebenfalls ein Minimum hat. Unter diesen Flugbedingungen
kann demgemäß eine Überempfindlichkeit der Steuerung eintreten, was in bezug auf
eine Übersteuerung des Flugzeuges und im Hinblick darauf, daß der Flugzeugführer
die Steuergewalt verlieren kann, außerordentlich gefährlich ist.
-
Umgekehrt wird bei mäßigen überschallgeschwindigkeiten in großen Höhen
eine maximale Veränderung des Höhenruderwinkels bei einer bestimmten Beschleunigungszunahme
gefordert (F i g. 6). Unter diesen Flugbedingungen kann demgemäß eine Unterempfindlichkeit
auftreten, die zwar nicht gefährlich ist, aber von dem Flugzeugführer als unzweckmäßig
empfunden wird, da große Ausschläge des Steuerknüppels erforderlich sind.
-
Im folgenden wird wieder auf F i g. 4 Bezug genommen. Die Ordinate
des Punktes A, der auf der strichlierten Linie liegt und die Ordinate des entsprechenden
Punktes A1 auf der voll ausgezogenen
Kurve markieren für einen Flugzeugstand
bei mäßiger überschallgeschwindigkeit von M = 1,4 und eine Höhe von 15 250 m den
prozentualen Steuerknüppelweg, der für eine Beschleunigungszunahme von 1 g erforderlich
ist. Bei einem linearen Getriebe würde ungefähr ein 45%iger Steuerknüppelweg erforderlich
sein (Punkt A), während bei Anwendung des nichtlinearen Getriebes der Prozentsatz
auf ungefähr 36 0/0 (Punkt A') erniedrigt wird, was eine beträchtliche Einsparung
in der Steuerknüppelbewegung bedeutet.
-
Umgekehrt wird bei hohen Unterschallgeschwindigkeiten von M = 0,9
in einer Höhe entsprechend Normal-Null die Steuerknüppelbewegung für eine Beschleunigungszunahme
von 1 g durch die Differenzen der Ordinaten der Punkte B und C bzw. B1 und Cl ausgedrückt.
Die Differenz beträgt auf der strichlierten Geraden (ohne nichtlineares Getriebe)
ungefähr 6% des Steuerknüppelweges und die Differenz der Ordinaten der Punkte B1
und Cl auf der vollausgezogenen Kurve (mit nichtlinearem Getriebe) ungefähr 9 %,
wodurch der Steuerknüppelweg auf den eineinhalbfachen Wert vergrößert ist, so daß
die Überempfindlichkeit damit vermindert wird. Die Einführung einer Nichtlinearität
in das Getriebe zwischen den Steuerknüppel des Flugzeugführers und das Höhenleitwerk
hat demgemäß bezüglich des Steuerknüppelweges beträchtliche Vorzüge sowohl im Bereich
der Überempfindlichkeit als auch im Bereich der Unterempfindlichkeit.
-
Es müssen jedoch auch die Wirkungen des nichtlinearen Getriebes auf
die Steuerknüppelkräfte untersucht werden.
-
F i g. 7 veranschaulicht die erforderlichen Steuerknüppelkräfte als
Funktion der Beschleunigung für ein Flugzeug mit einer künstlichen Steuergefühlseinrichtung
der Bauart, die auf die Luftdichte und das Quadrat der tatsächlichen Luftgeschwindigkeit
anspricht. Es ist ersichtlich, daß die Steuerknüppelkraft direkt proportional der
Beschleunigungszunahme ist, die durch den Steuerknüppel erzeugt wird. Die vollausgezogene
Linie in F i g. 7 zeigt die optimale Beziehung zwischen der Steuerknüppelkraft und
der Beschleunigung, die jedoch Änderungen unterworfen ist infolge von Änderungen
des Gewichtes oder der Schwerpunktslage des Flugzeuges, wie durch die strichlierten
Linien angedeutet.
-
Durch Einfügung eines nichtlinearen Gestänges zwischen den Steuerknüppel
und das Leitwerk und in das Gestänge zwischen Steuerknüppel und Steuergefühlseinrichtung
werden die Bedingungen gemäß F i g. 7 in der Weise geändert, wie es aus F i g. 8
ersichtlich ist, wo das nichtlineare Gestänge zwischen der Steuergefühlseinrichtung
und dem Höhenleitwerk angeordnet ist, bzw. wie es in F i g. 9 dargestellt ist, wo
das nichtlineare Gestänge zwischen der Steuergefühlseinrichtung und dem Steuerknüppel
des Flugzeugführers eingeschaltet ist.
