DE620559C - Automatic aircraft control - 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.The invention relates to the automatic control of aircraft around three axes, being in a known manner as a direction and position encoder for the side control and a gyro direction indicator and a gyro horizon for height and lateral control be used. The deflections of these gyroscopic arrangements, the deviations of the aircraft correspond to the intended course and its horizontal position, in addition to those further, z. B. from Head wind acted on measuring devices by auxiliary motors in a known manner the rudder, elevator and ailerons of the aircraft.

Erfindungsgemäß ist dem den künstlichen Horizont angebenden Kreiselsystem eine Masse, z. B. ein quer zur Flugzeuglängsachse entgegen der Kraft von Federn verschieb-According to the invention, the gyro system indicating the artificial horizon is a Mass, e.g. B. a transverse to the longitudinal axis of the aircraft against the force of springs

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 auchhard weight, assigned in such a way that it is the disturbance torque of the then mentioned in the curve The gyroscopic system compensates for effective centrifugal force. This gyro system that is used to control both the elevator as well as the aileron, works for the aileron control with a movable one Sensing surface, e.g. B. a disk, together in a parallel to the aircraft longitudinal axis arranged lying vertical plane and due to a corresponding adjustment connection with the gyro horizon held there even when the aircraft is tilted, so that they z. B. when sliding sideways of the aircraft according to size and direction the transverse component of the airstream is adjusted. This sensing surface has the task of which apart from the position of the gyro horizon expediently also from the setting of the above, are proportional the deflections of the ailerons made dependent on the centrifugal force of the moving mass in addition to be changed in such a way that the aircraft glides sideways in straight flight as is avoided in particular when turning. For the controller * 5 of the elevator, said gyro device works with a control transmitter measuring the speed losses of the aircraft together. In addition, for the purposes of the manually controlled curve 5 " flight a possibility to switch off the direction indicator gyro from the rudder control provided, with the hand lever or the like provided for actuating the rudder control also with the control device of the auxiliary motor adjusting the ailerons is in such a connection that at the manually initiated turning flight too

gleichzeitig' eine entsprechende Auslenkung der Querruder erfolgt.at the same time 'a corresponding deflection the aileron is applied.

Weitere Einzelheiten der " Erfindung sind nachstehend an einem in der Zeichnung sche-5 matisch dargestellten Ausführungsbeispiel näher beschrieben.Further details of the "invention are shown below at a point in the drawing." illustrated embodiment described in more detail.

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.Fig. Ι shows schematically the electrical control device that the automatic Steering the aircraft around the vertical axis and the automatic stabilization around the transverse axis in straight flight uiid executes during the turns.

Abb. 2 zeigt schematisch die Höhensteueranordnung mit der Kreiselgruppe, welche die Horizontbasis erzeugt.Fig. 2 shows schematically the height control arrangement with the gyro group, which the Horizon base generated.

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.Fig. 3 shows details of the construction of the differential gears that make it possible to achieve the Turn off direction control during turns of the aircraft and turn off a selfao Active control to secure the direction during turns.

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.In order to make the following explanations easier to understand, the group of gyroscopes, which are in equilibrium in three directions, has been divided into two parts (Fig. 1): One part is the one that controls the course and consists of the two gyroscopes α and b and the rotating one and oscillating bearing g .

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.The other part is the one that creates the horizon base on which the automatic turn control is supported both during straight flight and during turns. This horizon base, which is also used for the height control (Fig. 2), consists of the two horizon gyroscopes c, d, whose inertial forces act in a horizontal plane and which are kept in constant equilibrium in this plane by the pendulous mass /, which is always tries to restore the horizontal position of this group if · the group for some reason swings about its suspension point.

