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Einrichtung zur selbsttätigen Steuerung von Fahrzeugen, z. B. Luftfahrzeugen
Die Erfindung bezieht sich allgemein auf selbsttätige Lenkeinrichtungen für Fahrzeuge,
wie beispielsweise selbsttätige Steuerungen für Flugzeuge, und hat insbesondere
derartige Einrichtungen zum Gegenstand, mit denen selbsttätige Trimmfunktionen ausgeübt
werden und/oder das Pendeln des Fahrzeuges bzw. Flugzeuges um eine oder alle Lenkachsen
unterdrückt wird. Bei der bekannten Anordnung für die selbsttätige Steuerung von
Flugzeugen mittels selbstt;itiger Lenkeinrichtungen, die eine mittlere \-erstellutig
einer Steuerfläche proportional zur Abweichung cles Flugzeuges vorn Sollzustand
bewirken, treten zwei unerwünschte Erscheinungen auf, die bisher nicht zu vermeiden
waren. Erstens können diese Einrichtungen nur ein konstantes Störungsmoment oder
eine Störung des Sollzustandes infolge Hysterese in der Steuerungseinrichtung oder
in der Konstruktion des Flugzeuges selbst kompensieren durch Änderung der mittleren
Fluglage des Flugzeuges in einem solchen Maß, daß die erforderliche neue mittlere
Verstellung der Steuerfläche erhalten wird. Zweitens können, wenn für .die Verstellung
Steuereinrichtungen verwendet werden, infolge der Trägheit des Flugzeuges Penidelerscheinungen
in
bezug auf solche Achsen auftreten, für die ,die Dämpfung unzureichend ist.
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Bisher wurden bei Steuereinrichtungen dieser Art Verfahren für die
selbsttätige Überwindung von Änderungen im Lastmoment, d. h. für die selbsttätige
Trimmung, angewendet, die im allgemeinen in irgendeiner mechanischen Integration
bestanden; beispielsweise mit Hilfe eines kleinen Motors, der durch den mittleren
Impuls zwecks Erzeugung eines Korrekturimpulses erregt oder von einer primären Bezugsvorrichtung
über ein Getriebe mit hohem Übersetzungsverhältnis zwecks Erzeugung der notwendigen
zeitlichen Verzögerung betätigt wurde, oder mit Hilfe eines kleinen Motors, der
Trimmklappen oder Querruderklappen an den Steuerflächen des Flugzeuges über Getriebe
mit 'hohem übersetzungsverhältnis betätigt. Diese Einrichtungen sind mechanisch
verwickelt und erfordern für ihre Unterhaltung einen beträchtlichen Aufwand. Bei
dem Verfahren, das mit Trimmklappen arbeitet, können Fehler zur Folge haben, daß
die Trimmklappe eine Endlage erreicht, was bewirkt, daß ein großes Flugzeug nicht
mehr von Hand lenkbar ist.
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Andererseits ist es bekannt, Geschwindigkeitskomponenten anzuwenden,
die zu den der Ablenkung entsprechenden Gliedern algebraisch addiert werden zu dem
Zweck, eine stabile Steuerung und eine Dämpfung zu erzielen. In diesem Zusammenhang
ist vorgeschlagen worden, der Geschwindigkeit entsprechende Glieder durch verschiedene
Vorrichtungen zu erzeugen, nämlich entweder durch einen gefesselten Kreisel, dessen
Ausschlag gegen eine zentrierende Feder proportional zur Geschwindigkeit der Flugzeugdrehung
um die betreffende Steuerachse ist, oder durch pneumatische Vorrichtungen, die für
die Geschwindigkeit der Druckänderung in einer pneumatischen Impulseinrichtung empfindlich
sind, oder durch Transformatoren und Kondensatorwh,der.sta.nd!sneUe bei elektrischen
Einrichtungen. Im praktischen Betrieb haben sich die vorstehenden Vorrichtungen
als schwerfällig erwiesen, insofern, als der Kreisel kostspielig in der Herstellung
ist und einen beträchtlichen Aufwand für die Unterhaltung erfordert, während die
Transformator- und Konden satorwid,erstandseinriahtungen Demodulation und Remodulation
erforderlich machten, wenn sie in Wechselstromimpulseinrichtungen verwendet wurden.
