DE69502379T2

DE69502379T2 - Autopilot für hubschrauber mit sollwert für die luftgeschwindigkeit

Info

Publication number: DE69502379T2
Application number: DE69502379T
Authority: DE
Inventors: Bernard Salon De Provence Durand
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1994-01-12
Filing date: 1995-01-11
Publication date: 1999-02-04
Anticipated expiration: 2015-01-12
Also published as: EP0740807A1; EP0740807B1; FR2714883A1; FR2714883B1; WO1995019592A1; CA2180870A1; JPH09510933A; DE69502379D1; US5738300A

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung, die mit der automatischen Steuerung der Ruder eines Flugzeuges in Verbindung stehen, das einen Autopiloten verwendet. Sie hat insbesondere eine Hilfsvorrichtung zur automatischen Fluglageregelung von Drehflügelflugzeugen zum Gegenstand, welche Vorrichtung dazu bestimmt ist, die Seiten- und Längskomponenten der Eigengeschwindigkeit auf gewünschten Einstellwerten zu halten.
Es ist bekannt, Autopiloten dazu zu verwenden, die Steuereinrichtungen für die Fluglage von Drehflügelflugzeugen wie beispielsweise Hubschraubern zu steuern. Diese Autopiloten bestehen aus zwei Steuersystemen, die man gegenwärtig "Grundautopilot" nennt und mit denen es möglich ist, einen Einstellwert festzulegen und beizubehalten, wobei dieser Einstellwert einen Bezug einerseits auf die seitliche Fluglage für eines der Systeme und andererseits auf die Längsfluglage für das andere hat.
Diese Fluglagen werden auch als Rollage und Nicklage bezeichnet.
Die Einstellwerte liegen fest entweder durch die Fluglagewerte am Anfang der Arbeitsaufnahme des entsprechenden Systems oder danach über bestimmte Betätigungen des Piloten an den Flugsteuerungen, was als Funktion der "transparenten Fluglageregelung" bezeichnet wird, oder schließlich durch die Inbetriebnahme eines wahlfrei vorgesehenen Bauelementes, das als "Flugkoppler" bezeichnet wird.
Dieser Flugkoppler ist ein elektronischer Rechner, der gemäß den Funktionen, die ihm durch seinen Konstrukteur übertragen sind, an einen "Grundautopiloten" neue Anweisungen der Fluglage des Rumpfes gibt.
Um die Eigengeschwindigkeit zu stabilisieren, ist es gegenwärtig notwendig, den "Grundautopiloten" mit einem "Koppler zum Halten der Geschwindigkeit" auszurüsten. Selbst wenn nämlich die Fluglage des Rumpfes perfekt beibehalten wird, kann sich die Geschwindigkeit eines Hubschraubers innerhalb sehr großer Grenzen ändern, was als Hauptmangel insbesondere für die Instrumenten- Fluglageregelung angesehen wird. Der Koppler zum Halten der Geschwindigkeit benötigt wenigstens einen Geschwindigkeitsmeßfühler, Einrichtungen zur Funktionsumschaltung und Einrichtungen zum Einführen von Einstellbezugsgeschwindigkeiten.
Die Funktion eines Kopplers zum Halten der Eigengeschwindigkeit ist schematisch die folgende:
Der Unterschied zwischen der aktuellen Geschwindigkeit und der Einstelleigengeschwindigkeit dient zur Bildung einer neuen Anweisung für die Fluglage des Rumpfes, die zur Ausführung auf den "Grundautopiloten" übertragen wird.
Man hat dann das Problem, der Erzielung einer deutlichen Fluglageregelungsfunktion an einem System mit gewisser Komplexität, bei dem es schwierig ist, die Transparenz sicherzustellen, wenn der "Koppler" einmal eingesetzt ist.
