DE620559C - Selbsttaetige Flugzeugsteuerung - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft die selbsttätige Steuerung von Flugzeugen um drei Achsen, wobei in bekannter Weise als Rieht- und Lagengeber für die Seitensteuerung und für die Höhen- sowie Quersteuerung ein Kreiselrichtungsweiser und ein Kreiselhorizont verwendet werden. Die Ausschläge dieser Kreiselanordnungen, die den Abweichungen des Flugzeuges vom gewollten Kurs und von seiner Horizontallage entsprechen, werden neben denjenigen weiterer, z. B. vom Fahrtwind beaufschlagter Meßeinrichtungen durch Hilfsmotoren in bekannter Weise auf die Seiten-, Höhen- und Querruder des Flugzeuges übertragen.

Erfindungsgemäß ist dem den künstlichen Horizont angebenden Kreiselsystem eine Masse, z. B. ein quer zur Flugzeuglängsachse entgegen der Kraft von Federn verschieb-

bares Gewicht, so zugeordnet, daß es in der Kurve das Störmoment der dann an dem genannten Kreiselsystem wirksamen Zentrifugalkraft ausgleicht. Dieses Kreiselsystem, das zur Steuerung sowohl des Höhenruders als auch der Querruder dient, arbeitet für die Ouerrudersteuerung mit einer beweglichen Fühlfläche, z. B. einer Scheibe, zusammen, die in einer parallel zur Flugzeuglängsachse liegenden Vertikalebene angeordnet und infolge einer entsprechenden Einstellverbindung mit dem Kreiselhorizont dort auch bei Schräglagen des Flugzeuges gehalten wird, so daß sie z. B. beim seitlichen Abgleiten des Flugzeuges sich gemäß Größe und Richtung der Querkomponente des Fahrtwindes verstellt. Diese Fühlfläche hat also die Aufgabe, die außer von der Stellung des Kreiselhorizontes zweckmäßig auch noch von der Einstellung der genannten, sich proportional der Zentrifugalkraft verschiebenden Masse abhängig gemachten Ausschläge der Querruder zusätzlich so zu verändern, daß ein seitliches Abgleiten des Flugzeuges im Geradeausflug wie auch insbesondere im Kurvenflug vermieden wird. Für die Steuerung *5 des Höhenruders arbeitet die genannte Kreiselvorrichtung mit einem Geschwindigkeitsverluste des Flugzeuges messenden Steuergeber zusammen. Außerdem ist für die Zwecke des von Hand gesteuerten Kurven- 5" fluges eine Möglichkeit zur Abschaltung des Richtungweiserkreisels von der Seitenrudersteuerung vorgesehen, wobei der zur Betätigung der Seitenrudersteuerung vorgesehene Handhebel o. dgl. auch mit der Regelvorrichtung des die Querruder einstellenden Hilfsmotors in solcher Verbindung steht, daß bei dem von Hand eingeleiteten Kurvenflug auch

gleichzeitig' eine entsprechende Auslenkung der Querruder erfolgt.

Weitere Einzelheiten der " Erfindung sind nachstehend an einem in der Zeichnung sche-5 matisch dargestellten Ausführungsbeispiel näher beschrieben.

Abb. ι stellt schematisch die elektrische Steuerungseinrichtung dar, die das selbsttätige Steuern des Flugzeuges um die Hochachse und die selbsttätige Stabilisierung um die Querachse beim geradlinigen Flug uiid während der Wendungen ausführt.

Abb. 2 zeigt schematisch die Höhensteueranordnung mit der Kreiselgruppe, welche die Horizontbasis erzeugt.

Abb. 3 zeigt Konstruktionseinzelheiten der Differentialgetriebe, die es ermöglichen, die Richtungssteuerung während der Wendungen des Flugzeuges abzuschalten und eine selbstao tätige Steuerung für die Richtung während der Wendungen zu sichern.

Um die folgenden Ausführungen besser verständlich zu machen, ist die in drei Richtungen im Gleichgewicht befindliche Kreiselgruppe in zwei Teile geteilt worden (Abb. 1): Der eine Teil ist der, der die Kurssteuerung bewirkt und aus den beiden Kreiseln α und b und dem drehenden und schwingenden Lager g besteht.

Der andere Teil ist der, der die Horizontbasis erzeugt, auf der sich sowohl während des geradlinigen Fluges als auch während der Wendungen die selbsttätige Wendungssteuerung abstützt. Diese Horizontbasis, die auch für die Höhensteuerung (Abb. 2) verwendet wird, besteht aus den beiden Horizontkreiseln c, d, deren Trägheitskräfte in einer waagerechten Ebene wirken und die in dauerndem Gleichgewicht in dieser Ebene durch die pendelnde Masse/ gehalten werden, die stets versucht, die waagerechte Läge dieser Gruppe wiederherzustellen, wenn· die Gruppe aus irgendeinem Grunde um ihren Aufhängepunkt schwingt.

Dieses Außergleichgewichtkommen tritt während der Geschwindigkeitsänderungen des Flugzeuges und besonders während der Wendungen durch die Zentrifugalkraft auf. Man kann das Außergleichgewichtkommen der Gruppe c, d während der Geschwindigkeitsänderungen 'des Flugzeuges vernachlässigen, denn die Horizontkreisel c und d setzen einer Beschleunigung zuerst ihre Trägheitswirkungen entgegen, und die daraus· entstehenden Schwingungen der Gruppe werden schnell durch die Anordnung des Pendelgewichtes gedämpft. Anders verhält es sich mit den Wirkungen der während der Wendungen des Flugzeuges auftretenden Zentrifugalkraft, denn diese während der ganzen Wendung auftretende Kraft kann die Horizontbasis aus ihrem Gleichgewicht herausbringen. Man muß deshalb eine besondere Anordnung vorsehen, welche den Einfluß der Zentrifugalkraft auf die Gruppe aufhebt.

