DE961939C - Fluguebungsgeraet on the ground with a flight computer - Google Patents

Description

Am Boden befindliches Flugübungsgerät mit einer Flugrecheneinrichtung Die Erfindung betrifft Flugübungsgeräte und bezieht sich insbesondere auf am Boden befindliche Übungsgeräte zur Nachbildung von Landungs- und ähnlichen Manövern von Flugzeugen einschließlich des Rollens auf der Rollbahn und des Startens. Es. ist ein Hauptgegenstand der Erfindung, ein verbessertes Flugübungsgerät der obigen Art zu schaffen, das in Übereinstimmung mit aerodynamischen Grundsätzen arbeitet und in wirklichkeitsgetreuer Weise die obigen Manöver ausführt.Flight training device located on the ground with a flight computing device The invention relates to flight training devices, and more particularly relates to on the ground Exercise equipment located to simulate landing and similar maneuvers of Aircraft including taxiing and take-off. It. is A main object of the invention is an improved flight training device of the above character to create that works in accordance with aerodynamic principles and realistically performs the above maneuvers.

Ein weiterer Gegenstand der Erfindung besteht darin, ein verbessertes Flugübungsgerät anzugeben, das die Fahrt auf der Rollbahn und sogenannte Taximanöver von großen vielmotorigem, Maschinen nachahmt, die die übliche Ausrüstung mit lenkbarem Vorderrad, einzeln betätigbaren Radbremsen usw. aufweisen, die gewöhnlich bei Bodenmanövern benutzt werden.Another object of the invention is to provide an improved Specify the flight training device, the ride on the taxiway and so-called taxi maneuvers of large multi-engined, machines that mimick the standard equipment with dirigible Front wheel, individually operable wheel brakes, etc. have, which are usually used in ground maneuvers to be used.

Wenn auch schon am Boden befindliche Flugübungsgeräte benutzt worden sind., um Flugmanöver einschließlich: von Kunstflugmanövern auszuführen, so sind doch die bisher bekannten Übungsgeräte bei der Nachbildung von Landungs-und ähnlichen Manövern nicht genügend wirklichkeitsgetreu gewesen. Im allgemeinen verläßt sich der Flugschüler bei der Benutzung des Gerätes auf seinen Höhenmesser, um die Landung des Flugzeuges darzustellen, während er beim Abflug einfach die Drossel öffnet und den Knüppel zurückzieht, um Höhe zu gewinnen und den Flugzustand nachzuahmen.. Der künstliche Horizont und aridere Fluganzeigeinstrumente verhalten sich dann; im allgemeinen wie beim Flug, da keine Mittel zur Feststellung der Bodenberührung vorgesehen sind, um zwischen den nachgeahmten Flugzustand oder der Bodenberührung zu unterscheiden, Wenn, sich das Flugzug auf Grund der Anzeige des Höhenmessers auf der Start- oder Landebahn befindet, sind irrtümliche und irreführende Längsneigungs-und Rollanzeigen, z. B. infolge von Steuerbewegungen des Flugschülers, möglich. Es ist daher ersichtlich, daß wirklichkeitsgetreue Bodenmaßgeräte zur Steuerung der Fluganzeigeinstrumente während. des. Landeis, des Abfluges und bei Bewegungen. auf der Rollbahn nicht nur sehr erwünscht sind, wenn das Flugzeug sich am Boden oder dicht über dem Boden befindet, sondern daß sie zur Ausbildung der Piloten, besonders für die Bedienung "von großen vielmotorigen Maschinen notwendig sind.Even if flight training equipment on the ground has already been used are. to perform flight maneuvers including: aerobatic maneuvers, are but the previously known training devices in the simulation of landing and the like Maneuvers were not realistic enough. Generally relies the trainee pilot when using the device his altimeter, to represent the landing of the aircraft, while at take-off simply the throttle opens and pulls the stick back to gain altitude and mimic flight condition. The artificial horizon and other flight display instruments then behave; generally like in flight, as there is no means of detecting contact with the ground are provided to between the mimicked flight condition or the ground contact to distinguish, if, the flight on the basis of the display of the altimeter Located on the runway are mistaken and misleading pitch and roll Scrolling displays, e.g. B. as a result of tax movements of the student pilot, possible. It is therefore it can be seen that realistic ground measuring devices for controlling the flight display instruments while. of. Land ice, take-off and movements. not only on the runway are very desirable when the aircraft is on the ground or close to the ground, but rather that they are used to train pilots, especially to operate large ones multi-engine machines are necessary.

Gemäß der Erfindung sind an sich bekannte Flugrechengeräte vorgesehen, die auf nachgebildete Flugzeugsteuerungen ansprechen, welche von dem Flugschüler betätigt werden, um verschiedene Flugbedingungen oder -zustände, z. B. Eigengeschwindigkeit, Anstellwinkel, Längsneigungswinkel usw., darzustellen, und: um Lande- und: Abflugbedingungen durch Vergleich- des nachgebildeten aerodynamischen Auftriebes, der von der Eigengeschwindigkeit abhängt, mit dem Flugzeuggewicht unter Berücksichtigung der Höhenanzeige nachzuahmen. Wenn der Auftrieb das Gewicht übertrifft, dann befindet sich das Flugzeug in der Fluglage, und die Fluganzeigeinstrumente sprechen voll auf die Steuerung an. Wenn das Gewicht jedoch den Auftrieb übertrifft und gleichzeitig eine Bodenberührungsanzeige gegeben ist, dann sind verschiedene Fluginstrumente entweder außer Betrieb oder in ihrem. Betrieb beschränkt, so diaß das Flugzeug sich am Boden zu befinden scheint. Der Abflug, bei dem die Eigengeschwindigkeit allmählich zunimmt und das Vorderrad sich abhebt, während die Haupträder sich noch auf der Laufbahn befinden, wird in wirklichkeitsgetreuer Weise durch den Längsneigungsmesser in Kombination mit anderen Elementen des Rechengerätes dargestellt. Bei der Bodenlage sind Nachbildungen der normalen Fahrbewegungen am Boden.- z. B. das. Lenken mit Hilfe des Vorderrades oder mit Hilfe der Hauptradbrenns.en und Motoren oder mittels beider, gemäß der Erfindung möglich.According to the invention known flight computing devices are provided, which respond to simulated aircraft controls which the trainee pilot operated to identify various flight conditions or states, e.g. B. Airspeed, Angle of attack, pitch angle, etc., and: for landing and: departure conditions by comparing the simulated aerodynamic lift, that of the airspeed depends on mimicking with the aircraft weight taking into account the altitude display. If the lift exceeds the weight, then the aircraft is in the Attitude and flight indicators respond fully to the controls. if the weight however exceeds the buoyancy and at the same time a ground contact indicator is given, then various flight instruments are either out of order or in your. Operation restricted so that the aircraft appears to be on the ground. The take-off, during which the airspeed gradually increases, and the front wheel lifts off while the main wheels are still on the track, is in realistic way through the longitudinal inclinometer in combination with others Elements of the computing device shown. In the case of the bottom layer, replicas of the normal driving movements on the ground. B. Steering with the help of the front wheel or with the help of Hauptradbrenns.en and motors or by means of both, according to the invention possible.