Hilfsvorrichtungen zur automatischen Fluglageregelung von Flugzeugen nach dem Gattungsbegriff des Anspruchs 1 sind insbesondere in den Druckschriften US-A-4 129 275, FR-A-2 282 264 und FR-A-2 567 270 beschrieben.
Das Ziel der Erfindung besteht insbesondere darin, dieser Komplexität abzuhelfen, indem in vollständig neuer Weise die an Bord von Hubschraubern verfügbaren Signale kombiniert werden, welche Kombination die Notwendigkeit vorher Fluglagen des Rumpfes zu halten und damit die Existenz eines Kopplers für die Eigengeschwindigkeit beseitigen soll.
Die Erfindung bestimmt sich durch den Gegenstand des Anspruchs 1.
Gemäß eines Merkmals treten wenigstens das Signal in Abhängigkeit von der Rumpffluglage und das Signal (24S) in Abhängigkeit von der Drehsteuerposition der Blätter des Hauptrotors oder gegebenenfalls der Hauptrotoren in die Addiereinrichtungen eines jeden Systems ein.
Gemäß eines zusätzlichen Merkmals ist für eines der Systeme das Signal (1S) der Rumpffluglage ein Nicklagesignal (TETAF) und ist das Signal (24S) der Drehsteuerposition ein Längsdrehsteuerpositionssignal (DM1), und ist für das andere System das Signal (1S) der Rumpffluglage ein Rollfluglagesignal (PHIF) und ist das Signal (24S) der Drehsteuerposition ein Signal der Seitendrehsteuerposition (DL1).
Gemäß eines weiteren zusätzlichen Merkmals bewirken die Addiereinrichtungen eine lineare Kombination der Signale (1S) und (24S).
Gemäß eines weiteren zusätzlichen Merkmals hat die lineare Kombination die folgende Form:
K1*TETAF + K2*DDM1 für die Nicklage K3*PHIF + K4*DDL1 für die Rollage, wobei die Koeffizienten K1, K2, K3, K4 Konstanten oder Regelfaktoranpassungsvariablen sind.
Gemäß eines weiteren zusätzlichen Merkmals sind die Koeffizienten K1, K2, K3, K4 in kinematischer Hinsicht in Verbindung zu den Drehflügelsteuerungen des Flugzeuges jeweils hinsichtlich der Nick- und Rollage und den jeweils zugehörigen Blattwinkeln numerisch festgelegt. D. h. genauer, daß nach dem Stand der Technik auf dem Gebiet der Regeltechnik für Flugsteuerungen von Hubschraubern das Verhältnis K1/K2 gleich dem Verhältnis b/a zweier Größen "a" und "b" sein sollte, die im folgenden definiert werden.
"a" ist eine kleine Änderung der Drehsteuerposition, die am Meßfühler DDM1 (24S) gemessen wird.
"b" ist die Winkeländerung der Neigung des Rotorblattes in der kanonischen Position, die "vorgestelltes Blatt" bezeichnet wird und durch die Änderung "a" hervorgerufen wird.
Das Verhältnis K3/K4 bezüglich des Rollagensystems wird in äquivalenter Weise mit der Seitendrehsteuerung DDL1 und einem Blatt in einer kanonischen Position gebildet, die "rückgestelltes Blatt" bezeichnet wird.
Gemäß eines weiterenm Merkmals bestehen die Einrichtungen zum Erzeugen eines Signals eines (1S) in Abhängigkeit von der Rumpffluglage aus einem Beschleunigungsmesser, der fest an einer Bezugsstelle angebracht ist, die mit dem Rumpf verbunden ist.
Gemäß eines weiteren Merkmals bestehen die Einrichtungen zum Erzeugen eines Signals (1S) in Abhängigkeit von der Rumpffluglage aus einer Pendelwaage, die fest an einer Bezugsstelle angebracht ist, die mit dem Rumpf verbunden ist.