Diese Ausgleichsvorrichtung besteht aus einer Masse 1, deren Schwerpunkt während des geradlinigen Fluges auf einer Längsachse 2 liegt. Diese Achse oder Welle 2, welche sich frei drehen kann, ist durch die Hebelarme 3 und 3' und die Stange 4 mit der Kreiselgruppe c, d fest verbunden. Die Masse 1 liegt auf zwei quer zur Flugzeuglängsachse angeordneten vierkantigen Tragstangen 5 und 5', längs denen sie auf zwei Rädchen 7 gleiten kann, von denen auf der Zeichnung nur das eine sichtbar ist. Die Masse wird in ihrer Mittellage durch zwei Federn 8, 9 gehalten. Die Masse 1 hindert also nicht die Einwirkung der Schwerkraft oder des Gewichtes f auf die Kreiselgruppe, was eine der Gleichgewichtsbedingungen für die Horizontbasis ist. Die Masse ist gegenüber Fluggeschwindigkeitsänderungen indifferent, unterliegt jedoch infolge ihrer Bewegungsmöglichkeit in seitlicher Richtung der Einwirkung der Zentrifugalkraft und kann sich der Einwirkung dieser Zentrifugalkraft auf die Kreiselpendelgruppe entgegenstellen. - Außerdem dient sie, wie nachstehend beschrieben ist, als Wendungsregler, d. h. zur zusätzlichen Regelung der Querruderstellung, im Kurvenflug.

In dem Fall, wo das Flugzeug, welches in Richtung des Pfeiles 6 fliegt, nach links, z. B. entsprechend Pfeil 10, abbiegen würde, wird die Pendelmasse der Kreisel c, d der Wirkung der Zentrifugalkraft entsprechend Pfeil 11 ausgeschwungen; zu gleicher Zeit wird jedoch die Masse 1 entsprechend Pfeil j00 12 verschoben und erzeugt infolge ihrer seitlichen Verschiebung auf den Stangen 5, 5' ein Drehmoment (angedeutet durch Pfeil 13), das dem durch Pfeil 11 angedeuteten Drehj· moment der Pendelmasse f während der Wendüngen des Flugzeuges entgegenwirkt und das Gleichgewicht herstellt, vorausgesetzt, daß das Gewicht der Masse 1 dem Gewicht des Pendels f entspricht und daß die Verschiebung der Masse 1 auf den Stangen 5, 5' durch die Spannung der Federn 8 und 9 richtig begrenzt wird. Die Spannung dieser Federn ist nach Belieben regelbar.

Die Masse 1 erreicht schließlich ihre Gleichgewichtslage auf den Stangen 5 und 5', ehe die Zentrifugalkraft auf die Pendelgruppe einwirken konnte, denn die Kreisel c und d setzen zuerst ihre Trägheit dieser Kraft entgegen.

Wenn die Kreiselgruppe eine Trägheitsmasse bildet, die in den drei Richtungen des Raumes sich im Gleichgewicht befindet, und

angenommen wird, daß die beiden entgegengerichteten Drehmomente ii und 13 sich nicht aufheben, so würde das überwiegende Drehmoment nur einen beschränkten Einfluß auf das Gleichgewicht der Gruppe ausüben; denn da die beiden Kreisel c und d im Azimut unbeweglich sind, während das Flugzeug sich um sie dreht, würde das überwiegende Drehmoment bald auf die eine der Flächen der Reaktionsebene der Kreisel und bald auf die entgegengesetzte Fläche wirken, so daß das Drehmoment während der Wendungen des Flugzeuges sich aufhebt. Wenn das Flugzeug von neuem geradeaus fliegt, so bringt die Schwerkraft etwaige während des Kurvenflugs entstandene Schwingungen der Gruppe zum Abklingen.

Weicht bei Bichtungssteuerungen und bei einer im dauernden Gleichgewicht hefindliehen Horizontbasis das in gerader Richtung fliegende Flugzeug aus dieser Richtung ab, so schaltet die Richtungssteuerung den Seitenrudermotor, so daß das Flugzeug selbsttätig wieder in seine Flugrichtung gebracht wird.

Wenn dagegen der Führer das Flugzeug wenden will, so ist es notwendig, selbsttätig die Richtungskreisel abzuschalten, da diese sonst von der Drehbewegung des Flugzeuges beeinflußt würden.

Die selbsttätige Führungsvorrichtung muß deshalb eine besondere Einrichtung besitzen, die folgende Bedingungen erfüllen muß:

a) Während eines geraden Fluges muß das Seitenruder von der Kurssteuerung abhängig sein, damit das Flugzeug selbsttätig gesteuert werden kann.

b) Während der Wendungen des Flugzeuges muß die Kurssteuerung abgeschaltet sein und der Seitenrudermotor sowie sein Gestänge der Beeinflussung durch den Führer unterstehen, damit dieser die Wendung unter Verwendung der selbsttätigen Steuerung ausführen kann.

c) Die gleiche Vorrichtung muß es dem Führer gestatten, den Bug des Flugzeuges, wenn es sich um geringe Bahnabweichungen handelt, zu richten, ohne die Kurssteuerung von der selbsttätigen Führungsvorrichtung abzuschalten, wie dies, für eine vollständige Wendung erforderlich ist