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Die Nachteile der bekannten Einrichtungen werden gemäß der Erfindung
durch eine Anordnung nach Art einer thermischen Verzögerungseinrichtung vermieden,
die bei Anwendung auf Nachlaufimpulse für die Steuerungskanäle der Schräglage in
der Längs- oder Querrichtung als selbsttätige Trimmung für eine selbsttätige Steuerung
wirksam sind, so daß im Anschluß an eine Belastungsänderung des Flugzeuges dieses
praktisch in den Sollzustand zurückgebracht und in diesem festgehalten wird. Wenn
die Einrichtung auf einen aus der Abweichung 'hergeleiteten Impuls einer selbsttätigen
Steuerung angewendet wird, gleichgültig, ob es sich um eine Abweichung von der Seitenrichtung,
der Längsneigung oder der Querneigung handelt, bewirkt die Einrichtung nach der
Erfindung ferner eine Verhinderung des Pendelns oder eine Dämpfung in bezug auf
eine oder alle Steuerachsen des Flugzeuges.
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Gegenstand der Erfindung ist demnach eine selbsttätige Steuerung für
Flugzeuge, die mit Genauigkeit und Zuverlässigkeit das Flugzeug praktisch auf einem
vorgeschriebenen Kurs und/oder in einer vorgeschriebenen Höhe hält.
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Die den Gegenstand der Erfindung bildende selbsttätige Steuerung ist
ferner dazu geeignet" ein Pendeln des Flugzeuges um eine oder alle Steuerachsen
zu verhindern und das Flugzeug praktisch in den Sollzustand zurückzubringen, nachdem
infolge einer Änderung des Lastmoments eine Änderung der Fluglage stattgefunden
hat.
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Gegenstand der Erfindung ist ferner eine pendelfreie selbsttätige
Steuerung für Flugzeuge mit einer Vorrichtung zur Mittelung der Fehler, mit deren
Hilfe dem Flugzeug die richtige Dämpfung in bezug auf eine oder alle Steuerachsen
verliehen wird.
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Ein anderer Gegenstand der Erfindung ist eine verhältnismäßig einfache
selbsttätige Trimmanordnung für selbsttätige Steuerungen an Flugzeugen.
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Obige und weitere Gegenstände und Merkmale der Erfindung ergeben sich
aus der Beschreibung der in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispiele, die
die Erfindung veranschaulichen sollen. Fig. i zeigt schematisch eine selbsttätige
Steuereinrichtung für eine Steuerachse eines Fahrzeuges bzw. Luftfahrzeuges, bei
der die Erfindung auf den Nachlaufkanal angewendet ist; Fig. 2 zeigt eine der Fig.
i entsprechende Einrichtung, bei der jedoch die Erfindung auf den Kanal für die
Richtungsabweichung angewendet ist.
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In Fig. i ist die Erfindung in Anwendung auf eine selbsttätige Steuerung
für Flugzeuge dargestellt, wie sie in der französischen Patentschrift 95o 26i dargestellt
und beschrieben ist. Der aus der Abweichung'hergeleitete Impuls für die Steuerung
der Stellung einer Ruderfläche io wird einem Impulsgeber entnommen, der als Ganzes
mit dem Bezugszeichen i i versehen ist. Dieser Impulsgeber kann entweder eine durch
einen Kreisel stabilisierte magnetische Abnahmevorrichtung nach der vorerwähnten
Patentschrift enthalten, bei der die Erfindung auf die selbsttätige Trimmung des
Seitenruders angewendet wird, oder sie kann eine elektrische Abnahmevorrichtung
für Längs- oder Querneigung nach der genannten Patentschrift enthalten, bei der
die Erfindung auf die selbsttätige Trimmung des Höhenruders oder des Querruders
angewendet wird. .