-
Unter der Voraussetzung, daß sich das Getriebe nicht ändert, wenn
sich der Höhenruderwinkel bei einer Beschleunigungszunahme von 1 g ändert, ist ersichtlich,
daß in dem überempfindlichkeitsbereich bei hohen Unterschallmachzahlen in einer
Höhe entsprechend Normal-Null bei der Anordnung gemäß F i g. 8 größere Steuerkräfte
auf den Steuerknüppel ausgeübt werden müssen, um den künstlichen Widerstand der
Steuergefühlsanlage zu überwinden und den erforderlichen Höhenruderausschlag zu
erhalten, als dies der Fall wäre, wenn die optimalen Verhältnisse bei einem linearen
Getriebe vorliegen. Umgekehrt werden niedrigere Steuerkräfte für den Steuerknüppel
erforderlich, als sie durch das Optimum gegeben sind, wenn man sich im Unterempfindlichkeitsbereich
bei mäßigen überschallgeschwindigkeitsmachzahlen und großer Höhe befindet. Diese
beiden Bedingungen sind in F i g. 8 strichpunktiert dargestellt.
-
Umgekehrt würde die Wirkung des nichtlinearen Getriebes in einer Anordnung
gemäß F i g. 9 zu einer Verminderung der erforderlichen Steuerknüppelkräfte unter
dem Optimum in dem überempfindlichkeitsbereich und zu einer Zunahme der Kräfte in
dem Unterempfindlichkeitsbereich führen, wie ebenfalls durch die strichpunktierten
Linien in F i g. 9 angedeutet.
-
Wenn man die Wirkungen der Veränderungen in der Steuerknüppelkraft
infolge Gewichtsveränderungen oder Veränderungen der Lage des Schwerpunktes, wie
sie unter Bezugnahme auf F i g. 7 beschrieben wurden, betrachtet, ergibt ihre überlagerung
auf die Wirkungen eines einzelnen nichtlinearen Getriebes entweder gemäß F i g.
8 oder 9 unannehmbare Steuerknüppelkräfte wie in den strichlierten Linien in F i
g. 8 und 9 angedeutet.
-
Indem man den Steuerknüppel des Flugzeugführers über ein nichtlineares
Getriebe mit der künstlichen Steuergefühlseinrichtung verbindet und ein anderes
nichtlineares Getriebe zwischen Flugzeugführer-Steuerknüppel und Höhenruder einfügt,
wie dies schematisch in F i g. 1 dargestellt ist, kompensieren sich die Wirkungen
auf die Steuerkräfte, wie sie unter Bezugnahme auf F i g. 8 und 9 beschrieben sind,
wenigstens teilweise, so daß die Bedingungen gemäß F i g. 7 wenigstens annähernd
verwirklicht werden.
-
Durch diese bevorzugte Anordnung werden demgemäß die vorteilhaften
Wirkungen des nichtlinearen Gestänges im Hinblick auf den Steuerknüppelweg im überempfindlichkeits-
und Unterempfindlichkeitsbereich erlangt, ohne daß nachteilige Wirkungen im Hinblick
auf die Steuerknüppelkräfte in Kauf genommen werden müssen.
-
Die Hauptmerkmale des nichtlinearen Gestängesystems gemäß der Erfindung
sind demgemäß die folgenden: 1. die geeignete Steuerempfindlichkeit bei jeder Flugbedingung
wird automatisch durch die dem Flugzeug innewohnenden aerodynamischen Charakteristiken
gewählt, da das übersetzungsverhältnis der Bewegung von Steuerknüppel und Höhenruder
von der Lage des Höhenruders abhängt; 2. der Mechanismus weist die einfachst mögliche
Gestalt auf und weist demgemäß eine hohe Sicherheit gegen Fehler auf; 3. nichtlineare
und sich ändernde Steuerknüppelkräfte für eine bestimmte Beschleunigung bei sich
änderndem Beschleunigungsfaktor oder sich ändernden Flugbedingungen werden verhindert.