Der Erfindungsgegenstand wird im folgenden unter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher beschrieben, wobei sich noch weiters Merkmale und Vorteile ergeben. ` In den Zeichnungen ist Fig. i ein schematisches Blockschaltbild, das verschiedene Teile des Flugübungsgerätes gemäß der Erfindung darstellt; Fig a ist eine halbschematische Darstellung eines am Boden befindlichen Übungsgerätes mit dazugehörigen: Steuergeräten gemäß derErfindung; Fg. 3 ist eine schematische Darstellung der Servosysteme für Eigengeschwindigkeit, Längsneigung und Anstellwinkel, die .in dem Flugrechsnsystemund den dazugehörigen Gerätenenthaltensind; Fig. 4 ist eine ähnliche Darstellung der Servosysteme für die Änderung der Längsneigung, .für das Rollen und das seitliche Abrutschen zusammen mit dazugehörigen Geräten zur Nachahmung der Flug- bzw. Bodenlage; Fig. 5 ist eine ähnliche Darstellung der Servosysteme für die Höhe, die Änderung des Steigens und die Gieränderung und der dazugehörigen Ausrüstung des Flugrechen- und Meßsystems; Fig. 6 ist ein Vektordiagramm, welches die Bezugsachsen, die Flugwinkel und die Zerlegung der Kräftevektoren darstellt; Fig.7 ist eine getrennte Darstellung der Betätigung der Rollbahnrelais in dem Bodensystem mit Beug auf den Längsneigungsservomotor; Fig. 8 ist eine getrennte Darstellung der Steuersysteme für die Radbremsen und das Lenkrad zur Nachbildung von Bewegungen auf der Rollbahn, und Fig. 9 ist eine getrennte Darstellung der H- und W-L-Relais, die in dem B.odenberührungssystem verwendet werden.The subject of the invention is described below with reference to Drawings described in more detail, with further features and advantages. In the drawings, Fig. I is a schematic block diagram showing various Shows parts of the flight training device according to the invention; Fig. A is a semi-schematic one Representation of an exercise device located on the ground with the associated: control devices according to the invention; Fig. 3 is a schematic representation of the servo systems for Airspeed, pitch and angle of attack, which .in the flight computer system and the associated devices are included; FIG. 4 is a similar illustration to FIG Servo systems for changing the pitch, for rolling and sideways Slipping together with associated devices to imitate the flight or ground position; Figure 5 is a similar illustration of the servo systems for altitude change the climb and the change in yaw and the associated equipment of the flight computer and measuring system; Fig. 6 is a vector diagram showing the reference axes, the angles of flight and represents the decomposition of the force vectors; Fig. 7 is a separate illustration actuation of the runway relays in the floor system with flexion of the pitch servo motor; Fig. 8 is a separate illustration of the control systems for the wheel brakes and the Steering wheel to simulate movements on the runway, and Fig. 9 is a separate one Illustration of the H and W-L relays used in the B. floor contact system.

Füg. i stellt ein Blockschaltbild der wesentlichen Teile d'es Flugübungsgerätes gemäß der Erfindung dar, das die allgemeine Beziehung des nachgebildeten Bodenberührungssystens, der nachgebildeten Flugzeugsteuerungen, der Rechenvorrichtungen und der nachgebildeten Fluganzeigeinstrumente zeigt. Fig. a, die ebenfalls, schematisch das Flugübungsgerät und damit zusammenhängende Teile wiedergibt, soll Fig. i in, dieser Beziehung ergänzen- In diesen Zeichnungen ist kein Versuch gemacht worden, die einzelnen Verbindungen zwischen den , verschiedenen. Bestandteilen des Bod'enberührungssystems, der Rechenvorrichtung und den nachgebildeten Fluginstrumenten darzustellen, da diese Verbindungen in den folgenden Figuren angfgeben sind.Add i represents a block diagram of the essential parts of the flight training device according to the invention, which shows the general relationship of the simulated ground contact system, the simulated aircraft controls, the computing devices and the simulated Flight gauges shows. Fig. A, which also, schematically, the flight training device and reproduces related parts, Fig. i is intended to supplement this relation- No attempt has been made in these drawings to identify the individual connections between the, different. Components of the ground contact system, the computing device and the simulated flight instruments, since these connections are in the The following figures are given.

In Fig. i sind die wesentlichen Eingangssteuer größen für die Anlage dargestellt, die den üblichem Flugzeugsteuerungen, nämlich Querruder, Höhenrader, Seitenruder und Gashebel entsprechen, und die Bodensteuerungen, die mit dem Lenkrad und den Radbremsen zusammenhängen. Einige der nachgebildeten Flugsteuerungen, nämlich Höhenruder, Seitenruder und Gashebel werden auch dazu benutzt, um. die Bewegung des Flugzeuges am Boden oder beim Abflug zu steuern, während das nachgebildete Lenkrad und die Hauptradbremsen nur am Boden wirken, um die Bewegung des Flugzeugs in der üblichen Weise zu steuern. Das Höhensteuer z. B. hat die Aufgabe, vor dem wirklichen Abflug das Vorderrad von der Rollbahn abzuhaben, um die Längsneigung und den Anstellwinkel zu vergrößern. Wenn das Flugzeug sich mit drei Punkten am Boden, befindet, kann dis nachgebildete Seitenruder- und Gashebelsteuerung in üblicher Weise in Kombination mit der LenkräUsteuerung und den einzeln - bediembaren Radbremsen, benutzt werden, um das. Flugzeug bei Fahrbewegungen am Boden zu führen, zu wenden und abzubremsen. Eine wirklichkeitsgetreue Nachbildung wird ferner dadurch erhalten, da.ß die Vorderradsteuerung außer Betrieb gesetzt wird, wenn das Vorderrad beim Abflug angehoben worden ist, und daß äuch die Bremssteuerung außer Betrieb kommt, wenn eine Zunahme der Höhe angezeigt wird, d. h. wenn das Flugzeug sich in der Luft befindet.In Fig. I the essential input control variables for the system shown, which the usual aircraft controls, namely ailerons, elevator, Rudder and throttle correspond, and the ground controls that correspond to the steering wheel and the wheel brakes. Some of the simulated flight controls, viz Elevator, rudder and throttle are also used to control. the movement of the aircraft on the ground or during take-off while using the simulated steering wheel and the main wheel brakes only act on the ground to keep the aircraft moving in the usual way to control. The height tax z. B. has the task of facing the real Take off the front wheel off the runway to have the pitch and the angle of attack to enlarge. When the aircraft is on the ground with three points, can dis simulated rudder and throttle controls in usual Way in combination with the steering wheel control and the individually controllable wheel brakes, can be used to turn the aircraft when it is moving on the ground and slow down. A realistic replica is also obtained by da.ß the front wheel control is put out of operation when the front wheel when Departure has been raised and that the brake control is also out of order, when an increase in altitude is indicated, d. H. when the plane is in the air is located.