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.This imbalance occurs during changes in the speed of the aircraft and especially during turns due to centrifugal force. One can neglect the out-of-equilibrium of the group c, d during the speed changes of the aircraft, because the horizon gyroscopes c and d counteract an acceleration with their inertial effects, and the resulting vibrations of the group are quickly dampened by the arrangement of the pendulum weight. The situation is different with the effects of the centrifugal force occurring during the turns of the aircraft, because this force occurring during the entire turn can bring the horizon base out of its equilibrium. A special arrangement must therefore be provided which cancels out the influence of centrifugal force on the group.

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.This compensation device consists of a mass 1, the center of gravity of which lies on a longitudinal axis 2 during the straight flight. This axis or shaft 2, which can rotate freely, is firmly connected to the gyro group c, d by the lever arms 3 and 3 'and the rod 4. The mass 1 rests on two square support rods 5 and 5 'arranged transversely to the longitudinal axis of the aircraft, along which it can slide on two small wheels 7, only one of which is visible in the drawing. The mass is held in its central position by two springs 8, 9. The mass 1 does not prevent the action of gravity or the weight f on the gyro group, which is one of the equilibrium conditions for the horizon base. The mass is indifferent to changes in airspeed, but is subject to the action of centrifugal force due to its ability to move in the lateral direction and can oppose the action of this centrifugal force on the pendulum group. - In addition, as described below, it serves as a turn controller, ie for additional control of the aileron position when turning.

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.In the case where the aircraft flying in the direction of arrow 6 is to the left, e.g. B. would turn according to arrow 10, the pendulum mass of the top c, d is swung out of the effect of the centrifugal force according to arrow 11; At the same time, however, the mass 1 is displaced according to arrow j00 12 and, as a result of its lateral displacement on the rods 5, 5 ', generates a torque (indicated by arrow 13) which corresponds to the torque of the pendulum mass f indicated by arrow 11 during the turning of the aircraft counteracts and establishes the equilibrium, provided that the weight of the mass 1 corresponds to the weight of the pendulum f and that the displacement of the mass 1 on the rods 5, 5 'by the tension of the springs 8 and 9 is properly limited. The tension of these springs can be adjusted as desired.

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. The mass 1 finally reaches its equilibrium position on the rods 5 and 5 'before the centrifugal force could act on the pendulum group, because the tops c and d first oppose their inertia to this force.

Wenn die Kreiselgruppe eine Trägheitsmasse bildet, die in den drei Richtungen des Raumes sich im Gleichgewicht befindet, undWhen the gyroscope group forms an inertial mass that moves in the three directions of the Space is in equilibrium, and

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.if it is assumed that the two opposing torques ii and 13 do not cancel each other out, the predominant torque would only have a limited influence on the equilibrium of the group; since the two gyroscopes c and d are immovable in azimuth while the aircraft rotates around them, the predominant torque would act soon on one of the surfaces of the reaction plane of the gyroscope and soon on the opposite surface, so that the torque during the turns of the plane rises. When the aircraft flies straight ahead again, gravity causes any vibrations in the group that occurred during the turn to fade away.

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.Deviates with exposure controls and with one in constant equilibrium If the aircraft is flying in a straight line from this direction on the horizon base, the direction control switches the Rudder motor, so that the aircraft automatically returned to its flight direction will.

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.If, on the other hand, the driver wants to turn the aircraft, it is necessary, automatically turn off the directional gyro, as this would otherwise be affected by the turning movement of the aircraft would be affected.

Die selbsttätige Führungsvorrichtung muß deshalb eine besondere Einrichtung besitzen, die folgende Bedingungen erfüllen muß:The automatic guide device must therefore have a special device, which must meet the following conditions:

a) Während eines geraden Fluges muß das Seitenruder von der Kurssteuerung abhängig sein, damit das Flugzeug selbsttätig gesteuert werden kann.a) During a straight flight the rudder must depend on the course control so that the aircraft can be steered automatically.

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.b) The course control must be switched off during the turns of the aircraft his and the rudder motor as well as his linkage of influence by the leader to make the turn using the automatic control can.