Diese in den Abb. 1 und 3 dargestellte Vorrichtung besteht aus einer senkrechten Welle 14, welche an ihrem oberen Ende einen Kontakthebel 15 trägt, der über der Kontaktscheibe 18 liegt, auf der sich die Kontaktschienen 16 und 17 befinden. Diese Schienen sind gemäß Abb. 3 mit zwei konzentrischen Schienen 16' und 17' verbunden, die die Klemmschrauben für die Leitungen 16" und τη" tragen. Die Welle 14 dreht sich in einem Rohr 19, das auf dem Gestell 20 festsitzt, und trägt in ihrem unteren Teil einen Vierkant 14', längs welchem eine Scheibe 21 gleiten kann, die für gewöhnlich durch eine Feder 22 angehoben wird, die die Scheibe 21 fest auf eine andere Scheibe 23 preßt, die in fester Verbindung mit der Kreiselgruppe a, h durch ein Kegelrad 24 steht. Letzteres ist durch ein Kegelrad 25, welches unmittelbar durch die Welle 25' mit der Kreiselgruppe α, b durch zwei andere, auf den Abbildungen nicht dargestellte Kegelräder verbunden. Die Welle 14 ist infolge dieser Anordnung mit der Kreiselgruppe a, b verbunden, wenn die Feder 22 die Scheibe 21 anhebt; andernfalls drehen sich das Kegelrad 24 und die Scheibe 23 frei auf der Welle 14. Dies ist also der Fall, wenn die Scheibe 21 durch den Elektromagneten 26 angezogen wird, der fest auf dem Gestell 27 der Kreiselgruppe a, b sitzt, infolgedessen fest auf dem Flugzeug liegt. Auf dem Rohr 19 sitzt noch ein Doppeldifferential, welches teilweise aus dem Rad 28 und dem Rad 29 gebildet ist. Dieses Rad 29 kann sich um das Rohr 19 infolge seiner Lagerung auf einer Buchse 29' drehen, die um das Rohr 19 sich verschieben läßt.

Auf der Buchse 29' sitzt fest der Riehtungssteuerhebel 30, der das Wenden des Flugzeuges nach rechts oder links schaltet, je nachdem der Hebel nach rechts oder links gelegt ist. Das Doppeldifferential wird durch ein Doppelkegelrad3i, ein Planetenrad32 und ein Rad 33 vervollständigt, Welches fest mit der Kontaktscheibe 18 verbunden ist. Der Richtungssteuerhebel 30 trägt einen Kontaktbolzen 34, der j£ nach der Richtung, in die er gedreht wurde, einen Kontakt mit den. beiden Schienenabschnitteri 35 und 35' herstellt, die unter sich und mit dem Elektromagneten 26 verbunden sind.

Wenn der Richtungssteuerhebel 30 in Ruhelage ist, so ist infolge obiger Anordnung die Seitenrudersteuerung mit der Welle

14 und infolgedessen mit dem Kontaktarm

15 verbunden. Das Flugzeug wird also in seiner Richtung gesteuert. Durch die Verschiebung des Richtungssteuerhebels 30 nach rechts oder nach links wird der Elektromagnet 26 erregt, welcher durch Anziehen der Scheibe 21 die Welle 14 und ihren Kontakthebel 15 mit dem Gestell 27 kuppelt. Infolgedessen kann der Führer, da die Welle 14 von der Richtungssteuerung abgeschaltet ist und, fest mit dem Flugzeug verbunden ist, das Wenden mit Hilfe des Steuerhebels 30 ausführen, denn der Seitenrudermotor 3.6 bleibt in Verbindung mit dem Richtungssteuerhebel 30 durch das Getriebe 28, 29, 31 und das Getriebe 31, 32, 33, welches mit dem

Gestänge 39 des Motors 36 durch ein Gelenk 43 verbunden ist.

D ie Vorrichtung wird durch ein Schneckenrad 51 vervollständigt, welches auf dem Rad 28 befestigt ist und welches in dem einen oder dem anderen Sinne durch eine Schnecke 50 gedreht wird, deren Welle 50' am Schaltbrett des Führers sitzt. Diese Drehbewegung hat zur Wirkung, daß die Kontaktscheibe 18 durch; die Einschaltung des doppelten Differentiales sich dreht und infolgedessen der Kurs des Flugzeuges verändert wird, ohne daß es notwendig wäre, die Seitenrudersteuerung von den Richtungskreiseln abzuschalten.

Wenn das Flugzeug, welches entsprechend Pfeil 6 fliegt, nach links entsprechend Pfeil 10 abbiegt, kommt der Kontakthebel 15 mit der Schiene 16 in Berührung, wodurch der Seitenrudermotor 36 geschaltet wird, der nunmehr seinerseits den Ausschlag des Seitenruders 37 in Richtung des Pfeiles 40 bewirkt. Dieser Ausschlag wird durch das die Rückführung bildende Gestänge 39 begrenzt, welches bei einer Verschiebung in Richtung des Pfeiles 42 das Gelenk 43 dreht, wodurch Rad 32 entsprechend Pfeil 44 gedreht wird, und schließlich erfolgt eine Drehung der Kontaktscheibe 18 entsprechend Pfeil 45, wodurch der Strom des. Seitenrudermotors unterbrochen wird.

Wenn das Flugzeug unter der Einwirkung des Seitenruders 37 wieder in seine Flugbahn zurückkehren will, erfolgen die umgekehrten Vorgänge, und zwar bis zu dem Augenblick, wo das Seitenruder 37 wieder seine Ursprungslage einnimmt'.

Die selbsttätige Steuerung des Flugzeuges um seine Längsachse und das Dämpfen der Schwankungen erfolgen in ähnlicher Weise, nur mit dem Unterschied, daß der Querrudermotor ständig in Eingriff mit der Horizontbasis bleibt.

Angenommen, die Horizontbasis werdedurch das Rad 47 (Abb. 1) dargestellt; die ganze Seitenführung dreht sich dann um dieses Rad 47, auf welchem sie sich abstützt, um sowohl beim geradlinigen Flug als auch bei den Wendungen eine selbsttätige seitliche Stabilität zu schaffen.