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Wie in der vorstehend erwähnten Patentschrift im einzelnen beschrieben
ist, wird der durch den Geber i i erzeugte Impuls über Leitungen 12 und 13 dem Gitter
14 einer Röhre 15 eines Hilfsverstärkers 16 zugeführt. Die Anode 17 der Röhre 15
ist durch parallele Leitungen 18 und i9 mit den Gittern 20 und 21 von Röhren 22
und 23 verbunden, deren Anoden 24 und 25 durch Leitungen 26 und 27 an die geteilte
Sekundärwicklung 28 eines Transformators angeschlossen sind, dessen primäre
Wicklung 29 an einer Wechselstromquelle (nicht darzestellt) lie; t,
etwa
der Energieversorgung des Fahrzeuges bzw. Luftfahrzeuges.
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Zwischen jeder der Anoden 24 und 25 und der Sekundärwicklung 28 sind
Induktionsvorrichtungen 30 und 3 1 vorgesehen. Diese weisen einen Weicheisenkern
auf, der mit einer Primärwicklung 32 bzw. 33 versehen ist, und diese beiden Primärwicklungen
sind miteinander und mit der Stromquelle mittels Leitungen 34 und 35 in Reihe geschaltet,
die von den Speiseleitungen der Primärwicklung 29 abgezweigt sein können. Außerdem
ist jede Induktionsvorrichtung mit einer Sekundärwicklung 36 bzw. 37 versehen, und
diese beiden Wicklungen sind gegensinnig in Reihe geschaltet und haben Ausgangsleitungen
38 und 39. Außer den Primär- und Sekundärwicklungen sind die Induktionsvorrichtungen
mit Sättigungswicklungen 4o und 41 versehen, die in den Leitungen 26 und 27 liegen.
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Die Ausgangsleiter 38 und 39 der gegensinnig in Reihe geschalteten
Sekundärwicklungen sind an die eine Phasenwicklung 42 eines Zweiphasenmotors 43
angeschlossen, dessen zweite oder feste Phasenwicklung 44 mit der Energieversorgung
des Fahrzeuges verbunden ist. Der Motor 43 dient dem Antrieb eines Servomotors 45,
der durch Zugschnüre 46 mit der Steuer- bzw. Ruderfläche io verbunden ist, über
ein Untersetzungsgetriebe 47 und eine gewöhnlich eingerückte Kupplung 48, die durch
einen Elektromagneten betätigt wird.
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Bei einer bestimmten Fluglage des Flugzeuges, bei der lkeineAhweicliungbzw-.Al>lenkung,beispielsweise
in der Steigrichtung, also um die der Längsriclliturng entspredhende Achse, @in
Erscheinung tritt, sind die vom Geber i i auf die Gitter 20 und 21 übertragenen
Impulse gleich Null, so daß das Netz im Gleichgewicht ist und der Strom in den Ausgangsleitungen
38 und 39 der Induktionsvorrichtungen den Wert Null 'hat, weil die Sekundärwicklungen
36 und 37 gegeneinander geschaltet sind, so daß die in der einen Sekundärwicklung
induzierten Ströme den in der anderen Sekundärwicklung induzierten Strömen das Gleichgewicht
halten. Beim Auftreten einer Abweichung von der festgelegten Fluglage wird durch
den Geber i i ein Impuls erzeugt, der beispielsweise an den Gittern 20 und 21 der
Röhren 22 und 23 von Null zu einem positiven Höchstwert übergeht. Wenn angenommen
wird, daß in diesem Augenblick die Spannung an der Anode 24 der Röhre 22 von Null
auf einen positiven Höchstwert steigt, ändert sich die Spannung an der Anode 25
der Röhre 23 von Null in einen negativen Höchstwert, so daß in der Sättigungswicklung
41 kein Strom fließt. Dagegen fließt ein pulsierender Strom in der Leitung 26 und
somit in der Sättigungswicklung 40, demzufolge der Kern des Induktors
30 gesättigt wird, so daß die in der Sekundärwicklung 36 induzierten Ströme
abnehmen und dadurch das Netz aus (lern Gleichgewicht gebracht wird und ein Stromfluß
in einer Richtung in den Leitungen 38 und 39 erzeugt wird, der dem :Motor 43 Energie
zuführt.