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 istc) The same device must allow the pilot to control the nose of the aircraft, if it is a matter of minor deviations from the path, to judge without the course control disconnect from the automatic guide device, like this, for a full Twist is required

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.This device shown in Figs. 1 and 3 consists of a vertical shaft 14, which at its upper end carries a contact lever 15 which lies above the contact disc 18 on which the contact rails 16 and 17 are located. These rails are connected to two concentric rails 16 'and 17' as shown in Fig. 3, which carry the clamping screws for the lines 16 "and τη". The shaft 14 rotates in a tube 19, which is fixed on the frame 20, and in its lower part carries a square 14 ', along which a disc 21 can slide, which is usually lifted by a spring 22, which the disc 21 presses firmly onto another disk 23, which is firmly connected to the gyro group a, h by means of a bevel gear 24. The latter is connected by a bevel gear 25, which is connected directly through the shaft 25 'to the gyroscope group α, b through two other bevel gears not shown in the figures. As a result of this arrangement, the shaft 14 is connected to the gyroscope group a, b when the spring 22 lifts the disc 21; Otherwise, the bevel gear 24 and the disk 23 rotate freely on the shaft 14. This is the case when the disk 21 is attracted by the electromagnet 26, which sits firmly on the frame 27 of the gyro group a, b , consequently firmly on the Plane lies. A double differential, which is partially formed from the wheel 28 and the wheel 29, is also seated on the tube 19. This wheel 29 can rotate around the tube 19 as a result of its mounting on a bush 29 'which can be moved around the tube 19.

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.The direction control lever is firmly seated on the socket 29 ' 30, which switches the turning of the aircraft to the right or left, depending on the lever to the right or left is laid. The double differential is made up of a double bevel gear3i, a planetary gear32 and a wheel 33 completes, which is firmly connected to the contact disk 18. The direction control lever 30 carries a contact pin 34, the j £ according to the direction in which he was turned to make contact with the. two rail sections 35 and 35 ', which are connected to each other and to the electromagnet 26.

Wenn der Richtungssteuerhebel 30 in Ruhelage ist, so ist infolge obiger Anordnung die Seitenrudersteuerung mit der WelleWhen the direction control lever 30 is in the rest position, it is due to the above arrangement the rudder control with the shaft

14 und infolgedessen mit dem Kontaktarm14 and consequently with the contact arm

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 15 connected. The aircraft is thus steered in its direction. By shifting the direction control lever 30 to the right or to the left, the electromagnet 26 is excited, which, by pulling the disk 21, couples the shaft 14 and its contact lever 15 to the frame 27. As a result, since the shaft 14 is disconnected from the direction control and is firmly connected to the aircraft, the operator can turn with the aid of the control lever 30, because the rudder motor 3.6 remains in connection with the direction control lever 30 through the gear 28, 29, 31 and the transmission 31, 32, 33, which with the

Gestänge 39 des Motors 36 durch ein Gelenk 43 verbunden ist.Linkage 39 of motor 36 is connected by a joint 43.

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. The device is completed by a worm wheel 51 which is mounted on the wheel 28 and which in one sense or the other by a snail 50 is rotated, the shaft 50 'on the switchboard of the leader is seated. This rotary movement has the effect that the contact disc 18 through; the inclusion of the double The differential rotates and as a result the course of the aircraft is changed without the need to use the rudder controls switch off from the direction gyroscopes.

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.When the aircraft that flies according to arrow 6, to the left according to arrow 10 turns, the contact lever 15 comes with the rail 16 in contact, whereby the rudder motor 36 is switched, the now in turn causes the rudder 37 to deflect in the direction of arrow 40. This deflection is limited by the linkage 39 forming the return which, when shifted in the direction of arrow 42 rotates joint 43, whereby wheel 32 is rotated according to arrow 44, and finally a rotation of the contact disk 18 takes place according to arrow 45, whereby the rudder motor current is interrupted.