Gemäß eines weiteren Merkmals wird der Kombinationswert, der durch die Addiereinrichtungen gebildet wird, der Besatzung an einem Instrument zum direkten Ablesen vom analogen oder numerischen Typ und vorzugsweise an einem Kreiselhorizontinstrument sichtbar gemacht, das normalerweise für die Steuerung der Rumpffluglagen benutzt wird. Diese Architektur gibt die neue Möglichkeit, gleichzeitig und am selben Instrument schnelle Änderungen der Rumpffluglage zu kontrollieren und die Eigengeschwindigkeiten zu steuern. Jeder Abstufung der Fluglage entspricht im stabilisierten Flug eine zugehörige Geschwindigkeit. Man weiß, daß dieses Ergebnis, das durch die Instrumentenflugsteuerungsnormen wünschenswert ist, im Allgemeinen nicht erzielt werden kann, wenn die Unregelmäßigkeit der Beziehungen "Fluglage/Geschwindigkeit" in Betracht gezogen wird, die den größten Teil der Hubschrauber beeinflußt.
Eine bemerkenswerte Besonderheit der Vorrichtung gemäß der Erfindung besteht darin, daß sie mit einem klassischen Autopiloten insofern kompatibel ist, als sie es erlaubt, wenn es für den Benutzer wünschenswert ist, über einfache Umschaltungen elektrische Signale hin und her zu leiten, die Informationen der Meßfühler tragen.
Eine andere Besonderheit der Erfindung besteht darin, daß sie es erlaubt, bei einem ihrer Ausführungen die Beschleunigungsinformationen durch gyroskopische Informationen der Fluglage des Rumpfes zu ersetzen. Das bietet einen technologischen Vorteil und einen wichtigen finanziellen Vorteil hauptsächlich insbesondere für:
- eine weniger komplizierte Ausrüstung der Hubschrauber,
- die Verwirklichung einer Notfunktion für eine Hauptfunktion.
Eine weitere Besonderheit der Erfindung ist ihre Eignung, eine neue Art der automatischen Fluglageregelung des Systems zu ermöglichen, das traditionell zur Rollachse gehört. Indem eine neue Art möglich ist, die seitliche Eigengeschwindigkeit zu halten und zwar unabhängig von dem der Kippachse übertragenen Halten (Halten der Fluglage oder Halten der Längsgeschwindigkeit) erlaubt es die Erfindung, bisher nicht realisierbare neue Qualitäten der Fluglageregelung zu erzielen.
Schließlich erlaubt eine neue Ausbildung der Sichtbarmachung, die traditionell den Roll- und Kipplagefluglagen zukommt, eine neue Art der simultanen Steuerung der Eigengeschwindigkeit und der Rumpfkipplage am gleichen Instrument.
Weitere Vorteile und Merkmale der vorliegenden Erfindung werden sich aus der Beschreibung von zwei Ausführungsvarianten der Erfindung ergeben, die unter Bezug auf die zugehörigen Figuren gegeben wird, in denen
- Fig. 1 eine vereinfachte schematische Darstellung einer Grundvorrichtung zur automatischen Fluglageregelung mit der Hauptfunktion des Haltens der Rumpffluglagen zeigt,
- Fig. 2 eine schematische Darstellung einer Vorrichtung zur automatischen Fluglageregelung zum Stabilisieren der Geschwindigkeit bei einem Hubschrauber gemäß einer ersten Ausbildungsvariante zeigt,
- Fig. 3 eine schematische Darstellung einer Vorrichtung zur automatischen Fluglageregelung zur Stabilisierung der Geschwindigkeit bei einem Hubschrauber gemäß einer zweiten Ausbildungsvariante zeigt.
Wie es in Fig. 1 dargestellt ist, besteht ein Grundautopilot für einen Hubschrauber mit der Grundfunktion des Haltens der Rumpffluglage aus zwei Systemen, nämlich einem für die Grundfunktion des Haltens der Kipplage und einem anderen mit der Grundfunktion des Haltens der Rollage. Jedes dieser beiden Systeme umfaßt Einrichtungen 1 zum Erzeugen eines Signals (1S) in Abhängigkeit von der Rumpffluglage, gegebenenfalls einen gyroskopischen Meßfühler 1 für die Rumpffluglage, Einrichtungen 2 zum Erzeugen eines Signals (2S) in Abhängigkeit von der Winkelgeschwindigkeit des Rumpfes, Einrichtungen zum Addieren der Signale gegebenenfalls zwei Addierer (3) und (10), Einrichtungen (5) zum Integrieren der Signale und Einrichtungen zum Betätigen der entsprechenden Flugruder gegebenenfalls einen Leistungsverstärker (12) und ein Stellglied (20).