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Wenn die Abweichung des Flugzeuges der vorstehend angenommenenAbweichungentgegengesetzt
ist, ist der vom Geber ii den Gittern 20 und 21 aufgedrückte Impuls so beschaffen,
daß er von Null zu einem negativen Höchstwert übergeht und kein Strom an der Anode
24 fließt, während Anode 25 und Leitung 27 stromführend sind. In diesem Fall wird
der Kern des Induktors 3i gesättigt, wodurch die in der Sekundärwicklung 27 induzierten
Ströme geschwächt werden und das Netz wiederum aus dem Gleichgewicht gebracht wird,
derart, daß die Ströme in den Leitungen 38 und 39 in entgegengesetzter Richtung
fließen und den Lauf des Motors 43 umkehren.
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Um eine Übersteuerung der Ruderfläche io zu vermeiden und dem Flugzeug
Stabilität zu verleihen, derart, daß kein Pendeln auftreten kann, ist eine elektrische
Nachlauf- bzw. Rückführungseinrichtung in Form einer Induktionsvorrichtung 49 vorgesehen,
die aus einem bewickelten Ständer 5o, der aus der Energieversorgung des Flugzeuges
gespeist wird, und einem damit induktiv gekoppelten bewickelten Läufer 51 besteht,
der mittels einer Welle 52 drehbar gelagert ist und durch den Motor 43 angetrieben
wird, wobei die Verbindung zwischen dem Motor und dem Läufer dauernd besteht, unabhängig
davon, ob die Kupplung 48 eingerückt ist oder nicht. Gewöhnlich wird der Läufer
51 in einer neutralen oder Nullstellung gehalten, nämlich in einer Stellung, in
der die elektrische Achse der Läuferwicklung zu dem resultierenden Magnetfeld im
Ständer senkrecht steht. Dadurch, daß der Läufer 51 während des Laufs des Motors
43 aus der Nullstellung 'heraus bewegt wird, wird in der Läuferwicklung ein Impuls
induziert, der abgeführt und dem Gitter 14 der Röhre 15 über Leitungen 53 und einen
Transformator 54 aufgedrückt wird, der eine primäre Wicklung 55 und eine geteilte
sekundäre Wicklung 56, 57 hat, und dessen Zweck nachstehend ersichtlich wird. Der
in dem Läufer 51 erzeugte Impuls ist dem Impuls der Abweichung im Geber i i entgegengesetzt
und nimmt mit zunehmender Bewegung der Fläche io zu, bis ein bestimmter Punkt erreicht
ist, bei dem der Impuls des Läufers 51 dem Impuls der Abweichung genau gleich und
entgegengesetzt ist, so daß beide sich auslöschen, und in diesem Augenblick wird
der Motor 43 stromlos undhat die Ruderfläche io eine Ablenkung erreicht, die der
Abweichung proportional ist.
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Wenn die Fläche io sich in der ihr erteilten Stellung befindet und
der Motor 43 stromlos ist, beginnt das Flugzeug in seine vorgeschriebene Bezugslage
zurückzukehren. Dies hat zur Folge, daß der durch den Geber i i auf Grund der Abweichung
erzeugte Impuls abzunehmen beginnt, während der in der Läuferwicklung 51 erzeugte
Nachlaufimpuls, der einen Höchstwert hat, das Übergewicht bekommt und den Motor
43 in umgekehrter Richtung in Gang setzt, so daß die Fläche io in eine neutrale
Stellung zurückzukehren beginnt; hierbei wird die Umkehrung des Motors dadurch bedingt,
daß der Strom jetzt in derjenigen Sättigungswicklung 40 oder 41 fließt, die bei
der ursprünglichen Abweichung des Flugzeuges vom Sollzustand stromlos war, wie oben
dargelegt wurde. Bei der umgekehrten Laufrichtung des Motors nimmt der Impuls im
Läufer 51 ab, bis
der Läufer seine Nullstellung erreicht, in der
die Ruderfläche und der Geber sich in übereinstimmung bzw. Synchronismus befinden,
sofern nicht ein weitererAbweichungsimputs imGeber erzeugtwird. Um weitere Stabilität
zu erzielen und übersteuerung zu verhindern, wird ein der Geschwindigkeit der Abweichung
entsprechender Impuls zusätzlich zum Abweichungsimpuls verwendet, um die Ruderfläche
io zu steuern, wie dies in der dbenerwähnten Patentschrift im einzelnen beschrieben
ist.