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'.When the aircraft returns to its trajectory under the action of the rudder 37 wants to return, the reverse processes take place, up to the moment where the rudder 37 resumes its original position '.

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.The automatic control of the aircraft around its longitudinal axis and the damping of the Fluctuations occur in a similar way, the only difference being that the aileron motor remains in constant engagement with the horizon base.

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.Assume that the horizon base is represented by wheel 47 (Fig. 1); the whole lateral guide then rotates around this wheel 47 on which it is supported, in order to have an automatic lateral movement both in straight flight and in turns To create stability.

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.Does z. B. the aircraft when swaying over the left wing, so wander the two swing arms 48, 49, which are firmly connected to the aircraft, to the right, by taking along the wheels 52 and 54 according to the arrows 5 5 and -56 during their displacement and turn the wheels 53 according to the arrow. However, since the gear 52 meshes with the wheel 47 of the horizon base stands, the rotational movements of the gears 52 and 54 in the wheel 53, and that Wheel 58 remains stationary despite the swaying of the aircraft. Since the wheel 58 is wedged with the contact lever 59, this also remains still and is of the depending on the horizon given by bevel gear 47, without the double gearbox this Interventions postponed.

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.The contact sector 60, however, is according to arrow 66 by the fluctuation of the Aircraft moved. A current connection therefore arises between the contact lever 59 and rail 61, whereby the auxiliary motor 62 'is switched, which the wing flap 63 subscripts according to arrow 64 and thus erects the aircraft again. The inclination the flap 63 is precisely tuned to the angle of deflection of the fluctuation with respect to the horizontal base, and through the linkage 65 forming the return, which by displacement in the Direction of arrow 69, the contact sector 60 rotates according to arrow 67 and the current interrupts at the right time. When straightening to the right, there is a reverse movement of the left flap motor 62 on.

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.In order to achieve a good turn of the aircraft, the following condition must be met be: The rudder and the ailerons must work together so that the one the Turn causes such an angle to occur during the aileron deflection has that the centrifugal force does not throw the aircraft out of its path. In the automatic control, which forms the subject of the invention, takes place the deflection of the rudder and the ailerons simultaneously at the start of the turn and immediately after turning off course control. But with a turn all conditions are met, -must for the automatic guide device Turn controller can be added, which precisely determines the deflection angle, which of the corresponds to centrifugal force acting on the aircraft.

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 dasThe turn controller for the automatic control device is again the Mass 1, which, as already described, shifts sideways while turning. This mass that only responds to the centrifugal force acting on it in a horizontal Acts on the plane, gives exactly the value of the centrifugal force which is acting on the aircraft acts regardless of the angle that the aircraft makes with the horizon. If the aircraft has to make a turn to the left in the direction of arrow 10, it is sufficient it when the guide moves the direction lever 30 obliquely to the right according to arrow 30 '. The Führer has no others To do this

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.Turns automatically and flawlessly, up to the moment when the flight is straight Direction is to be carried out again, where the direction lever is then released again is, by means of a return device not shown in the drawing automatically resumes its neutral position.

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.As a result of the movement of the direction control lever 30 to the right, the contact closes 34 the circuit to the electromagnet 26, through which current flows, whereby the contact lever 15 disconnected from the direction control and fixed with the Plane is connected to perform the turn.

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. When moving to the right, the lever 30 rotates the wheel 29 according to arrow 6g ', because the wheel 29 meshes with the wheel 28, which is stuck on the aircraft; the double gear 31 rotates according to arrow 70, the gear 32 according to arrow 44 and finally the contact disk 18 according to arrow 45. The contact lever thus comes into contact with the rail 17, so that the rudder motor 36 is traversed by current, which the rudder according to the arrow 41 moves and steers the aircraft to the left. The linkage 39, which moves according to arrow 71 ', and the wheel 32, which rotates the contact disk 18 according to arrow 71, limit the deflection angle of the rudder 37, which maintains this position during the entire turning period. The deflection angle y ² is equal to the angular displacement y of the direction lever 30.