Der gyroskopische Meßfühler (1) mißt den Wert der Rumpffluglage und er erzeugt ein Signal (1S) in Abhängigkeit von diesem Wert.
Die Einrichtungen 2 können ein Meßfühler (2) für die Winkelgeschwindigkeit des Rumpfes sein oder bei einer üblichen Variante durch eine elektrische Funktion ersetzt sein, die vom Fluglagensignal (1S) abgeleitet wird. Das Signal (2S), das vom Meßfühler (2) ausgegeben wird, dient zur dynamischen Dämpfung der Schleife der automatischen Fluglageregelung.
Die Eingangssignale am Addierer (3) sind das Signal (1S) der Rumpffluglage, ein Signal (5S), das am Ausgang des Integrators (5) abgegeben wird, und gegebenenfalls ein Signal (50S), das von einem Flugkoppler ausgegeben wird. Das Ausgangssignal (3S) des Addierers ist vom Phasenwinkel zwischen der aktuellen Rumpff luglage und der gewünschten Rumpffluglage abhängig. Das ist das Signal, das üblicherweise als "Fehlersignal" bei Regelungsmodellen bezeichnet wird.
Der Integrator (5) wird als "Synchronisationsintegrator" bezeichnet. Das Eingangssignal (5E) ist:
- entweder das Ausgangssignal (3S) des Addierers (3),
- oder eine elektrische Steuerspannung (7), die dem Grundautopiloten intern ist.
Die Wahl des Eingangssignals (5E) des Integrators (5) erfolgt über eine manuelle oder automatische Umschaltung in Abhängigkeit von den verschiedenen "Arten der Fluglageregelung", die möglich sind. Das Ausgangssignal (5S) des Integrators gibt den gewünschten Sollwert der Rumpffluglage wieder.
Der Addierer (10) erlaubt im wesentlichen eine Addition der Winkelgeschwindigkeit des Rumpfes (2S) zum Ausgangssignal (3S) des Addierers (3). Das Ausgangssignal (10S) des Addierers (10) gibt die gewünschte Position des Stellgliedes (20) des Autopiloten wieder.
Das Eingangssignal am Leistungsverstärker (12) besteht aus der Summe der Signale (10S) und (215) und das Ausgangssignal des Verstärkers ist derart, daß es das Stellglied (20) des Autopiloten betätigen kann.
Das Stellglied (20) des Autopiloten ist im allgemeinen "in Serie" in der betrachteten Flugsteuerung angeordnet. Gewöhnlich verwendet man das Längsdrehflugsteuersignal für die automatische Regelung der Kipprumpffluglagen und den Seitendrehsteuerbefehl für die automatische Regelung der Rumpfrollfluglagen. Das Stellglied de Autopiloten umfaßt im allgemeinen einen Meßfühler für die mechanische Versetzung mit eigenem Ausgang (21), dessen elektrisches Ausgangssignal (21S) dazu dient, die Linearität zwischen der elektrischen Steuerspannung (10S) und dem effektiven Ausschlag des Stellgliedes sicherzustellen. Das ist der Grund, warum der Leistungsverstärker (12) an seinem Eingang die beiden Signale (10S) und (21S) empfängt.
Die Ausschläge des Stellgliedes (20) kommen mechanisch zu den Bewegungen des Drehsteuerknüppels (25) des Piloten mittels herkömmlicher Mechanismen hinzu, die auf dem technischen Gebiet des Hubschrauberbaus bekannt sind. Die Befugnis des Stellgliedes (20) des Autopiloten ist ein geringer Prozentsatz der Gesamtbefugnis, die vom Konstrukteur auf die Längs- und Seitensteuerbefehle übertragen wurde, die vom Drehsteuerknüppel ausgegeben werden.