Die für den Lehrer vorgesehenen, Steuerorgane ermöglichen eine Einstellung der angeblichen Höhe des Flugfeldes und des nachgebildeten bärometrischenDruckes, um Veränderliche einzuführen, die von denn Flugschüler berück§ichtigt werden müssen. Wie sich aus Fig. 2 ergibt, sind die Steuerungen des Flugschülers und die des Fluglehrers antriebsmäßig mit einer Einrichtung verbunden, z. B. einem P.otentiometer, die eine Steuerspannung oder -spannungen in einer weiter unten beschriebenen Weises ableitet.The control organs provided for the teacher enable an adjustment the alleged altitude of the airfield and the simulated bearometric pressure, in order to introduce changes that have to be taken into account by the student pilots. As can be seen from Fig. 2, the controls of the trainee pilot and those of the flight instructor drivingly connected to a device, e.g. B. a P.otentiometer, the one Derives control voltage or voltages in a manner described below.

Die Flugrechenanlage ist elektrisch ausgebildet und enthält eine Anzahl von untereinander verbundenen und sich beeinflussenden Servosystemen, die auf die obenerwähnten Eingangsspannungen ansprechen. Die nachgebildeten Fluganzeigeinstrumente sprechen ihrerseits auf die Betätigung bestimmter Servosysteme des Rechengerätes an, so daß verschiedene Fluglagen in Abhängigkeit von der Bedienung diel Steuerungen. durch den Flugschüler dargestellt werden.The flight computer is designed electrically and contains a number of interconnected and influencing servo systems that act on the address the input voltages mentioned above. The simulated flight display instruments speak for their part on the actuation of certain servo systems of the computing device so that different flight attitudes depending on the operation of the controls. be represented by the student pilot.

Das Bodengerät, yvelches den Betrieb der Fluganzeigeinstrumente durch die Servomotoren des Rechengerätes beeinflußt, wenn Lande- und Abflugmanöver nachgeahmt werden, enthält im allgemeinen eine Anzahl von Relais, die von den Servomotoren des Rechners in Abhängigkeit von nachgebildeten Flugbedingungen einschließlich der Höhe H gegenüber dem Flugplatz, der Diferenz W-L zwischen aerodynamischem Auftrieb und Flugzeuggewicht, der Längsneigung O des Flugzeuges und der wahren Eigengeschwindigkeit VT gesteuert werden. Die H- und W-L-Relais sind, wie dargestellt, so miteinander verbunden, daß die Betätigung des H-Relais von der Betätigung des W-L-Relais abhangt. Auf diese Weise kann das H-Relais, welches. bestimmte Servosysteme zur Beeinflussung der Instrumentenanzeige betätigt; eine Landung darstellen, wenn z. B. das Flugzeuggewicht dem. Auftrieb übertrifft und die Höhe gleich der der Rollbahn ist. Wenn die nachgebildete Eigengeschwindigkeit und der Anstellwinkel x beim Abflug vergrößert werden, so daß der Auftrieb das Gewicht übertrifft, dann beeinflußt das W-L-Relais das Bodenberührungssystem derart, daß der Flugzustand nachgeahmt wird und der normale Flugbetrieb aller Anzeigeinstrumente der nachgebildeten Längsneigung bzw. der Eigenmöglich ist. Die 0- und VT-Relais arbeiten gemäß der nachgebildeten Längsneigung bzw. der Eigengeschwindigkeit während der Landung und des Abfluges, wobei das . O-Relais die Anzeige einer negativen Längsneigung verhindert, wenn die Höhe der Rollbahn erreicht ist, so daß O auf die Dreipunktbodenberührungslage begrenzt ist, während das. VT-Relais in Kombination mit dem H-Relais diel Wirkung des Servosystems für die Gierung beeinflußt, um die Betätigung der Motoren, der Bremsei und des Lenkrades am Boden und beim Abflug nachzubilden.The ground equipment, yvelches the operation of the flight indicators through the servo motors of the computing device influenced when mimicking landing and take-off maneuvers generally contains a number of relays driven by the servomotors of the computer depending on simulated flight conditions including the Height H compared to the airfield, the difference W-L between aerodynamic lift and aircraft weight, the pitch O of the aircraft and the true airspeed VT can be controlled. The H and W-L relays are as shown with each other connected that the actuation of the H relay depends on the actuation of the W-L relay. In this way, the H-relay, which. certain servo systems for influencing the instrument display actuated; represent a landing if z. B. the aircraft weight to the. Exceeds lift and the height is equal to that of the taxiway. If the replicated Airspeed and the angle of attack x are increased during take-off, so that the buoyancy exceeds the weight, then the W-L relay affects the ground contact system in such a way that the flight status is mimicked and the normal flight operation of all display instruments the simulated longitudinal inclination or one's own is possible. The 0 and VT relays work according to the simulated longitudinal inclination or the vehicle's own speed during of landing and take-off, whereby the. O relay indicating a negative pitch prevented when the height of the runway is reached, so that O on the three-point ground contact position is limited, while the VT relay in combination with the H relay has the effect of the servo system for the yaw affects the actuation of the motors, the To replicate the brakes and the steering wheel on the ground and at take-off.