Zu der gleichen Zeit, wo dieser Vorgang SiGh abspielt, verschiebt der Richtungssteuer-At the same time that this process is playing SiGh, the direction control shifts

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.4, σ lever 30 the rod 73 according to arrow 74, whereby the swing arm 49 is swung out according to arrow 75 and the wheel 58 rotates according to arrow 76 and the contact arm 59 according to arrow 66. The contact arm thus comes into contact with the rail 77. The aileron motor 62 has a current flowing through it and moves the left aileron 63 upwards according to arrow 78. The left wing descends and the aircraft leans in the direction of turn, but only to a certain extent, because the deflection angle of the wing flap 63 is related to the angular displacement y of the directional control lift 30. The deflection angle is limited by the tie rod 65, which is controlled by Moving in the direction of arrow 79 interrupts the current at the appropriate moment, through the contact sector 60, which rotates about its oscillation axis. On the other hand, since the contact lever 59 is connected to the horizon base, in the present case the wheel 47, by the double gear 52, 53, 54, 58, its inclination on the horizontal plane can only be equal to the deflection angle y of the direction control lever 30. As soon as the inclination of the aircraft corresponds to or exceeds this angle, the inclined position of the wing flap 63 stops, or if the angle is exceeded, the opposite downward deflection (arrow 64) is caused by reversing the direction of rotation of the motor 62 .

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. The turn controller started operating from the time the aircraft began to turn. The mass 1 displaced horizontally to the right according to arrow 12 takes the rack 80 with it, which rotates the toothed sector 81 and the wheel 82 according to arrow 83. The pull rod 84 is displaced according to arrow 85 and accordingly the arm 48 is also swung, which takes the wheel 52 with it according to arrow 55 '. The double wheel 5.3 rotates according to arrow 57 and the wheel 54 according to arrow 87 and finally the wheel 58 and contact lever 59, to which the wheel is attached, according to arrow 66. As a result, the rail 77 is switched on, so that the flap of the left wing accordingly Arrow 78 deflects. This inclination is increased as the centrifugal force acts on the aircraft and the turn controller.

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.However, this inclination cannot exceed a certain angle, because if the deflection angle is exceeded during a turn, from which apart from Loss of speed a slipping over the wing could occur, this takes place immediately an uprighting as a result of the reversal of deflection of the wing flap 63, which has already been described. During this turn, a sideways slip can occur if the direction is due to the acceleration of gravity and the centrifugal acceleration of the aircraft resulting in acceleration runs inclined by the vertical and longitudinal axis of the aircraft embodied plane.

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 dieThe sensing surface 90, which lies at the end of the two rods 91 and 91 ', responds to this lateral sliding of the aircraft. The rods are keyed onto two sleeves 92, 92 'which sit on a vertical shaft 93 which rotates in the frame 94. The frame 94 itself rotates about an axis 95 which is arranged in the longitudinal direction of the aircraft. The entire device is directly connected to the horizon gyro group c, d by rods 96, 97 and levers 98, 99. As a result of this arrangement, the

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.Always feel surface 90 regardless of the inclination of the wings of the aircraft perpendicular. The device is statically balanced by counterweights 100 and 100 ' and is held in the longitudinal axis of the aircraft by springs 101 and 101 '. ; at permanent vertical position, which is independent of the position of the aircraft and the position its wing, this sensing surface 90 shows the direction and speed of the horizontal Ouerkomponente of the airstream. Your deflection is made by angle wheels 102, 103 transmitted by means of a longitudinal shaft 104 to the wheel 105, which the Aileron motor 62 switches to an inclined position of the wing flap 63 in the one or to bring about other senses.