Eine unter der Bezeichnung "Automatik-Trim" bekannte Vorrichtung erlaubt es, den Drehsteuerknüppel vom Platz des Piloten aus zu betätigen. In herkömmlicher Weise kann die automatische Trim-Vorrichtung aus einem Elektromotor (15) bestehen, der mit der Drehsteuerung über eine elastische Einrichtung 16 sowohl für die Kippachse als auch für Rollachse verbunden ist. Diese elastische Vorrichtung hat die gesetzlich vorgesehene Funktion der künstlichen Beanspruchungen und der Sicherheit gegenüber den Gefahren einer Blockade des Motors (15) des Automatik-Trims.
Der Motor (15) wird von einem Verstärker (14) versorgt, der über einen automatischen Schalter (13) nach Maßgabe von logischen Funktionen in Betrieb gesetzt wird, die bekannt sind und für die Erfindung nicht eigentümlich sind.
Man bezeichnet jeweils mit DMPA die mechanischen Ausschläge des Stellgliedes (20) bei der Kipplagesteuerung und mit DLPA die mechanischen Ausschläge des Stellgliedes (20) bei der Rollagesteuerung. Die Messungen (21S) dieser Ausschläge erfolgen über die Meßfühler (21).
Man bezeichnet jeweils mit DM1 und DL1 die mechanischen Ausschläge der Flugsteuerungen gemessen hinter den Stellgliedern (20) des Autopiloten, beispielsweise vor dem Drehteller des Rotors des Hubschraubers. Die Messungen dieser Ausschläge erfolgen über Meßfühler (24), deren Ausgangssignale (24S) im Allgemeinen im klassischen Autopiloten nicht benutzt werden. Man macht an einem Instrument am Instrumentenbrett (31), das "künstlicher Horizont" genannt wird, die Informationen (1S) der Kipp- und Rollfluglage sichtbar. Bei bestimmten Ausführungen verwendet man einen unabhängigen Meßfühler für die Rumpffluglagen zur Versorgung des Instrumentes (31).
Bei dem Ausführungsbeispiel der Erfindung, daß in Fig. 2 dargestellt ist, ist das klassische Eingangssignal (1S) durch die gewichtete Summe (4S) der Signale (1S) und (24S) ersetzt. Der Einfachheit halber wird diese Summe über einen Addierer (4) gebildet, der vom Addierer (3) getrennt ist, in der Praxis kann jedoch auch ein einziger Addierer (3) mit drei Eingängen ausreichen.
Bei einem speziellen Ausführungsbeispiel der Erfindung wird die Amplitude des Signals (1S) mit demselben Übertragungsfaktor beibehalten, den man bei der klassischen Verwirklichung verwenden würde, und wird am Eingang des Addierers (4) mit passender Amplitude und Polarität das Signal der Drehsteuerposition jeweils DM1 und DL1 gemäß des betrachteten Systems hinzugefügt. Alle anderen im vorhergehenden beschriebenen Signale bleiben unverändert.
Die neue Möglichkeit dieser Ausbildung besteht darin, als Bezug für den Autopiloten ein Signal festzulegen, das gleich der gewichteten Summe des Signals (1S) der Rumgffluglage und des Signals (24S) des Wertes der Drehlage jeweils longitudinal und seitlich je nach dem betrachteten System ist.
Es ist somit bekannt, daß diese gewichtete Summe, die eine Kombination in einem bestimmten Anteil der beiden Signale ist, beim stabilisierten Flug ohne Beschleunigung die Eigengeschwindigkeit gemäß der betreffenden Achse wiedergibt.
Folglich und unter der Bedingung, daß in passender Weise die Kombination der Signale (1S) und (24S) festgelegt ist, kann der Autopilot als Bezug nicht nur auf eine Rumpffluglage sondern auch auf eine Eigengeschwindigkeit festgelegt sein.