In Fig. a ist düe Kabine T des Übungsgerätes im Grundriß dargestellt, welche den. Platz des Flugschülers in Verbindung mit den zugehörigen Rechen- und Steuergeräten gemäß der Erfindung enthält. Das Übungsgerät an sich kann in geeigneter Weise ausgebildet sein, wobei Sitze i und i' für den Flugzeugführer -und den zweiten Flugzeugführer vorgesehen sind sowie nachgebildete Flugzeugsteuerungen, einschließlich der Gashebel 2, einer Steuersäule 3 und der Seitenruderpedale 4. Die betreffenden Gashebelsteuerungen, Quer-, Höher,- und Seitenruder sind antriebsmäßig mit spannungsableitenden Vorrichtungen, z. B. Potentionnetern 5, 6, 7 und 8 mit beweglichen, Kontakten 5', 6', 7' und 8' verbunden, wie dies schematisch angedeutet ist. Im Interesse der Vereinfachung ist nur ein einziges Gashebelpotentiometer dargestellt; die Erfindung ist jedoch auch in gleicher Weise bei Flugzeugen mit mehreren Mätoren anwendbar. Die Nachbildung einer rechten und linken Radbrennse und einer Steuerung des vorderen Lenkrades ist bell 9, io und ii dargestellt, und diese- Steuerungen sind mit zugehörigen Potentiomertern 12, 13 und 14 verbunden, welche bewegliche Kontakte 12', 13' und 1q.' aufweisen. Die Stenerogan:e 15 und 16 das Lehrers sind mit Potentiometern 17 und 18 verbunden, um die Kontakte 17' und 18' einstellen und die Höhe und den Luftdruck am Flugplatz nachbilden zu können. Die wesentlichen Instrumente auf der Instrumententafel I werden von der Flugrechenvorrichtung aus betätigt. Die Potenitiometerkontakte können zur Ableitung von Spannungen entsprechend den Flugzeugsteverbetätigungen in bekannter Weise eingestellt werden. Es. sei aber darauf hingewiesen, daß die Erfindung auch bei. anderen Arten von Übungsgeiräten anwendbar ist, die z. B. im Azimuth gedreht werden könnten, ohne Bezug auf die besondere Art des zur Betätigung-benutzten Mediums.In Fig. A düe cabin T of the exercise device is shown in plan, which the. Contains place of the student pilot in connection with the associated computing and control devices according to the invention. The training device itself can be designed in a suitable manner, with seats i and i 'being provided for the pilot and the second pilot, as well as simulated aircraft controls, including the throttle levers 2, a control column 3 and the rudder pedals 4. The relevant throttle controls, aileron , Raise, - and rudder are drive-wise with voltage-dissipating devices, z. B. Potentionnetern 5, 6, 7 and 8 connected to movable contacts 5 ', 6', 7 'and 8', as indicated schematically. In the interests of simplicity, only a single throttle potentiometer is shown; however, the invention can also be used in the same way in aircraft with several engines. The replica of a right and left wheel burner and a control of the front steering wheel is shown in Bell 9, io and ii, and these controls are connected to associated potentiometers 12, 13 and 14 which have movable contacts 12 ', 13' and 1q. ' exhibit. The Stenerogan: e 15 and 16 of the teacher are connected to potentiometers 17 and 18 in order to adjust the contacts 17 'and 18' and to be able to simulate the altitude and the air pressure at the airfield. The essential instruments on the instrument panel I are operated from the flight computing device. The potentiometer contacts can be set in a known manner to divert voltages in accordance with the aircraft control actuations. It. but it should be noted that the invention also applies to. other types of exercise equipment is applicable, the z. B. could be rotated in azimuth, regardless of the particular type of medium used for actuation.

Der Flugrechner an sich, der in den Fig. 3, 4 und 5 dargestellt iss;, wird nicht als neu beansprucht und wird nur kurz beschrieben, damit das Verständnis der Erfindung aus der Beschreibung der Funktion der verschiedenen Servosysteme des Flugrechners möglich ist. Es ist daher für die Zwecke der Erfindung nicht notwendig, die einzelnen Eingangs- und Ausgangsspannung, der Servosysteme, welche die aerodynamischen Steuergrößen darstellen, zu analysieren, und es genügt die Feststellung, daß sie Geschwindigkeiten, Kräfte und Faktoren der grundlegenden Beziehungen des Fluges darstellen.The flight computer itself, which is shown in FIGS. 3, 4 and 5; is not claimed as new and is only briefly described for understanding of the invention from the description of the function of the various servo systems of the Flight computer is possible. It is therefore not necessary for the purposes of the invention, the individual input and output voltage, the servo systems, which the aerodynamic Plot control variables, analyze them, and it suffices to state that they are Velocities, forces and factors of the basic relationships of flight represent.

Eine Bezugswechselstromquelle E wird benutzt, um die gesamte Anlage zu speisen; die verschiedenen abgeleiteten und Steuerspannungen werden von, dieser Spannungsquelle abgenommen, wobei die positiven: und negativem Zeichen die Augenblickswerte der Polarität der Spannungsquelle darstellen. So .werden z. B. verschiedene Flugstenerpotentiometer mit Spannungen gespeist, die bestimmte Funktionen der Eigengeschwindigkeit VT darstellen, die durch den Rechner erzeugt werden. Das Gashebelpotentiometer 5 der Fig. 3 wird an seiner oberen Klemme mit einer Spannung E gespeist und ist mit seiner unteren Klemme geerdet. Die abgeleitete Spannung am Schleifkontakt 5' wird bei der Einstellung des Gashebels durch die Eigengeschwindigkeit beeinflußt, wie dies weiter unten beschrieben ist, um den Schub T für eine bestimmte Drehzahl nach der Bemieh;ung T = hp/v darzustellen. Die Querruder-, Höhenruder- und Seitenruderpotentiometer 6, 7 der Fig. , q. und 8 werden je an ihren oberen. Klemmen mit einer positiven Spannung + VT und an ihren unteren Klemmen mit einer negativen Spannung - VT gespeist, welche den Wert der wahren Eigengeschwindigkeit darstellt. jedes der drei Potentiometer ist mit einer geerdeten Mittelanzapfung versehen, um positive und negative Winkelgeschwindigkeiten, um die üblichen Flugzeugachsen mit Bezug auf eine normale ebene Fluglage nach. Fig. 6 anzudeuten. Die verschiedenen abgeleiteten Geschwindigkeitsspannungen der Steuerpotentio,-meter werden dem Rechensystem zugeführt, aus dem Steuerspannungen abgeleitet werden, um die Fluganzeigeinstrumente und das Bodenberührungssystem des Übungsgerätes T zu betreiben.A reference AC power source E is used to feed the entire system; the various derived and control voltages are taken from this voltage source, with the positive: and negative signs representing the instantaneous values of the polarity of the voltage source. So. Z. B. different flight steer potentiometer with voltages that represent certain functions of the airspeed VT that are generated by the computer. The throttle potentiometer 5 of FIG. 3 is fed with a voltage E at its upper terminal and is grounded at its lower terminal. The voltage derived at the sliding contact 5 'is influenced by the vehicle's own speed when the throttle lever is set, as is described further below, in order to represent the thrust T for a certain speed according to the effort T = hp / v. The aileron, elevator and rudder potentiometers 6, 7 of FIGS., Q. and 8 are each at their top. Terminals with a positive voltage + VT and at their lower terminals with a negative voltage - VT, which represents the value of the true airspeed. Each of the three potentiometers is provided with a grounded center tap to allow positive and negative angular velocities to follow the normal aircraft axes with respect to a normal plane attitude. Fig. 6 to indicate. The various derived speed voltages of the control potentio, meter are fed to the computing system, from which control voltages are derived in order to operate the flight display instruments and the ground contact system of the exercise device T.