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.If the aircraft deviates to the left according to arrow 10, the feeler surface is influenced as a result of this self-rotation of the aircraft in the airstream and rotates horizontally according to arrow r, proportional to the speed and the curved path of the aircraft. The factor of this proportionality can be regulated as desired by the springs 101 and 101 '. By changing the position of the sensing surface 90, the shaft 104 is rotated according to arrow 106 and the wheel 105 is rotated according to arrow 107. This causes the wing flap 63 to deflect upwards in accordance with arrow 78 in order to increase the inclination of the aircraft.

Während der Wendung müssen zusammenwirken: During the turn must work together:

a) der Kurssteuerhebel 30 zum Schrägstellen der Flügelklappen,a) the course control lever 30 for tilting the wing flaps,

b) der Wendungsregler 1 zur gleichen Schrägstellung,b) the turn controller 1 at the same inclination,

c) die Fühlfläche 90 zur Reglung der Schräglage in dem Sinne, daß kein seitliches Abgleiten erfolgt.c) the sensing surface 90 for regulating the inclination in the sense that no lateral Slipping takes place.

Um diesen Zweck zu erreichen, ist die selbsttätige Steuervorrichtung mit Regelein-In order to achieve this purpose, the automatic control device with control

*5 richtungen versehen, welche genau die Größe der Einwirkung jedes dieser zusammenarbeitenden Teile einzustellen gestatten.* 5 directions provided which exactly match the size allow the action of any of these cooperating parts to cease.

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.As far as the automatic altitude control of the aircraft is concerned, the various Movements to restore the longitudinal equilibrium also have their base, on the horizon base, that of the group of gyroscopes stabilizing in three directions of space. That Damping the fluctuations of the aircraft around its center of gravity is automatically caused by the horizon base, which as Feedback device is used and affects the elevator at the appropriate moment.

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.However, for the altitude control to be effective, a speed observer must be added to the horizon base be added, which causes a downward guidance of the aircraft, • before those holding the aircraft in the airstream Forces have reached the value below which the aircraft has the required Loses buoyancy. This loss of speed indicator is from the horizon base addicted. Its front surface 90 lying in the wind stream is always complete free and independent position of the longitudinal angle of the aircraft.

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.According to a special embodiment, the downward guidance of the aircraft takes place the more pronounced, the greater the angle of attack of the aircraft when climbing. To achieve this goal, the speed monitor consists of two separate devices 115 and 126, one of which records the magnitude of the lift P and the other the magnitude of the drag T.

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 unterenThe first device (Fig. 2) consists of a reduced aircraft 115, the wing profile and pressure center of the wing coincide with the wing profile and the pressure center of the automatically controlled aircraft. An axis of rotation 116 lies exactly in the center of the print on this reduced image, which enables the model to remain stable in the air flow path and to display precisely the size of the lift P that is exerted on the aircraft. The shaft 116 is at the end of a rocking lever 117, which rotates around 118 and whose hub carries two oppositely directed levers 119, 119 ', on which the connecting cables 120, I2o' engage, which connect the lever to another double lever 121, which is on the automatic guide device lies. This double lever 121 thus records the displacements of the lever 117 and consequently the pressure exerted on the aircraft model 115. A rod 122 is attached to the hub of the double lever 121 and is inclined at an angle of 30 to 45 ° to the horizon when the aircraft is flying horizontally. The inclination ar of the rod 122 is changed depending on the aircraft model used. A mass 123 lies on the rod 122. the weight of which compensates for the pressure projected on the horizontal. The double lever 119 is extended by a rod 119 'which slides in a guide 124. The guide 124 allows the rod 119' to be displaced rearwards when the lift P to carry the aircraft is insufficient, but limits the forward movement of the rod when this lift .P reaches or exceeds its normal value, and consequently when the minimum pressure, which is the lower necessary to support the aircraft

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.Speed limit in the relative wind is not reached, the falls Swing arm 117 under the influence of mass 123, which swings out according to arrow 125 ', according to arrow 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.On the other hand, the mass 123, the support rod 122 of which is inclined to the horizon, acts all the more on the swing arm 117, the greater the angle of attack α of the aircraft when climbing, because the angle a ^{2 of} the rod 122 above the horizon decreases to the same extent how the straightening of the aircraft is magnified as it climbs.