Das Ausgangssignal (5S) des Integrators (5) zur "Synchronisation" gibt von nun nicht nur die Bezugsfluglage sondern auch die Bezugseigengeschwindigkeit wieder. Diese Geschwindigkeit richtet sich nach dem Schalter (9) und kann daher die folgende nicht beschränkende Form haben:
- der Wert der Eigengeschwindigkeit zum Zeitpunkt der Inbetriebnahme des entsprechenden Systems,
- der Wert, der vom Piloten im Lauf von Handmanövern gegeben wird, die "Manuell-Trim" genannt werden und bei einem speziellen Ausführungsbeispiel darin bestehen, eine elektrische programmierte Spannung an den Eingang der Schaltung (8) mit Hilfe eines adäquaten Schalters (18) zu legen. Das hat eine Pflicht zur Änderung der Bezugsge schwindigkeit, beispielsweise linear um +1,5 m/sec/sec zur Folge,
- der Wert der aktuellen Eigengeschwindigkeit zum Zeitpunkt der Wiederaufnahme der Funktion der künstlichen Beanspruchungen des Drehsteuerknüppels,
- der Wert einer künftigen vorprogrammierten oder in Abhängigkeit von aktuellen Beschleunigungskriterien berechneten Eigengeschwindigkeit. Die Dynamik der neuen Ausbildung eignet sich insbesondere für diese bei klassischen Autopiloten nicht vorhandene Funktion.
Die drei primären Funktionen der Einstellung der Bezugseigengeschwindigkeit stehen im Gegensatz zum Stand der Technik der Autopiloten für Hubschrauber und die Erfindung besteht aus deren Anwendung auf die Eigengeschwindigkeiten.
Bei dem in Fig. 3 dargestellten Ausführungsbeispiel fehlt der Meßfühler (1) für die Rumpffluglage und ist dieser Meßfühler durch einen Meßfühler (30) für die Bezugsbeschleunigung des Rumpfes oder, was dasselbe bedeutet, durch eine Pendelwaage ersetzt, die an den Bezugsachsen des Rumpfes angebracht ist. Die Meßfühler für die Linearbeschleunigung sollten von Haus aus empfindlich für Trägheitskräfte und für die Kräfte der Erdbeschleunigung sein. Sie bilden in Kombination mit den Drehlagepositionen DM1 und DL1 die Hauptmeßfühler zum Messen der Eigengeschwindigkeit bei den Erfindungen, die in den Druckschriften FR-A-2 282 644 und FR-A-2 567 270 beschrieben sind. Die Lösungen, bei denen die Signale 25 der Winkelgeschwindigkeit des Rumpfes aus einem Ausdruck der Rumpffluglage bestehen, der einer Differenzierungsoperation unterworfen wurde, sind erkennbar nicht auf die zweite Funktionsart anwendbar. Man verwendet zweckmäßigerweise einen Meßfühler (2) vom gyrometrischen Typ, um das Signal für die Dämpfung der schnellen Bewegungen des Rumpfes zu erarbeiten, so daß die Dämpfung immer nach Wunsch ist, gleichgültig wie die Art der Fluglageregelung ist.
Eine Lösung auf gyrometrischer Basis ist weiterhin weniger kostspielig und zuverlässiger für das einzige Ziel der Bildung eines Dämpfungsausdruckes, als die Verwendung eines Fluglagengyroskops.
Die Erfindung schlägt weiterhin bei einem besonderen Ausführungsbeispiel vor, als Hilfs- oder Hauptdämpfungsausdruck die Ableitung des Signals (4S) zu verwenden, das die Summe von (30S) und (24S) ist. Dieses Signal (4S) ist das Bild der Eigengeschwindigkeit, seine Ableitung ist das Bild der Eigenbeschleunigung.
Nach dem Stand der Technik bestimmen sich die Zweckmäßigkeit und die Proportion des abgeleiteten Signals, das man einführt, im wesentlichen über Materialversuche im Flug.