Neigt sich z. B. das Flugzeug beim Schwanken über den linken Flügel, so wandern die beiden Schwingarme 48, 49, die fest mit dem Flugzeug verbunden sind, nach rechts, indem sie bei ihrer Verschiebung die Räder 52 und 54 entsprechend den Pfeilen 5 5 und-56 mitnehmen und die Räder 53 entsprechend Pfeil drehen. Da jedoch das Zahnrad 52 im Eingriff mit dem Rad 47 der Horizontbasis steht, gleichen sich die Drehbewegungen der Zahnräder 52 und 54 im Rad 53 aus, und das Rad 58 bleibt trotz des Schwankens des Flugzeuges ruhig stehen. Da das Rad 58 mit dem Kontakthebel 59 verkeilt ist, bleibt _ dieser ebenfalls ruhig stehen und ist von dem durch Kegelrad 47 gegebenen Horizont abhängig, ohne daß das Doppelgetriebe diese Eingriffe verschiebt.

Der Kontaktsektor 60 jedoch wird entsprechend Pfeil 66 durch das Schwanken des Flugzeuges verschoben. Es entsteht deshalb ein Stromschluß zwischen Kontakthebel 59 und Schiene 61, wodurch der Hilfsmotor 62 ' geschaltet wird, welcher die Flügelklappe 63 entsprechend Pfeil 64 tiefstellt und somit das Flugzeug wieder aufrichtet. Das Schrägstellen der Flügelklappe 63 ist genau auf dem Ausschlagwinkel der Schwankung in bezug auf die Horizontalbasis abgestimmt, und zwar durch das die Rückführung bildende Gestänge 65, welches durch Verschiebung im Sinne des Pfeiles 69 den Kontaktsektor 60 entsprechend Pfeil 67 dreht und den Strom zur richtigen Zeit unterbricht. Beim Aufrichten nach rechts tritt eine umgekehrte Bewegung des linken Klappenmotors 62 ein.

Um eine gute Wendung des Flugzeuges zu erzielen, muß folgende Bedingung erfüllt sein: Das Seitenruder und die Querruder müssen zusammenarbeiten, damit das eine die Wendung bewirkt, während der Querruderausschlag unter einem solchen Winkel zu erfolgen hat, daß die Zentrifugalkraft das Flugzeug nicht aus seiner Bahn herausschleudert. Bei der selbsttätigen Steuerung, die den Gegenstand der Erfindung bildet, erfolgt der Ausschlag des Seitenruders und der Querruder gleichzeitig bei Beginn der Wendung und sofort nach dem Abschalten der Kurs steuerung. Damit jedoch bei einer Wendung alle Bedingungen erfüllt sind, -muß zu der selbsttätigen Führungsvorrichtung ein Wendungsregler zugefügt werden, der genau den Ausschlagwinkel bestimmt, welcher der auf das Flugzeug wirkenden Zentrifugalkraft entspricht.

Als Wendungsregler für die selbsttätige Steuervorrichtung dient wiederum die Masse 1, welche, wie bereits beschrieben, sich während des Wendens seitlich verschiebt. Diese Masse, die allein auf die Zentrifugalkraft anspricht, die auf sie in einer waagerechten Ebene wirkt, gibt genau den Wert der Zentrifugalkraft an, welche auf das Flugzeug wirkt, ohne Rücksicht auf den Winkel, den das Flugzeug mit dem Horizont einschließt. Muß das Flugzeug eine Wendung nach links in Richtung des Pfeiles 10 ausführen, so genügt es, wenn der Führer den Richtungshebel 30 nach rechts entsprechend Pfeil 30' schräg verschiebt. Der Führer hat keine anderen Handgriffe zu machen, damit sich das

Wenden selbsttätig und einwandfrei vollzieht, bis zu dem Augenblick, wo der Flug in gerader Richtung wieder ausgeführt werden soll, wo dann der Richtungshebel wieder losgelassen wird, der mittels einer in der Zeichnung nicht dargestellten Rückführvorrichtung selbsttätig seine neutrale Lage wieder einnimmt.

Infolge der Verschiebung des Richtungs-Steuerhebels 30 nach rechts schließt der Kontakt 34 den Stromkreis zum Elektromagneten 26, der von Strom durchflossen wird, wodurch der Kontakthebel 15 von der Richtungssteuerung abgeschaltet und fest mit dem Flugzeug zur Ausführung der Wendung verbunden wird.

Beim Verschieben nach rechts dreht der Hebel 30 das Rad 29 entsprechend Pfeil 6g', denn das Rad 29 kämmt mit dem Rad 28, welches auf dem Flugzeug festsitzt; das Doppelgetriebe 31 dreht sich entsprechend Pfeil 70, das Zahnrad 32 entsprechend Pfeil 44 und schließlich die Kontaktscheibe 18 entsprechend Pfeil 45. Der Kontakthebel tritt also in Berührung mit der Schiene 17, so daß der Seitenrudermotor 36 von Strom durchflossen wird, der das Seitenruder entsprechend Pfeil 41 bewegt und das Flugzeug nach links steuert. Das Gestänge 39, welches sich entsprechend Pfeil 71' verschiebt, und das Rad 32, welches die Kontaktscheibe 18 entsprechend Pfeil 71 dreht, begrenzen den Ausschlagwinkel des Ruders 37, welches diese Lage während der ganzen Wendungsdauer beibehält. Der Ausschlagwinkel y² ist gleich der Winkelverschiebung y des Richtungshebels 30.