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.Since the loss of speed of an aircraft is all the more dangerous, the greater it is Angle of attack is taken when climbing, the purpose of the device is to target the Aircraft impact and straighten it again, being the dangerous speed limit the more the aircraft is straightened up to climb, the further it is relocated. The device won't work if the plane goes down, but on the contrary, the device records the loss of speed on when the resistance of the wing that decreases according to the increase, the The aircraft's carrying capacity weakens only by increasing the speed can be recovered. Furthermore, the centrifugal force acts on the aircraft forces to increase its load capacity and consequently its relative speed when turning, in the same way to the Mass 123 and the device for canceling the speed loss 115 bis 117 to prevent the aircraft from falling when turning depending on this centrifugal force to effect.

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.The speed keeper is supplemented by an air draft meter, which can, however, also be dispensed with. This draft meter consists of a sensor 126, which has the thickness of the spars of the wings of the aircraft. The sensor 126 consequently records the magnitude of the resistance T of the aircraft. The sensor 126 remains permanently in the airstream through the surface 127 and because it is mounted on a pin 128, which is firmly attached to the eye of a rod 129, 129 'which rotates around 118 and the rotation of which is carried out on a double lever 131, 131' through connections 132, 132 '. The path of the rod 129 'is limited for normal or longer pulling by its engagement in the guide 133, but the rod can shift in this guide 133 if the pull T, which is necessary to stop the aircraft, is dangerous approaching lower limit. This limit is determined by the weight of the mass 180 as a projection on the horizontal and by the storage of the weight on the rod 134, the. how the rod 122 of the pressure indicator is inclined at an angle of 30 to 45 ° to the horizontal.

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.If now the plane flying in a straight direction according to arrow 135 turns according to arrow 136, the double ^{transmission τ} 37> ^τ 39> ! 3 ^, I4O, 141, which is already described for the rudder control and in which the wheel 137 the Forming horizon base, also work in the same way. The contact lever 142 is therefore insensitive to the pitching of the aircraft, while the contact sector 143 is carried along by a pitching movement according to arrow 144. The current that passes between rail 145 and contact lever 142 flows through motor 149, which moves elevator 150 according to arrow 151 until the rotation of contact disk 143 according to arrow 145 interrupts the current by moving rod 153 according to arrow 154.

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 PfeilenIf the driver wants to raise the aircraft according to arrow 136 and use the automatic control device, he pulls the height control lever 156 according to arrow 157. The swing arm 158 is moved according to arrow 159, the wheel 140 rotates according to arrow 170, takes the contact lever 142 according to arrow 144 and brings the lever 142 into contact with the rail 147 in this way. The elevator motor 149 is traversed by current, adjusts the elevator according to arrow 152 until the moment when the stop angle α of the aircraft has the same inclination as the angle a 'of the height lever 156 has. The elevator 150 is then again in its rest position. All of these operations take place in connection with the horizon base, which intervenes every time the angle of attack of the aircraft deviates from the angle of attack given by the operator to the elevator. The speed monitor, which indicates the limit of lift P and the limit of resistance T , which is dangerous for the stability of the aircraft, can therefore effectively intervene together with the horizon base when the aircraft is rising, in order to prevent a loss of speed and the aircraft at the right time to lead down again. For this purpose the double levers 121, 121 'and 131, 131' are connected to the wheels i6r, 162. Each rotation of these levers corresponding to the parts 163, 163 'divides the tie rods 164, 165, which are located according to the arrows

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.i66, 166 ' move. The swing arm 167, which is attracted in the same direction, and the wheel 137 of the horizon base rotate the wheel 138 according to arrow 168. The double gear 139 rotates according to arrow 169, the wheel 140 according to arrow 172 and the wheel 141 and the contact lever 142, which sits on the wheel 141, according to the arrows 173 and 145. The rail 146 is traversed by the current so that the elevator motor 149 acts on the elevator 150 according to arrow 151, whereby the aircraft descends according to the loss of speed. This process takes place in all positions that the aircraft can assume, but mainly when the aircraft is turning or climbing, because the display of the loss of speed is particularly sensitive when the aircraft is climbing and turning.