Claims

1. Hilfsvorrichtung zur automatischen Fluglageregelung von Drehflügelflugzeugen, welche Vorrichtung dazu bestimmt ist, die Seiten- und Längskomponenten der Eigengeschwindigkeit auf gewünschten Einstellwerten zu halten, und zwei Systeme, nämlich eines für die Rollage und eines für die Nicklage umfaßt, wobei jedes dieser Systeme Einrichtungen (1) zum Erzeugen eines Signals (1S) in Abhängigkeit von der Fluglage des Rumpfes, Addiereinrichtungen, an deren einem Eingang das Signal in Abhängigkeit von der Fluglage des Rumpfes liegt, Integrationseinrichtungen (5) zunn Erzeugen eines Einstellsignals (5S), welches Einstellsignal den Addiereinrichtungen eingegeben wird, Einrichtungen zum Betätigen von Flugsteuerorganen in Abhängigkeit vom Ausgangssignal der Addiereinrichtungen und Einrichtungen (24) zum Erzeugen eines Signals (24S) in Abhängigkeit von der Drehsteuerposition der Blätter des Hauptrotors oder gegebenenfalls der Hauptrotoren umfaßt, dadurch gekennzeichnet, daß der Ausgang der zuletzt genannten Einrichtungen (24) mit dem Eingang der Addiereinrichtungen (4, 3, 10) verbunden ist, die Addiereinrichtungen (4, 3, 10) eine gewichtete Summe aus dem Signal (1S) der Rumpffluglage und dem Signal (24S) in Abhängigkeit von der Drehsteuerposition bildet, und die Integrationseinrichtungen (5) derart ausgebildet sind, daß das Ausgangssignal dieser Einrichtungen (5) eine Bezugseigengeschwindigkeit wiedergibt.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß für eines der Systeme das Signal (1S) der Rumpffluglage ein Nicklagesignal TETAF ist und daß das Signal (24S) der Drehsteuerposition ein Längsdrehsteuerpositionssignal DM1 ist und daß für das andere System das Signal (1S) der Rumpffluglage ein Rollfluglagesignal PHIF ist und das Signal (24S) der Drehsteuerposition ein Signal der Seitendrehsteuerposition DL1 ist.

3. Vorrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die gewichtete Summe, die von den Addiereinrichtungen gebildet wird, lautet:

K1*TETAF + K2*DDM1 für die Nicklage

K3*PHIF + K4*DL1 für die Rollage,

wobei die Koeffizienten K1, K2, K3, K4 Konstanten oder Regelfaktoranpassungsvariablen sind.

4. Vorrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Koeffizienten K1, K2, K3, K4 in kinematischer Hinsicht in Verbindung zu den Drehflugsteuerungen des Flugzeuges jeweils hinsichtlich der Nick- und der Rollage und den jeweils zugehörigen Blattwinkeln numerisch festliegen.

5. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtungen (1) zum Erzeugen eines Signals (1S) in Abhängigkeit von der Rumpffluglage aus einem Beschleunigungsmesser bestehen, der an einen Bezugspunkt geklemmt ist, der mit dem Rumpf verbunden ist.

6. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtungen (1) zum Erzeugen eines Signals (1S) in Abhängigkeit von der Rumpffluglage aus einer Pendelwaage bestehen, die an einen Bezugspunkt geklemmt ist, der mit dem Rumpf verbunden ist.

7. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der Kombinationswert, der von den Addiereinrichtungen gebildet wird, der Besatzung durch ein direkt ablesbares Instrument (31) vom analogen oder digitalen Typ sichtbar gemacht wird.

8. Vorrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß das Instrument (31) ein Kreiselhorizontinstrument ist.