Das Flugrechen- und Integriergerät der Fig. 3, q. und 5 wird nun beschrieben. Das Gerät enthält im wesentlichen sieben Servomotorennhenten und zwei Summierungsverstärkereinheiten, von denen jede eine Fluggröße, z. B. Eigengeschwindigkeit, Anstellwinked, Längsneigungsänderung usw., darstellt, die miteinander durch ein elektromechanisches Netzwerk so verbunden sind, da.B sie nach bestimmten Flugprinzipien gleichzeitig und stetig die betreffenden Fluggrößen berechnen. Im Interesse einer klaren Darstelltuig sind die miteinander verbundenen Kreise der Servogeräte vereinfacht dargestellt, so d@aß jedoch die Erfindung daraus entnommen werden. kann.The flight computing and integrating device of FIG. 3, q. and Fig. 5 will now be described. The device essentially contains seven servo motors and two summing amplifier units, each of which is a flight size, e.g. B. Airspeed, angle of attack, change in pitch etc., which are connected to each other by an electromechanical network so are, there.B they simultaneously and continuously the relevant ones according to certain flight principles Calculate flight sizes. In the interest of a clear presentation, they are together connected circles of the servo devices shown in simplified form, so d @ aß the invention can be taken from it. can.

Beim Betrieb der beschriebenen Anlage werden in erster Linie Spannungen gemäß der Beitätigung der oben- angegebenen. Nachbildungen der Flugzeugsteuerungen abgeleitet, wobei diese Spannungen proportional den verschiedenen Geschwindigkeiten und Kräften sind, die eine Bewegung oder Beschleunigung gegenüber den dreh Bezugsachsen nach den aerodynamischen Grundgleichungen hervorrufen. Die drei Bezugsachsen der Fig.6 sind erstens die Längs- oder X-Achse des Flugzeuges, zweitens eine Y-Achse in Richtung der Flügel senkrecht zu der Längsachse und drittens. eine Achse Z, die zu den beiden anderen. Achsen, senkrecht steht, wobei sämtliche Achsen durch den Schwerpunkt des Flugzeuges hindurchgehen..When operating the system described, there are primarily voltages according to the confirmation of the above. Replicas of the aircraft controls derived, these voltages being proportional to the various speeds and are forces that cause movement or acceleration relative to the rotational reference axes according to the basic aerodynamic equations. The three axes of reference of the Fig. 6 are firstly the longitudinal or X-axis of the aircraft, secondly a Y-axis in the direction of the wings perpendicular to the longitudinal axis and third. an axis Z that to the other two. Axes, is perpendicular, with all axes through the Go through the center of gravity of the aircraft ..

Die festen- oder durch den Boden gegebenen Achsen sind mit Xo, Y, und Z, bezeichnet, wobei die Achse X" im vorliegenden Fall auch die Nordrichtung angibt. In der Darstellung ist das Flugzeug um einen Längsneigungswinkel 0 nach .oben gerichtet und um einen Rollwinkel 0 nach rechts gerollt. Der Azimutwinkel V, d. h. der Winkel, der in einer Horizontalebene zwischen, der Nordrichtung X" und der Flugzeug-X-Achse gemessen wird, ist nicht dargestellt, da er im vorliegenden Fall gleich Null ist. Fig. 6 zeigt auch. die Zerlegung des Gewichtes W oder des Schwerkradtsvektors für eine kombinierte Längsneigungs- und Rollage. Die beiden. anderen. Winkel, die noch bei dieser Darstellung benutzt werden, sind der- Anstellwinkel a und der Winkel ß des seitlichen Abrutschens. Der Anstellwinkel ist der Winkel, der in der Flugzeugsymmetrieebene (X-Z-Ebene) zwischen dar Bezugslinie des Fahrgestelles des Flugzeuges oder der X-Achse und der Flugbahn gemessen wird. Der Winkel des seitlichen. Abrutschens ist der Winkel, der in einer zur Flugzeugsymmetrieebene senkrechten Ebene (parallel zur X-Y-Ebene) zwischen der Fahrgestellbezugslinie (X-Achse) und der Flugbahn gemessen wird. Diese zwei Winkel werden auch aerodynamische Winkel genannt. Durch die Änderung dieser beiden Winkel werden aerodynamische Kräfte und Winkelgeschwindigkeiten hervorgerufen.The fixed axes or those given by the ground are denoted by Xo, Y, and Z, where the axis X "in the present case also denotes the north direction indicates. In the illustration, the aircraft is downward by a pitch angle of 0 Directed upwards and rolled to the right by a roll angle of 0. The azimuth angle V, d. H. the angle which, in a horizontal plane between, the north direction X " and the aircraft's X-axis is measured is not shown as it is in the present Case is zero. Fig. 6 also shows. the decomposition of the weight W or the Heavy wheel vector for a combined pitch and roll position. The two. others. Angles that are still used in this illustration are the angle of attack a and the angle ß of the lateral slippage. The angle of attack is the angle that in the plane of symmetry (X-Z plane) between the reference line of the chassis of the aircraft or the X-axis and the flight path is measured. The angle of the lateral. Slipping is the angle that is in a plane perpendicular to the plane of symmetry Plane (parallel to the X-Y plane) between the chassis reference line (X axis) and the trajectory is measured. These two angles also become aerodynamic angles called. By changing these two angles, aerodynamic forces and Angular velocities caused.

Verschiebungen und Drehungen mit Bezug auf die Flugzeugachsen und mit Bezug auf die festen Achsen, die untereinander senkrecht und parallel zum Horizont liegen, werden durch die Servosysteme bestimmt. In einem dieser Systeme werden Kräfte berechnet, um die Eigengeschwindigkeit zu bestimmen, in einem anderen System werden Winkelgeschwindigkeiten ermittelt, um die Gierungsänderung zu bestimmen, und in einem dritten werden Winkelgeschwindigkeiten berechnet, um die Längsnetigungsänderung zu ermitteln. Zusätzliche Servomotoren. sind vorgesehen, um den Anstellwinkel und den Winkel des Abrutschens darzustellen, wobei der Anstellwinkelservomotor Winkelgeschwindigkeiten um die Y-Achse integriert, um die aerodynamischen Größen des Auftriebes, des Luftwiderstandes und der . Längsnengungsgeschwindigkeit zu berechnen, während der Servomotor des seitlichen. Abrutschens den Winkel zwischen der Symmetrieebene des Flugzeuges und der Flugbahn berechnet. Andere Servomotoren haben die Aufgabe, Winkelbewegungen. in Abhängigkeit von Steuerspannungen, zu integrieren, die von den obenerwähnten Servomotoren erzeugt werden, um die Fluggrößen des Rollwinkels, des Längsneigungs- und Azimutwinkels zu bestimmen.Displacements and rotations with respect to the aircraft axes and with reference to the fixed axes that are mutually perpendicular and parallel to the horizon are determined by the servo systems. In one of these systems there are forces calculated to determine airspeed in another system Angular velocities determined to determine the yaw change and in a third, angular velocities are calculated to reflect the change in longitudinal inclination to investigate. Additional servomotors. are provided to adjust the angle of attack and to represent the angle of slip, the angle of attack servo motor angular velocities integrated around the Y-axis, around the aerodynamic parameters of lift and air resistance and the . Calculate the elongation speed while the servomotor of the lateral. Slipping off the angle between the plane of symmetry of the plane and the flight path is calculated. Other servomotors have the task of angular movements. depending on control voltages, integrate those of the above Servo motors are generated to control the flight parameters of the roll angle, pitch angle and to determine azimuth angle.

