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Selbsttätige Sicherheitsvorrichtung in Flugzeugsteueranlagen Die Erfindung
bezieht sich auf eine selbsttätige Sicherheitsvorrichtung in Flugzeugsteueranlagen
zur Vermeidung von mechanischen überlastungen des Flugzeuges, die durch übermäßige
Ruderausschläge entstehen, wenn ein das Ruder betätigender Servomotor wegläuft.
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Es ist bereits für diesen Zweck eine Einrichtung bekannt, bei der
die Ruderverstellung zum Schutz gegen mechanische überbelastungen des Flugzeuges
begrenzt wird. Hierbei sind die Grenzausschläge für ein Höhenruder hauptsächlich
abhängig von der über einen längeren Zeitraum durchschnittlichen Ruderstellung,
wobei die Grenzausschläge nach oben oder unten nicht in bezug auf die neutrale Ruderstellung
bestimmt werden.
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Die Erfindung geht von der Erkenntnis aus, daß es unzweckmäßig ist,
die Grenzausschläge von der über einen längeren Zeitraum gemessenen Durchschnittslage
des Ruders abhängig zu machen, da häufig Kurvenflüge so lange dauern können, daß
hierdurch die durchschnittliche Stellung des Ruders verändert und dadurch der Grenzausschlag
auf einen Wert erweitert werden kann, der die Sicherheit nicht mehr gewährleistet.
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Die Beanspruchung des Flugzeugkörpers hängt sehr stark von dem auf
das Flugzeug ausgeübten Wendedrehmoment ab, das bei einem gegebenen Ruderausschlag
mit der Geschwindigkeit zunimmt. Es ist daher zweckmäßig, den Grenzausschlag des
Ruders bei zunehmender Geschwindigkeit wenigstens in gewissen Geschwindigkeitsbereichen
herabzusetzen und den von einer neutralen Stellung aus berechneten Grenzausschlag
von der Fluggeschwindigkeit abhän-gig zu machen. Dabei ist gewährleistet,
daß bei einer gegebenen Fluggeschwindigkeit der Grenzausschlag des Ruders jeweils
von der ausgetrimmten neutralen Stellung aus bestimmt wird.
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Zur Vermeidung dieser mechanischen überbelastungen eines Flugzeuges
durch übermäßige Ruderausschläge sieht die Erfindung eine selbsttätige Sicherheitsvorrichtung
in Flugzeugsteueranlagem vor, die von einer Einrichtung zur Erzeugung eines Ausgangssignals
ausgeht, sobald der Ruderausschlag einen Grenzausschlag überschreitet, und die sich
erfindungsgemäß dadurch kennzeichnet, daß der Grenzausschlag von einer neutralen
Stellung aus in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit bestimmt wird, wobei die
Einrichtung zur Bestimmung des Grenzausschlages folgende Vorrichtungen enthält:
a) Ein Fluggeschwindigkeitsmeßgerät, das eine erste Größe erzeugt, die dem Grenzausschlag
des Ruders von der neutralen Stellung entspricht; b) eine Vorrichtung zur
Erzeugung einer zweiten Größe, die dem tatsächlichen Ausschlag des Ruders aus der
Neutralstellung proportional ist; c) eine Vergleichsvorrichtung, die aus beiden
Größen ein Ausgangssignal erzeugt, wenn die zweite Größe die erste Größe überschreitet.
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Bei Anwendung auf eine automatische Flugregelanlage kann das Ausgangssignal
der Vergleichseinrichtung dazu benutzt werden, die Flugregelanlage abzuschalten,
um ein Warnsignal zu erzeugen.
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Bei Anwendung auf ein Höhenruder wird der Grenzausschlag für die Abwärtsbewegung
des Höhenruders durch eine Konstante bestimmt, die unabhängig von der Fluggeschwindigkeit
oder dem langzeitigen Durchschnittswert des Höhenruders ist, während die Grenzausschläge
bei Aufwärtsbewegung des Höhenruders und bei sich ändernder Fluggeschwindigkeit
durch eine vorbestimmte Funktion bestimmt werden.
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Ein Ausführungsbeispiel der selbsttätigen Sicherheitsvorrichtung ist
in der Zeichnung dargestellt. Es zeigt
F i g. 1 ein Schaltschema
der Sicherheitsvorrichtung in einer Flugzeugsteueranlage, F i g. 2 die Beziehung
zwischen den Grenzausschlägen der verschiedenen Steuerflächen und der Fluggeschwindigkeit,
F i g. 3 eine Balgvorrichtung, die zur Bildung einer Ausgangsgröße aus der
gemessenen Luftgeschwindigkeit dient.
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Die Sicherheitsvorrichtung, die auf die Steuerkanäle für die Querruder
sowie die Höhenruder und das Seitenruder eines Flugzeuges einwirkt, ist in ihren
Grundzügen sehr ähnlich, so daß sich die Erläuterungen nur auf die Merkmale für
die Seitenrudersteuerung sowie auf die Abweichungen gegenüber der Höhenrudersteuerung
zu erstrecken brauchen.