Zu der gleichen Zeit, wo dieser Vorgang SiGh abspielt, verschiebt der Richtungssteuer-

4,σ hebel 30 die Stange 73 entsprechend Pfeil 74, wodurch der Schwingarm 49 entsprechend Pfeil 75 ausgeschwungen wird und das Rad 58 sich entsprechend Pfeil 76 und der Kontaktarm 59 entsprechend Pfeil 66 drehen. Der Kontaktarm kommt also mit der Schiene 77 in Berührung. Der Querrudermotor 62 wird von Strom durchflossen und stellt das linke Querruder 63 entsprechend Pfeil 78 nach oben. Der linke Flügel senkt sich, und das Flugzeug neigt sich im Wendungssinne, jedoch nur in einem gewissen Ausmaße, denn der Ausschlagwinkel der Flügelklappe 63 steht in bestimmter Beziehung zu der Winkelverschiebung y des Richtungssteuerhebeis 30. Der Ausschlagwinkel wird durch die Zugstange 65 begrenzt, welche durch Verschieben in Richtung des Pfeiles 79 den Strom im geeigneten Augenblick unterbricht, und zwar durch den Kontaktsektor 60, der um seine Schwingachse sich dreht. Da andererseits der Kontakthebel 59 mit der Horizontbasis, im vorliegenden Falle dem Rad 47, durch das Doppelgetriebe 52, 53, 54, 58 verbunden ist, kann seine Neigung auf der Horizontalebene nur dem Ausschlagwinkel y des Richtungssteuerhebels 30 gleich werden. ' Sobald die Neigung des Flugzeuges diesem Winkel entspricht oder ihn überschreitet, hört die Schrägstellung der Flügelklappe 63 auf, oder bei überschrittenem Winkel wird der entgegengesetzte Ausschlag nach unten (Pfeil 64) infolge Drehsinnumkehr des Motors 62 bewirkt.

Der Wendungsregler ist von dem Zeitpunkt an in Tätigkeit getreten, an dem das-Flugzeug zu wenden begann. Die waagerecht nach rechts entsprechend Pfeil 12 verschobene Masse 1 nimmt bei ihrer Verschiebung die Zahnstange 80 mit, welche den gezahnten Sektor 81 und das Rad 82 entsprechend Pfeil 83 dreht. Die Zugstange 84 wird entsprechend Pfeil 85 verschoben und dementsprechend auch der Arm 48 geschwungen, der das Rad 52 entsprechend Pfeil 55' mitnimmt. Das Doppelrad 5.3 dreht sich entsprechend Pfeil 57 und das Rad 54 entsprechend Pfeil 87 und schließlich das Rad 58 und Kontakthebel 59, an dem das Rad befestigt ist, entsprechend Pfeil 66. Dadurch wird die Schiene 77 eingeschaltet, so daß die Flügelklappe des linken Flügels entsprechend Pfeil 78 ausschlägt. Diese Schrägstellung wird in dem Maße, wie die Zentrifugalkraft auf das Flugzeug und auf den Wendungsregler einwirkt, vergrößert.

Jedoch kann diese Schrägstellung einen bestimmten Winkel nicht überschreiten, denn wenn der Ausschlagwinkel bei einer Wendung Überschritten ist, woraus abgesehen vom Geschwindigkeitsverlust ein Abrutschen über den Flügel entstehen könnte, so erfolgt sofort ein Aufrichten infolge der bereits beschriebenen Ausschlagumkehr der Flügelklappe 63. Bei dieser Wendung kann ein seitliches Abrutschen erfolgen, und zwar dann, wenn die Richtung der aus der Erdbeschleunigung und der Zentrifugalbeschleunigung des Flugzeuges resultierenden Beschleunigung zu der durch die Hoch- und Längsachse des Flugzeuges verkörperten Ebene geneigt verläuft.

Auf dieses seitliche Abgleiten des Flugzeuges spricht die Fühlfläche 90 an, die am Ende der beiden Stangen 91 und 91' liegt. Die Stangen sind auf zwei Hülsen 92, 92' aufgekeilt, die auf einer senkrechten Welle 93 sitzen, die sich im Gestell 94 dreht. Das Gestell 94 selbst dreht sich um eine Achse 95, die in Längsrichtung des Flugzeuges angeordnet ist. Die ganze Vorrichtung ist unmittelbar mit der Horizontkreiselgruppe c, d durch Stangen 96, 97 und Hebel 98, 99 verbunden. Infolge dieser Anordnung bleibt die

Fühlfläche 90 ohne Rücksicht auf die Schräglage der Tragflächen des Flugzeuges immer senkrecht. Die Vorrichtung ist statisch durch Gegengewichte 100 und 100' ausgeglichen und wird in der Längsachse des Flugzeuges durch Federn 101 und 101' gehalten. ; Bei dauernd senkrechter Lage, die unabhängig von der Stellung des Flugzeuges und der Stellung seiner Flügel ist, zeigt diese Fühlfläche 90 die Richtung und die Geschwindigkeit der horizontalen Ouerkomponente des Fahrtwindes an. Ihr Ausschlag wird durch Winkelräder 102, 103 mittels einer Längswelle 104 auf das Rad 105 übertragen, welches den Querrudermotor 62 schaltet, um eine Schrägstellung der Flügelklappe 63 in dem einen oder anderen Sinne herbeizuführen.

Wenn das Flugzeug nach links entsprechend Pfeil 10 abweicht, wird infolge dieser Eigendrehung des Flugzeuges im Fahrtwind die Fühlflächego beeinflußt und dreht sich waagerecht entsprechend Pfeil r, und zwar proportional der Geschwindigkeit und der Kurvenbahn des Flugzeuges. Der Faktor dieser Proportionalität ist nach Belieben durch die Federn 101 und 101' regelbar. -Durch die Stellungsänderung der Fühlfläche 90 werden die Welle 104 entsprechend Pfeil 106 und das Rad 105 entsprechend Pfeil 107 gedreht. Hierdurch wird der Ausschlag der Flügelklappe 63 nach oben entsprechend Pfeil 78 bewirkt, um die Schrägstellung des Flugzeuges zu vergrößern.