Nach den bekannten Grundsätzen der Aerodynamik ist die Eigengeschwindigkeit VT eine Funktion des Motorschubes T, der immer positiv ist (mit Ausnahme des Propellerschubes beim Leerlauf im Flug mit weniger als iaoo Umdrehungen), ferner der Schwerkraftswirkung G, die entweder positiv oder negativ sein kann, j e nachdem, ob das Flugzeug sich im Abwärts- oder Aufwärtsflug befindet, und des Luftwiderstandes, der natürlich negativ ist. Der Luftwiderstand kann als Funktion der Eigengeschwindigkeit VT, der Höhe H und des Anstellwinkels a aufgefaBt werden.According to the well-known principles of aerodynamics, the airspeed is VT is a function of engine thrust T, which is always positive (with the exception of propeller thrust when idling in flight with less than iaoo revolutions), also the effect of gravity G, which can be either positive or negative, depending on whether the aircraft is moving is in the downward or upward flight, and the air resistance, which of course is negative. Air resistance can be used as a function the airspeed VT, the height H and the angle of attack a.

Mit Bezug auf Fig. 3 sei angenommen, daß eine Anzahl von Wechselspannungen, die verschiedene Werte des Schubes, der Schwerkraft und des Luftwiderstandes darstellen, mit verschiedenen Augenblickswerten der Polarität und Größe getrennt, einem Summierungsverstärker 2o zugeführt werden, der sich in dem Servosystem mit der Bezeichnung »Eigengeschwindigkeit« befindet. Solche Verstärker sind an sich bekannt und dienen. dazu, eine Anzahl von getrennten Wechselspannungen verschiedener Größe und Polarität algebraisch. zu addieren, so daß eine ausführliche Darstellung der Schaltung nicht notwendig ist. Der Ausgang des Verstärkers 2o ist. an ein selbsttätig sich a,bgleichendes Servosystem angeschlossen, welches einen Motorgeneratorsatz 2 r mit der Bezeichnung MG enthält. Die Schaltung eines solchen, -Satzes ist bei dem Höhenservosystem h der Fig. 5 im einzelnen dargestellt, und da die Anordnung des Moto,rgeneratorsatzes im wesentlichen die gleiche für alle Servosysteme ist, möge eine einzelne Darstellung genügen. Der Motor 30 ist ein Zweiphasenmotor, dessen Steue-nvicklung 3 t vorn der Ausgangsspannung des Verstärkers gespeist wird, während der anderen Wicklung 32 eine konstante Bezugswechselspannung ;- er zugeführt wird. Die Arbeitsweise eines derartigen Motors ist an sich bekannt; er dreht sich in der ehren Richtung, wenn die Steuer- und Bezugspann.unge:n in, den beiden Wicklungen die gleichen Augenblickswerte der Polarität haben, und in der umgekehrten Richtung, wenn die Augenblickswerte der Polarität der Steuerspannung umgekehrt wie die der Bezugsspannung liegen, wobei die Drehzahl in beiden Fällen von der Größe der Steuerspannung abhängt. Der Motor treibt einen zweiphasigen Rückkopplungsgenerator 33, dessen eine Phase 34 mit einer Bezugswechselspannung -I- e2 gespeist wird, während die andere Phase 35 je nach der Motoirgeschwin.digkeit eine Rückkopplungsspannung Efb zum Zwecke einer weiter unten beschriebenen Änderungssteuerung erzeugt. Die l#',ückkopplungsspannungEfbdes Eigenges_chwindigkeitsservosystems der Fig. 3 stellt dä T , d. h. die Beschleunigung, dar und wird als Eingangsspannung für den Verstärker 2o benutzt. Der ?Motor dient auca dazu, über ein Untersetzungsgetriebe 36 (Fig. 5) und geeignete mechanische Verbindungen, die durch gestrichelte Linien 37 angedeutet sind, die Kontakte eines Potentiometersystems und in einigen Servosystemen auch geeignete Anzeigeinstrumente zu verstellen.With reference to FIG. 3 it is assumed that a number of alternating voltages, which represent different values of thrust, gravity and air resistance, with different instantaneous values of polarity and magnitude, are fed separately to a summing amplifier 2o which is in the servo system with the Designation »own speed« is located. Such amplifiers are known per se and are used. to do this, a number of separate alternating voltages of different magnitude and polarity algebraically. to be added, so that a detailed representation of the circuit is not necessary. The output of the amplifier is 2o. connected to an automatically a, balancing servo system, which contains a motor generator set 2 r with the designation MG . The circuit of such a set is shown in detail in the altitude servo system h of FIG. 5, and since the arrangement of the motor generator set is essentially the same for all servo systems, a single illustration may suffice. The motor 30 is a two-phase motor, the control winding 3 t of which is fed from the output voltage of the amplifier, while the other winding 32 is supplied with a constant reference alternating voltage. The operation of such a motor is known per se; It rotates in the same direction if the control and reference voltages are in, the two windings have the same instantaneous polarity values, and in the opposite direction if the instantaneous polarity values of the control voltage are opposite to those of the reference voltage, The speed in both cases depends on the magnitude of the control voltage. The motor drives a two-phase feedback generator 33, one phase 34 of which is fed with a reference alternating voltage -I- e2, while the other phase 35 generates a feedback voltage Efb depending on the Motoirgeschwin.digkeit for the purpose of a change control described below. The 1 # ', feedback voltage EFb of the self-speed servo system of FIG. 3 represents the T, ie the acceleration, and is used as the input voltage for the amplifier 2o. The motor also serves to adjust the contacts of a potentiometer system and in some servo systems also suitable display instruments via a reduction gear 36 (FIG. 5) and suitable mechanical connections, which are indicated by dashed lines 37.

Die einzelnen Widerstandselemente der Potentiometer, wie z. B. die Widerstände q.o bis -7 des Eigengeschwindigkeitsservosystems, sind auf an sich bekannte Träger aufgewickelt und haben in Wirklichkeit eine runde oder bandförmige Gestalt, sind jedoch schematisch, zur besseren Veranschaulichung in einer Ebene abgewickelt, dargestellt. Die Anordnung, die für eine solche Servomotor- und Potentiometeranordnung benutzt werden kann, ist an, sich bekannt.The individual resistance elements of the potentiometer, such as. B. the Resistances q.o to -7 of the airspeed servo system are known per se Carriers are wound up and are actually round or ribbon-shaped, are however schematically developed in one plane for better illustration, shown. The arrangement required for such a servo motor and potentiometer arrangement can be used is known to itself.