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Obgleich die vorstehend beschriebene selbsttätige Lenkvorrichtung
für die Steuerung von Fahrzeugen, beispielsweise Luftfahrzeugen, sehr erwünscht
ist, kann eine Untersteuerung in dem Fall einer Belastungsänderung auftreten, so
daß das Fahrzeug nicht in den Sollzustand zurückkehrt, sondern in einen dazu parallelen
Zustand übergeht. Dies bedeutet, daß die ursprüngliche Trimmung des Flugzeuges,
die dasselbe im Sollzustand hielt, für den neuen Zustand infolge der Belastungsänderung
nicht mehr zutrifft. Die Erfindung sieht daher eine Anordnung vor, die den notwendigen
zusätzlichen Impuls erzeugt, um d'ie ursprüngliche Trimmung selbsttätig zu ergänzen,
damit das Flugzeug praktisch in den Sollzustand zurückkehrt.
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Wie in Fig. i dargestellt, umfaßt diese neuartige Anordnung einen
thermischen Verzögerungskreis oder eine Mittelwerteinrichtung in dem Nachlauf-bzw.
Rückführungskanal. Hierzu gehört eine Brückenschaltung aus vier Widerständen 58,
59, 6o und 61, die aus Widerstandsmaterial von hohen Temperaturkoeffizienten bestehen
und von denen Widerstand 58 zwischen den Brückenpunkten 62 und 63, Widerstand 59
zwischen den Brückenpunkten 63 und 64, Widerstand 6o zwischen den Brückenpunkten
64 und 65 und Widerstand 61 zwischen den Brückenpunkten 62 und 65 liegt, während
eine Wechselstromquelle über Leitungen 66 und 67 an die Brückenpunkte 63 und 65
angeschlossen ist. Andererseits stehen die Brückenpunkte 62 und 64 über Leitungen
68 und 69 mit der Sekundärwicklung 56 des Transformators 54 und dem Gitter 14 der
Röhre 15 in Verbindung.
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In Wärmeaustausch mit den Widerständen 58, 59, 6o und 61 stehen Heizspulen
70, 71, 72 und 73, von denen die neben den Widerständen 58 und 6o angeordneten Spulen
70 und 72 durch die Leitung 74 mit der Anode 75 einer Doppeltriode 76 verbunden
sind, deren zugehöriges Gitter 77 an das eine Ende der Sekundärwicklung 57 angeschlossen
ist, während die neben den Widerständen 59 und 61 angeordneten Heizspulen 71 und
73 über eine Leitung 78 mit der Anode 79 der Röhre 76 verbunden sind, deren zugehöriges
Gitter 8o an das andere Ende der Sekundärwicklung 57 angeschlossen ist. Die freien
Enden der Heizspulen 701 und 71 sind über eine gemeinsame Abzweigung 81 mit
einer Wechselstromquelle (nicht dargestellt) verbunden, die die Anodenspannung für
die Röhre 76 liefert. Unterschiedliche Heizung in den gegenüberliegenden Brückenzweigen,
nämlich den Widerständen 58, 6o oder den Widerständen 59, 61, ruft auf Grund eines
Stromes in den entsprechenden Heizspulen 70, 72 oder 71, 73
eine Gleichgewichtsstörung
der Brücke hervor, wodurch ermöglicht wird, daß ein Bruchteil der bei 63 und 65
angeschlossenen Anodenspannung in den Leitern 68 und 69 auftritt. Obgleich die Brücke
mit vier Widerständen und vier Heizspulen dargestellt ist, kann die Anordnung auch
zwei veränderliche Widerstände und zwei feste Widerstände mit nur zwei Heizspulen
enthalten, wie im einzelnen in der amerikanischen Patentschrift 2 463 805 dargestellt
und beschrieben ist.