Während der Wendung müssen zusammenwirken:

a) der Kurssteuerhebel 30 zum Schrägstellen der Flügelklappen,

b) der Wendungsregler 1 zur gleichen Schrägstellung,

c) die Fühlfläche 90 zur Reglung der Schräglage in dem Sinne, daß kein seitliches Abgleiten erfolgt.

Um diesen Zweck zu erreichen, ist die selbsttätige Steuervorrichtung mit Regelein-

*5 richtungen versehen, welche genau die Größe der Einwirkung jedes dieser zusammenarbeitenden Teile einzustellen gestatten.

Was die selbsttätige Höhensteuerung des Flugzeuges anbetrifft, so finden die verschiedenen Bewegungen zur Wiederherstellung des Längsgleichgewichtes gleichfalls ihren Stützpunkt ,auf der Horizontbasis, die von der in drei Richtungen des Raumes· stabilisierenden Kreiselgruppe gebildet wird. Das Dämpfen der Schwankungen des Flugzeuges um seinen Schwerpunkt wird selbsttätig durch die Horizontbasis bewirkt, welche als Rückführvorrichtung dient und das Höhenruder im geeigneten Augenblick beeinflußt.

Damit jedoch die Höhensteuerung wirksam erfolgt, muß zu der Horizontbasis ein Geschwindigkeitswahrer zugefügt werden, der ein Abwärtsführen des Flugzeuges bewirkt, • ehe die das Flugzeug im Fahrtwinde haltenden Kräfte den Wert erreicht haben, unterhalb dessen das Flugzeug den erforderlichen Auftrieb verliert. Dieser Anzeiger für Geschwindigkeitsverlust ist von der Horizontbasis abhängig. Seine im Windstrom liegende vordere Fläche 90 ist immer in einer vollständig freien und unabhängigen Lage von dem Längs winkel des Flugzeuges.

Nach einer besonderen Ausführung erfolgt das Abwärtsführen des Flugzeuges um so betonter, je größer der Anstellwinkel des Flugzeuges beim Steigen ist. Um dieses Ziel zu erreichen, besteht der Geschwindigkeitswahrer aus zwei getrennten Vorrichtungen 115 und 126, von denen die eine die Größe des Auftriebes P und die andere die Größe des Widerstandes T aufzeichnet.

Die erste Vorrichtung (Abb. 2) besteht aus einem verkleinerten Flugzeug 115, dessen Tragflügelprofil und Druckmitte des Flügels mit dem Flügelprofil und der Druckmitte des selbsttätig gesteuerten Flugzeuges übereinstimmt. Auf diesem verkleinerten Abbild liegt genau in der Druckmitte eine Drehachse 116, die dem Modell ermöglicht, sich stabil in der Fahrtwindbahn zu halten und genau die Größe des Auftriebes P anzuzeigen, der auf das Flugzeug ausgeübt wird. Die Welle 116 liegt am Ende eines Schwinghebels 117, der sich um 118 dreht und dessen Nabe zwei entgegengesetzt gerichtete Hebel 119, 119' trägt, an denen die Verbindungszüge 120, I2o' angreifen, die die Hebel mit einem anderen Doppelhebel 121 verbinden, der auf der selbsttätigen Führungsvorrichtung liegt. Dieser Doppelhebel 121 zeichnet also die Ver-Schiebungen des Hebels 117 auf und infolgedessen den auf das Flugzeugmodell 115 ausgeübten Druck. Auf der Nabe des Doppelhebels 121 ist eine Stange 122 befestigt, die in einem Winkel von 30 bis 45 ° zum Horizont geneigt ist, wenn das Flugzeug waagerecht fliegt. Die Neigung ar der Stange 122 wird je nach dem verwendeten Flugzeugmodell verändert. Auf der Stange 122 liegt eine Masse 123,. deren Gewicht den auf die Waagerechte projizieren" Druck ausgleicht. Der Doppelhebel 119 ist durch eine Stange 119' verlängert, welche in einer Führung 124 gleitet. Die Führung 124 gestattet der Stange 119' eine Verschiebung nach hinten, wenn der Auftrieb P zum Tragen des Flugzeuges nicht genügt, begrenzt jedoch die Bewegung der Stange, nach vorn, wenn dieser Auftrieb .P seinen normalen Wert erreicht oder überschreitet. Wenn infolgedessen der Mindestdruck, welcher der zum Tragen des Flugzeuges notwendigen unteren

Geschwindigkeitsgrenze im relativen Wind entspricht, nicht erreicht wird, fällt der Schwingarm 117 unter dem Einfluß der Masse 123, die entsprechend Pfeil 125' ausschwingt, entsprechend Pfeil 125.

Andererseits wirkt die Masse 123, deren Tragstange 122 zum Horizont geneigt liegt, um so mehr auf den Schwingarm 117, je größer der Anstellwinkel α des Flugzeuges beim Steigen ist, denn der Winkel a² der Stange 122 über dem Horizont verringert sich in dem gleichen Maße, wie das Richten des Flugzeuges beim Steigen vergrößert wird.