Es ist daher ersichtlich, daß eine Betätigung des Eigengeschwindigkeitsservomotors in einer der beiden Richtungen bewirkt, daß die im Gleichlauf betätigtem: Schleifkontakte q.0', q.1', 42' us,w. der Potentiometer sich in entsprechende Winkelstellungen an den betreffenden Potentiometereleme:nten bewegen, um. Potentiometerspannungen abzuleiten, d. h. auszuwählen oder abzugreifen, die von der entsprechenden Kontaktstellung abhängen. Jedes Potentiometer der Servosysteme ist so geformt oder hat einen solchen Umriß, daß der Wert der abgeleiteten Spannungen an dem. Potentiometerkontakt eine bestimmte Beziehung zu der linearen Bewegung des Schleifkontaktes hat, die von der besonderen Funktion des Poten.tiometers abhängt, wobei den Klemmen des Potentiometers eine Spannung zugeführt wird, die hinsichtlich ihrer Augenblickswerte der Polarität und Größe auch von der Funktion des Potentiometers abhängt. Im vorliegenden Fall stellt die Umrißlinie aller Potentiometer die Ableitung der dargestellten Funktion dar. Die Potentiometer des Eigengeschwindigkeitssystems sind z. B. lineare Potentiameter, um d:w Beziehung x = v darzustellen, wobei x die lineare Bewegung des Kontaktes und y die abgeleitete Po-tentiometerspannung ist.It can therefore be seen that an actuation of the airspeed servomotor in one of the two directions causes the synchronously actuated: sliding contacts q.0 ', q.1', 42 'us, w. the potentiometer move into corresponding angular positions on the relevant potentiometer elements in order to. Derive potentiometer voltages, ie select or tap them, which depend on the corresponding contact position. Each potentiometer of the servo systems is shaped or has such a contour that the value of the voltages derived from the. Potentiometer contact has a certain relationship to the linear movement of the sliding contact, which depends on the particular function of the potentiometer, with the terminals of the potentiometer being supplied with a voltage which, with regard to its instantaneous values of polarity and size, also depends on the function of the potentiometer. In the present case, the outline of all potentiometers represents the derivation of the function shown. B. linear potentiometers to represent d: w relationship x = v , where x is the linear movement of the contact and y is the derived potentiometer voltage.

Die Umrißlinie oder die Breitenänderung und daher die Widerstandsverteilung der verschiedenen Potentiometer, die zur Ableitung von. Spannungen benutzt werden, welche die Flugzeugeigenschaften wiedergeben, ist proportional der Ableitung der Funktion der betreffenden Charakteristik mit Bezug auf die Variable, die .durch die Einstellung des Potentiometers gegeben ist. Es sei z. B. angenommen, daß es sich um eine lineare Funktion handelt, wenn beispielsweise eine abgeleitete Spannung direkt proportional dem Abstand- sein soll, den. der vom Servomotor verstellte Potentio meterkonta.kt von der Nullstellung hat. Die Neigung der Funktionskurve ist dann das konstante: Verhältnis der abgeleiteten Spannung zur Zunahme der unabhängigen Veränderlichen, die durch den Weg des Kontaktes von der Nullstellung wiedergegeben wird. Die Ableitung dieser Beziehung ist die gleiche für alle Kontakteinstellungen, so daß die Breite des Widerstandsträgers gleichmäßig ist und dieser eine rechteckige Gestalt aufweist.The outline or the change in width and therefore the resistance distribution of the various potentiometers used to derive. Voltages are used, which reflect the aircraft characteristics is proportional to the derivative of Function of the characteristic in question with reference to the variable that .by the setting of the potentiometer is given. Let it be B. assumed that it is a linear function if, for example, a derived voltage should be directly proportional to the distance. the potentio adjusted by the servo motor meterkonta.kt from the zero position. The slope of the function curve is then the constant: ratio of the derived voltage to the increase of the independent Variables that are reflected by the path of contact from the zero position will. The derivation of this relationship is the same for all contact settings, so that the width of the resistor carrier is uniform and this one is rectangular Has shape.

Wenn in einem anderen Falle eine Kosinusfunktion vorliegt, dann kann die Ableitung der Kosinuskurve ausgedrückt werden als wobei O der in Radians gemessene Winkel ist. Der Umriß des Potentiometerträgers für entsprechende Werte von 0 ist daher sinusförmi.g, wobei die negativen Werte durch entsprechende Auswahl der dem Potentiometer zugeführten Polarität berücksichtigt werden. Wenn umgekehrt eine Sinusfunktion auftritt, dann wird der Potentiometerträger für entsprechende Werte von O einen Kosinusumriß erhalten.In any other case, if there is a cosine function, then the derivative of the cosine curve can be expressed as where O is the angle measured in radians. The contour of the potentiometer carrier for corresponding values of 0 is therefore sinusoidal, the negative values being taken into account by appropriate selection of the polarity applied to the potentiometer. Conversely, if a sine function occurs, then the potentiometer carrier will be given a cosine outline for corresponding values of O.

Da die Verdrahtung der Servosysteme sehr kompliziert ist, wird eine vereinfachte Darstellung benutzt, um Verwechselungen zu vermeiden und die Verfolgung der einzelnen Stromkreise zu erleichtern. Abgesehen von den Fällen, in. denen die tatsächlichen Stromkreise dargestellt sind, sind die Eingangs- und Ausgangsklemmen der Potentiometer sowie die Eingangsklemmen der betreffenden Servo- und Leitungsverstärker und der zugehörigen Geräteteile sowohl mit Bezugszeichen: als auch mit Symbolen versehen, die die betreffenden Klemmen bezeichnen, mit denen sie verbunden sind. Zur Vereinfachung sind die Potentiometer jedes Servosystems noch besonders gezeichnet, z. B. das dritte Potentiometer des Eigengeschwindigkeitsservosystems VT mit (1, das fünfte Potentiometer des Anstellwinkelservosystems a mit 05 usw., so daß durch Angabe= des Servosystems mit seiner speziellen Bezeichnung und des Potentiometers in dem betreffenden System durch seine Nummer. die Verbindungen zwischen den Potentiometern, den Servosystemen usw. in einfacher Weise bestimmt werden können.Since the wiring of the servo systems is very complicated, a Simplified representation used to avoid confusion and tracking of the individual circuits. Apart from the cases in which the actual circuits are shown are the input and output terminals the potentiometer and the input terminals of the relevant servo and line amplifier and the associated device parts both with reference symbols: and with symbols indicating the relevant terminals to which they are connected. For the sake of simplicity, the potentiometers of each servo system are specially drawn, z. B. the third potentiometer of the airspeed servo system VT with (1, the fifth potentiometer of the pitch servo system a with 05 etc., so that through Specification = the servo system with its special designation and the potentiometer in the relevant system by its number. the connections between the potentiometers, the servo systems, etc. can be easily determined.