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Der Kreis, der die Sekundärwicklung 57 des Transformators, die Doppeltriode
76, die Heizspulen und die Brückenanordnung enthält, dient der Erzeugung einer Spannung,
die der Spannung an der Sekundärwicklung 56 gleich und entgegengesetzt ist, nachdem
genügend Zeit verflossen ist, um den Temperaturunterschied in den Brückenzweigen
stabil werden zu lassen. Daher kann innerhalb des Arbeitsbereiches kein Spannungsmittelwert
von beachtlicher Größe an den Leitungen 68 und 69 auftreten. Da jedoch die Brücke
so ausgebildet ist, daß sie eine große Zeitkonstante in der Größenordnung von '/2
Minute 'hat, hat sie keine beachtliche Wirkung auf Frequenzen, die im normalen Betrieb
auftreten (von '/a bis 1'/a Hertz), und wirkt @daher auf die normale Dynamik der
Einrichtung höchstens in ganz geringem Maße störend ein, da für solche Bedingungen
die Sekundärwicklung 56 lediglich die Nachfaufimpulsspiannung vom Läufer 51 wiederholt,
die zu einem praktisch festen Wert aus der Brücke addiert wird.
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Es werde angenommen, daß die obige Anordnung auf den der Höhensteuerung
zugeordneten Kreis der selbsttätigen Steuereinrichtung angewendet wird, so daß ein
im Geber i i entstehender Impuls der Abweichung des Flugzeuges von einer gegebenen
Flughöhe proportional ist. Es sei ferner angenommen, daß eine Änderung im Belastungsmoment
stattgefunden 'hat, so daß das Flugzeug sich aus dem Sollzustand bewegt, was einen
Abweichungsimpuls im Geber 11 entstehen läßt. Dieser Impuls wird dem Gitter 14 der
Röhre 15 aufgedrückt, um dem Servomotor 43 Energie zuzuführen, wie vorstehend beschrieben
wurde, wodurch das Höhenruder io genügend weit verstellt wird, um ein Steuermoment
auszuüben, das der Änderung im Lastmoment gleichkommt. Die weitere Bewegung des
Ruders io wird durch den im Läufer 51 entwickelten Nachlaufimpuls unterbunden, der
nahezu gleich dem Abweichungsimpuls ist, der durch die Änderung im Flugzustand erzeugt
wird, wobei die Differenz zwischen dem Abweichungslinpuls und dem Nachlaufimpuls
den erforderlichen Wert hat, um dem Servomotor das Lastmoment zuzuführen. Um das
Lastmoment zu überwinden, ist es erforderlich, daß das Ruder und demnach der Servomotor
eine neue Stellung einnehmen. Da die Änderung in der Stellung des Servomotors eine
Nachlaufimpulsspannung erzeugt, muß ein konstanter Abweichungsimpuls von vergleichbarer
Größe aufrechterhalten werden, und dies kann nur durch eine Änderung im Flugzustand
'bzw. in der Flughöhe des Flugzeuges erreicht werden. Somit wird das Flugzeug nach
einer
Hölien<inclerting in die `\'aagerechte gebracht, kann jedoch
nicht in den Sollzustand zurückkehren.
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Der Gegenstand der Erfindung stellt eine selbsttätige Trimmeinrichtung
dar, die dazu dient, die Fluglage praktisch wieder auf den Sollwert zurückzubringen.
Zu diesem Zweck sei angenommen, daß der infolge einer Abweichung von der Fluglage
im Läufer 51 entwickelte Nachlaufimpuls eine solche Richtung hat, daß das Gitter
8o der Röhre 76 sich auf der positiven Seite seiner Periode befindet und daß zu
gleicher Zeit ihre Anode sich auf der positiven Seite der Periode ihrer Anodenstromquelle
befindet. Die Heizspulen 71 und 73 sind daher stromführend und erzeugen Wärme, die
auf die mit ihnen vereinigten Widerstände 59 und 61 übertragen wird. Im selben Augenblick
befindet sich bei positiver Anode 75 das Gitter 77 in dem am stärksten negativen
Teil seiner Periode, und demzufolge fließt weniger oder gar kein Strom durch die
Heizspulen 70 und 72, so daß dieselben sich abkühlen können und die Temperatur
der entsprechenden Widerstände 58 und 6o fällt. Da die Temperaturen sich stufenweise
ändern, tritt entgegengesetzt zu der durch die Sekundärwicklung 56 gelieferten Spannung
und in Reihe mit ihr eine allmählich zunehmende Spannung auf, die eine allmähliche
Abnahme der Spannung an den Leitern 68 und 69 verursacht. Demzufolge ist ein größerer
Anteil des Abweichungsimpulses aus dem Geber i i am Gitter 14 der Röhre 15 verfügbar.