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.The effect of the masses 123 and 180 is all the more powerful, the smaller the angle a? and ß ³ and the greater the centrifugal forces 125 'and 180' which act on the masses when turning. All these devices, which have a preventive effect on the return devices, prevent the aircraft from falling due to a loss of speed. As is known, the aircraft must have a very large excess of power in order to be able to turn when climbing.

Claims (7)

Patentansprüche:Patent claims: 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.i. Automatic control for aircraft with gyro direction indicators and -horizont, an auxiliary motor to adjust the rudder if the aircraft deviates from the intended course and auxiliary motors for adjusting the ailerons and elevators in the case of longitudinal and transverse inclinations of the aircraft Control the sense of returning the aircraft to its original position, thereby characterized in that the gyro horizon is a horizontally and transversely to the aircraft longitudinal axis displaceable mass (1) is assigned to the disturbance torque of the Centrifugal force compensates that furthermore with the gyroscopic horizon in terms of Aileron control a control sensor (90) acted upon by the crosswind and with regard to the elevator control is a measuring device that is sensitive to changes in lift and speed (150) cooperates and that finally in the case of actuation of the rudder control manual means (2r to 23, 26, 34, 35, 35 ') for automatic shutdown the gyro direction indicator from the rudder controls are provided. 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.2. Control device according to claim i, characterized in that the ^e 5 acting as additional control devices devices are connected by .Differentialmechanismen with the horizon base generated by the gyro group. 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. 3. Control device according to claim ι and 2, characterized in that that the inclination of the wing flaps (63) by means of the differential mechanisms by the displacement of that mass (1) taking place under the action of centrifugal force, which is laterally on a horizontal plane and at the same time on the pendulum group acting centrifugal force compensated. 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.4. Control device according to claim ι to 3, characterized in that that the tax stop achieved by the displacement of the mass (1) add-Hch is regulated by a sensing surface (90) located in front of the tip of the aircraft, which is controlled by the from the gyro group generated horizon base is held in a vertical position and the deflection caused by the cross wind Differential mechanisms on the wing flap (63) transmits. 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.5. Control device according to claim ι to 4, characterized in that that a device is used for automatic height control, which is modeled from an aircraft to be controlled Model (150) consists, which with its pressure center on a rocker arm (117) is mounted, which is connected to a pendulum mass (123), which swivels the model (115) with insufficient pressure so that with the interposition of differential mechanisms (137 to 141), one of which is wheel the Embodied horizon base, an adjustment of the elevator (150) takes place. 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.6. Control device according to claim ι to 5, characterized in no that a sensor (126) is used to support the height control, the shape of which is the Corresponds to the strength of the aircraft spars and its position is balanced by weights that are inclined at a certain angle to the horizontal. 7. Steuerungsvorrichtung nach Anspruch ι und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die die Steuerungseinrichtungen mit der Horizontbasis oder mit der Richtungssteuerung verbindenden Differentialmechanismen als Doppeldifferentiale ausgebildet7. Control device according to claim ι and 2, characterized in that that the control devices with the horizon base or with the directional control connecting differential mechanisms designed as double differentials 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.where the wheel (e.g. 137,47,28), which is connected to the horizon base or the direction control, as Base for all work carried out by the other parts, whereby the Differential mechanisms consist of bevel gears and the planet gears move through the lateral displacement of the side gears rotate around the axis of rotation of the planet gears, or vice versa, that the side gears through the rotation. the planet gears are shifted laterally. Hierzu 2 Blatt ZeichnungenFor this purpose 2 sheets of drawings