Da der Geschwindigkeitsverlust eines Flugzeuges um so gefährlicher ist, je größer der Anstellwinkel beim Steigen genommen wird, soll die Vorrichtung bezwecken, auf das Flugzeug einzuwirken und es wieder aufzurichten, wobei die gefährliche Geschwindigkeitsgrenze um so weiter verlegt wird, je mehr das Flugzeug zum Steigen aufgerichtet wird. Die Vorrichtung arbeitet nicht, wenn das Flugzeug nach unten geht, sondern im Gegenteil, die Vorrichtung zeichnet den Geschwindigkeitsverlust auf, wenn derjenige Widerstand des Flügels, der sich entsprechend dem Ansteigen verringert, die Tragfähigkeit des Flugzeuges schwächt, die nur durch eine Erhöhung der Geschwindigkeit wiedergewonnen werden kann. Ferner wirkt die Zentrifugalkraft, welche das Flugzeug zwingt, seine Tragfähigkeit und infolgedessen seine Relativgeschwindigkeit beim Wenden zu erhöhen, in gleicher Weise auf die Masse 123 und auf die Vorrichtung zum Aufheben des Geschwindigkeitsverlustes 115 bis 117 ein, um das Niedergehen des Flugzeuges beim Wenden abhängig von dieser Zentrifugalkraft zu bewirken.

Der Geschwindigkeitswahrer wird durch einen Luftzugmesser ergänzt, der jedoch auch entbehrlich ist. Dieser Luftzugmesser besteht aus einem Fühler 126, welcher die Stärke der Holme der Tragflächen des Flugzeuges hat. Der Fühler 126 zeichnet infolgedessen die Größe des Widerstandes T des Flugzeuges auf. Der Fühler 126 bleibt dauernd in der Fahrtwindbahn durch die Fläche 127 und durch seine Lagerung auf einem Zapfen 128, der fest am Auge einer Stange 129, 129' befestigt ist, die sich um 118 dreht und deren Drehung sich auf einen Doppelhebel 131, 131' durch die Verbindungen 132, 132' überträgt. Die Bahn der Stange 129' ist für einen normalen oder darüber hinausgehenden Zug durch ihr Eingreifen in die Führung 133 begrenzt, jedoch kann sich die Stange in dieser Führung 133 verschieben, wenn der Zug T, der zum Halten des Flugzeuges notwendig ist, sich der gefährlichen unteren Grenze nähert. Diese Grenze wird bestimmt durch das Gewicht der Masse 180 als Projektion auf die Horizontale und durch die Lagerung des Gewichtes auf der Stange 134, die. wie die Stange 122 des Drückanzeigers im Winkel von 30 bis 45 ° zur Horizontalen geneigt ist.

Wenn jetzt das in gerader Richtung entsprechend Pfeil 135 fliegende Flugzeug nach Pfeil 136 abbiegt, so wird das Doppelgetriebe ^τ37> ^τ39> !3^, I4O, 141, welches gleich dem für die Seitenrudersteuerung bereits beschrieben ist und bei dem das Rad 137 die Horizontbasis bildet, auch in der gleichen Weise arbeiten. Der Kontakthebel 142 ist daher gegen Stampfen des Flugzeuges unempfindlich, während der Kontaktsektor 143 durch eine Stampfbewegung entsprechend Pfeil 144 mitgenommen wird. Der Strom, der zwischen Schiene 145 und Kontakthebel 142 übergeht, fließt durch den Motor 149, der das Höhenruder 150 entsprechend Pfeil 151 verschiebt, bis die Drehung der Kontaktscheibe 143 entsprechend Pfeil 145 durch Verschiebung des Gestänges 153 entsprechend Pfeil 154 den Strom unterbricht.

Will der Führer das Flugzeug entsprechend Pfeil 136 steigen lassen und die selbsttätige Steuervorrichtung verwenden, so zieht er den Höhensteuerhebel 156 entsprechend Pfeil 157. Der Schwingarm 158 wird entsprechend Pfeil 159 verschoben, das Rad 140 dreht sich entsprechend Pfeil 170, nimmt den Kontakthebel 142 entsprechend Pfeil 144 mit und bringt den Hebel 142 auf diese Weise in Berührung mit der Schiene 147. Der Höhenrudermotor 149 wird von Strom durchflossen, verstellt das Höhenruder entsprechend Pfeil 152 bis zu dem Augenblick, wo der Anschlagwinkel α des Flugzeuges die gleiche Nei- <oo gung wie der Winkel a' des Höhenhebels 156 hat. Das Höhenruder 150 ist dann von neuem wieder in seiner Ruhelage. Alle diese Betätigungen vollziehen sich in Verbindung mit der Horizontbasis, -die jedesmal eingreift, wenn der Anstellwinkel des Flugzeuges von demjenigen Anstellwinkel, welchen der Führer dem Höhenruder gegeben hat, abweicht. Der Geschwindigkeitswahrer, welcher die für die Stabilität des Flugzeuges gefährliche uo Grenze des Auftriebes P und die Grenze des Widerstandes T anzeigt, kann deshalb wirksam zusammen mit der Horizontbasis dann eingreifen, wenn das Flugzeug steigt, um dadurch einem Geschwindigkeitsverlust vorzubeugen und das Flugzeug zur richtigen Zeit wieder abwärts zu führen. Zu diesem Zweck sind die Doppelhebel 121, 121' und 131, 131' mit den Rädern i6r, 162 verbunden. Jede Drehung dieser Hebel entsprechend den Teilen 163, 163' teilt sich den Zugstangen 164, 165 niit, welche sich entsprechend den Pfeilen

i66, 166' verschieben. Der Schwingarm 167, welcher in der gleichen Richtung angezogen wird, und das Rad 137 der Horizontbasis drehen das Rad 138 entsprechend Pfeil 168. Das Doppelgetriebe 139 dreht sich entsprechend Pfeil 169, das Rad 140 entsprechend Pfeil 172 und das Rad 141 und der Kontakthebel 142, welcher an dem Rad 141 sitzt, entsprechend den Pfeilen 173 und 145. Die Schiene 146 wird vom Strom durchflossen, so daß der Höhenrudermotor 149 auf das. Höhenruder 150 entsprechend Pfeil 151 einwirkt, wodurch das Niedergehen des Flugzeuges entsprechend dem Geschwindigkeits-Verlust erfolgt. Dieser Vorgang erfolgt in allen Lagen, die das Flugzeug einnehmen kann, hauptsächlich jedoch, wenn das Flugzeug wendet oder steigt, denn das Anzeigen des Geschwindigkeitsverlustes ist besonders für Steigen und für Wenden des Flugzeuges empfindlich.