Der Servomotor 43 wird alsdann in einer solchen Richtung betätigt, daß der Abweichungsimpuls
herabgesetzt wird, so daß der Nachlaufimpuls und der Abweichungsimpuls sich wieder
aufheben. Dieser Vorgang setzt sich fort, bis entweder der Abweichungsimpuls auf
Null gebracht ist oder der Servomotor sich nicht länger bewegen kann. Wenn dies
eingetreten ist, ist die Spannung am Gitter 14 der Röhre 15 gerade ausreichend,
um das Lastmoment zu halten. Nachdem dieser Zustand einmal erreicht ist, kann keine
weitere Änderung stattfinden, da die zum Schluß herrschende Spannung an den Brückenzweigen
dem ursprünglichen Nachlaufimpuls gleichkommen muß, der ursprünglich gleich dem
Abweichungsimpuls abzüglich des geringen Betrages war, der erforderlich war, um
das Lastmoment zu tragen. Es bleibt daher ein restlicher Abweichungsi.mpuls, der
die Aufgabe hat, diewes Lastmoment zu tragen; insoweit dies mit einem Bruchteil
von einem Grad Abweichung erreicht werden kann, ist die obige Einrichtung praktisch
kompensiert hins:iclitlich einer Änderung im Lastmoment. Tatsächtich ist daher eine
Integrationsvorrichtung vorgesehen, ohne daß 'hierfür Motoren und andere inecliaiiicclie
Ausrüstungsteile verwendet werden müssen.
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In der Praxis ist es erwünscht, den Trimmknis so anzuordnen, daß die
schließliche Brückenspannung niemals größer, sondern stets gleich oder etwas kleiner
als die Spannung an der Sekundärwicklung 56 ist, weil diese Spannung, wenn sie größer
als diejenige an der Sekundär,#vicklung 56 ist, eine Überkorrektur herbeifuhren
und ein Pendeln des Flugzeuges von sehr langer Periode auslösen würde. Während im
vorstehenden die Einrichtung nach der Erfindung in Verbindung mit dem Kanal des
Nachlaufimpulses dargestellt und beschrieben ist, um eine selbsttätige Trimmsteuerung
zu bewirken, kann sie ebensogut auch unmittelbar auf den Kanal des Abweichungsimpulses
angewendet werden, wo sie nach Art einer Differentiationseinrichtung arbeitet, um
dem Abweichungsimpuls einen Korrekturimpuls aufzudrücken, der einen Dämpfungsfaktor
aufbringt, um ein Pendeln des Flugzeuges zu verhindern, wobei diese Anwendung für
eine oder alle drei Steuerachsen des Flugzeuges geeignet ist. Zu diesem Zweck ist
die Anordnung nach Fig.2 vorgesehen, die im wesentlichen die selbsttätige Steuerung
der Fig. i aufweist, bei der gewöhnlich ein im Geber i i entstehender Abweichungsimpuls
dem Gitter 14 der Röhre 15 aufgedrückt wird und letztlich den Servomotor 43 in Tätigkeit
setzt, um die Ruderfläche io zu betätigen. Entsprechend dem Arbeiten des Servomotors
wird am Läufer 51 ein Nachlaufimpuls erzeugt, der dem Abweichungsimpuls überlagert
wird, wie im wesentlichen in Verbindung mit Fig. i beschrieben ist.
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In diesem Fall ist der Brückenkreis mit zwei veränderlichen Widerständen
9o und 9i dargestellt, die aus Widerstandsmaterial mit hohem Temperaturkoeffizienten
bestehen, sowie zwei festen Widerständen 92 und 93, während eine Wechselstromquelle
durch Leitungen 94 und 95 mit den Brückenpunkten 96 und 97 verbunden ist. In Wärmeaustausch
mit den Widerständen 9o und 9i stehen zwei Heizspulen 98 und 99, von denen die eine
an einem Ende durch die Leitung loo mit der Anode ioi einer Doppeltriode log und
am anderen Ende durch die Leitung 103 mit dem einen Pol der Anodenstromquelle
(nicht dargestellt) verbunden ist, deren anderer Pol durch die Leitung 104 an den
Heizfaden der Röhre angeschlossen ist, während die andere Heizspule an dem einen
Ende durch die Leitung io5 mit der Anode io6 der Röhre und mit dem anderen Ende
durch die Leitung 107 und die Leitung 103 mit der Anodenstromquelle verbunden
ist.