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Das Seitenruder 11 treibt den Schleifarm 12 eines Potentiometers
13 an, dessen beide Enden mit dem positiven Pol einer Gleichstromquelle 14
verbunden sind und dessen Mittelpunkt 15 am geerdeten Pol anliegt. Der Schleifarm
12 ist so angeordnet, daß er an der Mittelanzapfung 15 hegt, wenn das Seitenruder
sich in der Neutralstellung befindet und keine aerodynamischen Kräfte auf das Ruder
einwirken. Bei einem Ausschlag des Ruders 11 wird der Schleifarm 12 sich
je nach der Richtung des Ausschlages über die eine oder die andere Hälfte
der Potentiometerwicklung bewegen.
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Die beiden Hälften der Potentionieterwicklung 13,
mit denen
der Schleifarm 12 bei einem beliebigen Ausschlag des Flugzeuges verbunden ist,
d. h. die beiden Teile zu beiden Seiten des Schleifarms 12, bilden zwei Zweige
einer elektrischen Brückenschaltung, deren beide anderen Zweige eine veränderliche
Widerstandsanordnung 16 und einen Bezugswiderstand 17 aufweisen. Die
gemeinsamen Enden dieser zwei Widerstände 16 und 17 sind mit dem Schleifer
12 über eine Spule 18 eines polarisierten Relais 19
verbunden, während
die äußeren Enden der Widerstände 16 und 17 am positiven bzw. geerdeten
Pol der Stromquelle 14 anliegen.
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Der veränderliche Widerstand 16 ist so ausgebildet, daß die
abgegebene Spannung eine Funktion der Fluggeschwindigkeit ist. Das Potential an
der Auslösespule 18 wird daher von der Auslenkung des Seitenruders
11 und von der Fluggeschwindigkeit abhängen. Ist der Ruderausschlag hinreichend
groß, so wird das Potential das Relais 19 auslösen. Das Relais hat auch eine
Haltespule 21, die das Gerät störsicher macht. Bei Ausfall der Erregung der Spule
18 wird das System ausgelöst.
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Für eine gegebene Fluggeschwindigkeit wird das Relais 19 bei
einer bestimmten Auslenkung des Ruders 11 und somit des Schleifers 12 ausgelöst,
wobei diese Auslenkung als Grenzausschlag für die betreffende Fluggeschwindigkeit
gilt. Bei Zunahme der Fluggeschwindigkeit wird der Grenzausschlag verringert, da
der Widerstand der veränderlichen Widerstandsanordnun- 16 zunimmt und somit
das Potential des geerdeten Endes der Spule 18 vermindert, so daß eine geringere
Auslenkung des Schleifers 12 aus der Nullage 15 erforderlich ist, um eine
hinreichende Erregung der Spule 18 zur Auslösung des Relais 19 zu
erzeugen.
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Die Kontakte 23 des Relais 19 liegen über der Stromquelle
14 in Reihe mit der Spule 24 eines Nebenrelais 25, dessen Kontakte
26 in Reihe mit der Hauptstromversorgung 27 des Selbststeuergerätes
liegen, so daß bei Auslösung des Relais 19 auch das Relais 25 anspricht
und die Flugregelanlage und die manuelle Flugzeugsteuerung freigegeben wird. Dieser
Zustand trifft ein, wenn der Ausschlag der Steuerfläche - in diesem Fall
des Seitenruders 11 - die Grenzauslenkung für die gerade erreichte Fluggeschwindigkeit
überschreitet.
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Der Grenzausschlag hängt von der gemessenen Fluggeschwindigkeit ab,
wobei die gewünschte Beziehung für das Seitenruder in F i g. 2 a dargestellt
ist. Bei niedrigsten Fluggeschwindigkeiten ist der Grenzausschlag 31
in beiden Richtungen ein Maximum, während oberhalb einer bestimmten Fluggeschwindigkeit
der Grenzausschlag 32 in beiden Richtungen vermindert wird. Für eine größere
Geschwindig keit wird der Grenzausschlag nochmals schrittweise über den ganzen Fluggeschwindigkeitsbereich
verringert.
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Diese Verringerung wird durch eine entsprechende Ausbildung der veränderlichen
Widerstandsanordnung 16 erreicht, die eine gedruckte Schaltung mit einer
Anzahl von im Abstand voneinander befindlichenKontaktsegmenten33,34,35,36,37,38
aufweist (F i g. 1, 3). Zwischen den benachbarten Paaren der Kontakte
33 bis 38 liegen Widerstände 39 geeigneter Größen.
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Am Widerstand16 ist ein Schleifarm41 vorgesehen, der durch einen Balg
42 betätigt wird und der auf den von einem Fluggeschwindigkeitsmessung bestimmten
Pitotrohr gemessenen Gesamtdruck anspricht.
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Die Sicherheitsvorrichtung im Höhenruder-Steuerkanal ist der beschriebenen
Seitenruder-Steuervorrichtung weitgehend ähnlich, wobei die entsprechenden Teile
mit den gleichen Bezugszeichen versehen sind.