Die Wirkung der Massen 123 und 180 ist um so kräftiger, j e kleiner die Winkel a? und ß³ sind und je größer die Zentrifugalz5 kräfte 125' und 180' sind, welche auf die Massen beim Wenden einwirken. Alle diese Einrichtungen, welche vorbeugend auf die Rückführungsvorrichtungen einwirken, verhindern das Fallen des Flugzeuges durch Geschwindigkeitsverlust. Das Flugzeug muß, wie bekannt, einen sehr großen Kraftüberschuß besitzen, um beim Steigen wenden zu dürfen.

Claims (7)

1. Patentansprüche:

   i. Selbsttätige Steuerung für Flugzeuge durch Kreiselrichtungsweiser und -horizont, die bei Abweichungen des Flugzeuges vom gewollten Kurs einen Hilfsmotor zur Verstellung des Seitenruders und bei Längs- und Ouerneigungen des Flugzeuges Hilfsmotoren zur Verstellung der Quer- und Höhenruder im Sinne der Zurückführung des Flugzeuges in seine ursprüngliche Lage steuern, dadurch gekennzeichnet, daß dem Kreiselhorizont eine horizontal und quer zur Flugzeuglängsachse verschiebbare Masse (1) zugeordnet ist, die im Kurvenflug am Kreiselhorizont das Störmoment der Zentrifugalkraft ausgleicht, daß fernerhin mit dem Kreiselhorizont hinsichtlich der Querrudersteuerung ein vom Seitenwind beaufschlagter Steuerfühler (90) und hinsichtlich der Höhenrudersteuerung eine gegen Auftriebs- und Geschwindigkeitsänderungen empfindliche Meßeinrichtung (150) zusammenwirkt und daß schließlich im Falle der Betätigung der Seitensteuerung von Hand Mittel (2r bis 23, 26, 34, 35, 35') zur selbsttätigen Abschaltung desKreiselrichtungsweisers von der Seitenrudersteuerung vorgesehen sind.
2. 2. Steuerungsvorrichtung nach Anspruch i, dadurch gekennzeichnet, daß die ^e5 als zusätzliche Steuergeber wirkenden Vorrichtungen durch .Differentialmechanismen mit der von der Kreiselgruppe erzeugten Horizontbasis in Verbindung stehen.
3. 3. Steuerungsvorrichtung nach Anspruch ι und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Schrägstellung der Flügelklappen (63) vermittels der Differentialmechanismen durch die unter Einwirkung der Zentrifugalkraft erfolgende Verschiebung derjenigen Masse (1) erfolgt, die sich seitlich auf einer waagerechten Ebene verschiebt und gleichzeitig die auf die Pendelgruppe einwirkende Zentrifugalkraft kornpensiert.
4. 4. Steuerungsvorrichtung nach Anspruch ι bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß der durch die Verschiebung der Masse (1) erzielte Steueranschlag zusatz-Hch geregelt wird durch eine vor der Spitze des Flugzeuges liegende Fühlfläche (90), welche durch die von der Kreiselgruppe erzeugte Horizontbasis in senkrechter Lage gehalten wird und die ihre vom Querwind erzeugte Ablenkung durch Differentialmechanismen auf die Flügelklappe (63) überträgt.
5. 5. Steuerungsvorrichtung nach Anspruch ι bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß zur selbsttätigen Höhensteuerung eine Vorrichtung verwendet wird, die aus einem dem zu steuernden Flugzeug nachgebildeten Modell (150) besteht, welches mit seiner Druckmitte auf einem Schwinghebel (117) gelagert ist, der mit einer pendelnden Masse (123) verbunden ist, die das Modell (115) bei ungenügendem Druck so verschwenkt, daß unter Zwischenschaltung von Differentialmechanismen (137 bis 141), deren eines Rad die Horizontbasis verkörpert, eine Verstellung des Höhenruders (150) erfolgt.
6. 6. Steuerungsvorrichtung nach Anspruch ι bis 5, dadurch gekennzeichnet, no daß zur Unterstützung der Höhensteuerung ein Fühler (126) dient, dessen Form der Stärke der Flugzeugholme entspricht und dessen Stellung durch Gewichte ausgeglichen wird, die unter einem bestimmten Winkel gegen die Horizontale geneigt sind.
7. 7. Steuerungsvorrichtung nach Anspruch ι und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die die Steuerungseinrichtungen mit der Horizontbasis oder mit der Richtungssteuerung verbindenden Differentialmechanismen als Doppeldifferentiale ausgebildet

   sind, bei denen das Rad (z. B. 137,47,28), welches an der Horizontbasis oder der Richtungssteuerung angeschlossen ist, als Stützpunkt für alle von den anderen Teilen ausgeführten Arbeiten dient, wobei die Differentialmechanismen aus Winkelrädern bestehen und die Planetenräder sich durch die seitliche Verschiebung der Nebenräder um die Drehachse der Planetenräder drehen, oder umgekehrt, daß die Nebenräder durch die Drehung . der Planetenräder seitlich verschoben werden.

   Hierzu 2 Blatt Zeichnungen