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Das der Anode ioi entsprechende Gitter io8 ist durch die Leitung iog
mit einem Ende einer geteilten, in der Mitte geerdeten Sekundärwicklung iio eines
Transformators i i i verbunden, während das der Anode 105 zugeordnete Gitter 112
durch die Leitung 113 mit dem anderen Ende der Sekundärwicklung in Verbindung steht.
Die Primärwicklung 114 des Transformators ist an die Leitungen 12 und 13 angeschlossen,
und eine Sekundärwicklung 118 liegt über die Leitungen i i9 am Gitter 14 der Röhre
15. Eine der Leitungen i 19 ist mit dem Brückenpunkt 115 durch eine Leitung 120
verbunden, während der gegenüberliegende Brückenpunkt 116 durch eine Leitung 117
an den Läufer 51 angeschlossen ist.
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Wenn eineAzimutabweichung angenommen wird, entwickelt der Geber i
i einen Impuls, der dieser Abweichung proportional ist, um den Servomotor43 in Gang
zu setzen und die Ruderfläche zu betätigen. Als Folge des Arbeitens des Servomotors
wird am Läufer 51 ein Nachlaufimpuls erzeugt, der über die
Leitung
117, die Brücke und Leitung ixo, dem Abweichungsimpuls am Gitter 14 der Röhre 15
aufgedrückt wird, der über die Sekundärwicklung i 18 zur Röhre gelangt. Wenn ferner
eine Reihe von Kursabweichungen infolge von Luftstörungen angenommen wird, so wird
der Abweichungsimpuls nicht nur dem Gitter 14, sondern zusätzlich über die Sekundärwicklung
i io, entweder dem Gitter io8 oder dem Gitter 112 aufgedrückt, wie zuvor
erläutert, so daß der Strom durch die Spulen 98 und 99 fließt, um die Widerstände
9o oder 9i zu heizen und dadurch die Brücke aus dem Gleichgewicht zu bringen, so
daß Strom von der an den Leitungen 94 und 95 liegenden Stromquelle zum Gitter 14
fließt. Der Brückenkreis, die Heizspulen 98 und 99 und die Doppeltriode wirken nach
Art einer den Fehler mittelnden Vorrichtung derart, daß nach Ablauf einer gewissen
Zeitspanne ein zusätzlicher Abweichungs-oder Korrekturimpuls dem Gitter 14 zugeführt
wird, um dadurch das Flugzeug auf einen vorbestimmten Kurs zu bringen und anschließend
auf diesem Kurs zu halten.
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Der genannte Kreis stellt außerdem einen Kreis dar, der in der Anordnung
nach Fig. a einen Geschwindigkeitsimpuls aus dem Abweichungsimpuls ableitet, derart,
daß sowohl ein Abweichungsimpuls als auch ein Geschwindigkeitsimpuls für die Servomotorsteuerung
zur Verfügung stehen, ohne auf ein besonderes Kreisel- und Abnahmegerät für Drehgeschwindigkeit
zurückzugreifen. Im Gegensatz zu den gegenwärtig bekannten Geschwindigkeit erzeugenden
Einrichtungen; -die Widerstandskapazitätskreise verwenden, hat,die Einrichtung nach
der Erfindung eine niedrige Eigenimpedanz. Außerdem erfordert sie in Verbindung
mit Wechselstromimpulseri keine Demodulation, Filterung und Remodulation, wie es
bei Widerstandskapazitätsverfahren erforderlich ist.
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Die Erfindung gibt somit eine selbsttätige Lenk-oder Steuereinrichtung
für Fährzeuge an die Hand, die eine neuartige und verhältnismäßig einfache selbsttätige
Trimmeinrichtung und/oder Dämpfungseinrichtung aufweist, um ein Pendeln des Fahrzeuges
um eine oder alle seine Steuerachsen zu vermeiden.