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Der Grenzausschlag des Höhenruders 43 (F i g. 2 b)
nach
abwärts ist für alle Fluggeschwindigkeiten konstant. Der Grenzausschlag nach oben
für den Steigflug ist bis zu einer wenig oberhalb der Landegeschwindigkeiten liegenden
Fluggeschwindigkeit 44 der gleiche wie bei Grenzausschlägen nach abwärts. Für den
nächsten Geschwindigkeitsbereich 45 liegt der Grenzausschlag über diesem Wert und
nimmt danach in ähnlicher Weise wie beim Seitenruder-Steuerkanal stufenweise ab.
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Zur Erzielung eines gleichbleibenden Grenzausschlages nach unten ist
der Teil der Wicklung des Potentiometers 13', der mit dem Greifer 12' bei
Auslenkungen, die größer als jene Grenzauslenkung sind, zusammenwirkt, mit einem
isolierenden Streifen 46 bedeckt, der einen Kontaktschluß zwischen dem Schleifer
12' und der Wicklung 13' verhindert, sobald der Ausschlag den Grenzausschlag
überschreitet. Die Haltespule 18' reicht dann aus, um das Relais in Ausschaltstellung
zu halten und die Flugregelanlage unwirksam zu machen.
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Der Grenzausschlag irn niedrigsten Geschwindigkeitsbereich kann dadurch
niedriger als der Grenzausschlag für Fluggeschwindigkeiten oberhalb dieses Bereiches
gemacht werden, wenn die Spule 18' über einen Widerstand an den zweiten Kontakt
34' der veränderlichen Widerstandsanordnung 16" anstatt an den Endkontakt
33' angelegt wird und für die Widerstände 39' geeignete Werte wählt.
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Die Sicherheitsvorrichtung im Querruder-Steuerkanal entspricht im
wesentlichen den bereits beschriebenen Einrichtungen in den Höhenruder- und Seitenruder
-Steuerkanälen,
wobei der gewünschte Kurvenverlauf der Querruderbetätigung in F i g. 2 c
dargestellt ist. Im niedrigsten Fluggeschwindigkeitsbereich ist ein bestimmter Grenzausschlag
48 in beiden Richtungen vorgesehen; für Fluggeschwindigkeiten oberhalb dieses Bereiches
erhält der Grenzausschlag einen niedrigeren Wert 49 in beiden Richtungen, wobei
dieser Grenzausschlag über den gesamten übrigen Bereich der Fluggeschwindigkeit
gleichbleibt.
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Zwischen den ersten beiden Kontakten 33 und 34 liegt lediglich
ein einzelner Widerstand 39, während die übrigen Kontakte direkt miteinander
verbunden sind.
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Die drei Widerstandsgruppen für die Seitenrudersowie die Höhenruder-
und die Querruder-Steuerkanäle (F i g. 3) sind in einem einzigen Bauteil
51
untergebracht, wobei nur die obere Widerstandsgruppe sichtbar ist. Die
Schleifarme 41 der veränderlichen Widerstände 16 sind übereinander angeordnet,
so daß sie gemeinsam über die Segmente 33 bis 38
der einzelnen Widerstandsgruppen
streichen.
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Die Schleif arme 41 bilden einen Schenkel eines bei 53 drehbar
gelagerten Winkelhebels 52, dessen anderer Schenkel 54 durch eine Zugfeder
55 zur Drehung in Uhrzeigerrichtung vorgespannt ist. Die Drehbewe-"ung wird
durch eine Rolle 56 am freien Ende des Schenkels 54 begrenzt, wobei die Rolle
gegen einen bei 58 drehbar gelagerten Schwinghebel 54 stößt, dessen Lage
durch ein Gestänge 59 und eine am Ende des Bal 'gs 42 angeordnete Nullageneinstellschraube
bestimmt wird.
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Die Geräteanordnung ist in einem dicht abschließenden Gehäuse
61 untergebracht, in dem der Pitotdruck herrscht, während im Inneren des
Balgs 42 statischer Druck vorherrscht. Bei einer Zunahme der Fluggeschwindigkeit
wird der Balg zusammengezogen, wodurch sich der Kipphebel 57 im Gegenuhrzeigersinn
bewegt sowie der Winkelhebel 52 entsprechend im Uhrzeigersinn dreht und sich
die Schleifarme 41 über die Segmente der veränderlichen Widerstandsgruppen zur Einstellung
der Widerstände in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit bewegen.
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Ein Mikroschalter 62 wird betätigt, sobald die Fluggeschwindigkeit
unter einen Wert fällt, der kleiner ist als die Landegeschwindigkeit. Durch den
Ausfall der Pitotröhre wird sich dann der Balg in die einer geringeren Geschwindigkeit
entsprechende Stellung ausdehnen, wobei der Mikroschalter eine Anzeigevorrichtung
betätigt, die dem Piloten anzeigt, daß die Steuervorrichtung nur für eine begrenzte
Fluggeschwindigkeit verwendet werden kann.