In denn Eigengeschwindigkeitsservosystem, auf das nunmehr besonders eingegangen wird, wird der Servoverstärker 2o mit einer Anzahl von Eingangsspannungen gespeist, von denen die beiden erstem., wenn man von oben anfängt, aus dem Servosystem selbst stammen und die Rückkopplungsspannung Efb des Servogenerators und die Schubspannung von dem VT-Potentiometer #3 darstellen. Das Schubpotentiometer wird an seiner unteren Klemme mit einer Spannung gespeist, welche die Bremskraft BHP darstellt, die: ihrerseits von dem Gashebelpotentiorn,0ter 5 abgeleitet wird, das von dem Flugschüler nach Fig. a bedient wird. Die von dem Gashebel abgeleitete Spannung kann von einem Drehzahlpotentiometer 38 abhängen, das ebenfalls von dem Flugschüler eingestellt wird und eine Kontrollstellung darstellt. Ein Anzeigeinstrument MAP zur Anzeige des Leitungsdruckes kann mit der Gashebelsteuerung verbunden sein, während ein Anzeigeinstrument TACH, welches die Drehzahl wiedergibt, mit der Kontrolleinstellung verbunden sein kann. Die übrigen Eingangsspannungen des VT-Verstärkers kommen von anderen Teilen des Rechengerätes her, wobei an der Klemme 50 eine Spannung von der entsprechenden Klemme des Pqtentiomete@rs (2) des a-Servosystems zugeführt wird, die den Luftwiderstand darstellt, während die Klemme 51 von dein Potentiometer 3# des 0-Servomotors mit einer Spannung gespeist wird, die eine Schwerkraftskomponente darstellt, und die Klemme 52 von dein Potentiometer 5# des a-Servomoto-rs mit einer zweiten Schwerkraftskomponentenspannung gespeist wird, und die Klemmen 5,3 und 54 mit Spannungen gespeist werden, welche ein Anziehen der linken und rechten Radbremsen. wiedergeben, wenn das Flugzeug sich am Boden befindet. Die Resultierende der verschiedenen Eingangsspannungen betreibt den Servomotor je nach der Änderung der Eigengeschwindigkeit, wobei der Motor bei konstanter Eigengeschwindigkeit stillsteht, wenn die Resultierende der verschiedenen Eingangsspannungen während des Fluges gleich Null ist.In the airspeed servo system, which will now be discussed in particular, the servo amplifier 2o is fed with a number of input voltages, the first two of which, if you start from above, come from the servo system itself and the feedback voltage Efb of the servo generator and the shear voltage from the VT potentiometer # 3. The thrust potentiometer is fed at its lower terminal with a voltage which represents the braking force BHP, which in turn is derived from the throttle potentiorn, 0ter 5, which is operated by the student pilot according to FIG. The voltage derived from the throttle lever can depend on a speed potentiometer 38, which is also set by the trainee pilot and represents a control position. A display instrument MAP for displaying the line pressure can be connected to the throttle control, while a display instrument TACH, which shows the speed, can be connected to the control setting. The other input voltages of the VT amplifier come from other parts of the arithmetic unit, with a voltage from the corresponding terminal of the Pqtentiomete @ rs (2) of the a servo system being fed to terminal 50 , which represents the air resistance, while terminal 51 of your potentiometer 3 # of the 0 servomotor is fed with a voltage that represents a gravity component, and terminal 52 of your potentiometer 5 # of the a servomotor is fed with a second gravity component voltage, and terminals 5, 3 and 54 with Voltages are fed which cause the left and right wheel brakes to be applied. play when the aircraft is on the ground. The resultant of the various input voltages operates the servomotor depending on the change in the airspeed, the motor standing still at a constant airspeed if the resultant of the different input voltages is equal to zero during the flight.

Die acht Potentiometer des Eigengeschwindigkeitsservosystems werden benutzt, um Spannungen abzuleiten, die der Eigengeschwindigkeit entsprechen, um Anzeigeinstrumente, den VT-Leitungsverstärker und andere Servosysteme zu speisen, wobei die, Potentiometer (2), (7 und ® ihrerseits von anderen Teilen des Systems gespeist werden. Im einzelnen wird Potentiometer (D von einer Spannung E gespeist, und der Kontakt 40' wird gemäß der Änderung der Eigengeschwindigkeit verschoben, um eine Spannung abzuleiten, welche die Eigengeschwindigkeit VT darstellt und die einen Leitungsverstärker 55 zugeführt wird, um Spannungen zu erzeugen, die -VT und + TAT entsprechen. Diese Spannungen speisen Kosdnuspotentiometer 0 des 0-Servosystem sowie andere weiter unten erwähnte Potentiometer. Das Potentiometer (2) wird über einen Leitungsverstärker von dem Potentiometer (2) des Hähenservosystems h der Fig. 5 mit einer Spannung gespeist, die das Produkt von Luftdichte und Eigengeschwindigkeit darstellt, und die abgeleitete Spannung dieses Potentionieters speist das a-Potentiometer 2(2). Potentiometer 3# und ® werden von den obenerwähnten Gashebel- und Drehzahlpotentiometern mit einer Spannung gespeist, welche die Bremskraft darstellt, wobei die abgeleitete Spannung des P.otentiometers (3 als Eingangsspannung für den VT-Servoniotor und die abgeleitete Spannung vom Potentiometer ® das k-Potentiometer (3 speist. Die Potentiometer 5e und ® werden von Spannungen -f- E und -E gespeist, um Spannungen abzuleiten, welche den Reziprok-,vert der wahren Eigengeschwind=igkeit zur Speisung des 0-Potentiometers (2) darstellen: die Spannung vom Potenti.ometer ƒ wird auch als Eingangsspannung für das co-System der Fig. 4 benutzt. Potentiometer 7) wird von einem h-Potentiometer-® gespeist, um eine Spannung abzuleiten, die die angezeigte Eigengeschwindigkeit darstellt. Das Anzeigeinstrument 62 kann mit dieser Spannung gespeist werden, um die angezeigte Eigengeschwindigkeit wiederzugeben. Das Potentiometer ® wird mit einer Spannung gespeist, die an dem f-Potentiometer 50 der Fig. 5 abgenommen wird, um eine Spannung abzuleiten., die das seitliche Abrutschen darstellt, und diese Spannung kann einem Instrument 64 (Fig. 3) zugeführt werden, welches die Kugelanzeige eines Querneigungsmessers wiedergibt.The eight potentiometers of the airspeed servo system are used to derive voltages corresponding to the airspeed to feed gauges, the VT line amplifier and other servo systems, the potentiometers (2), (7 and ® in turn being fed from other parts of the system In particular, potentiometer (D is fed by a voltage E, and the contact 40 'is shifted in accordance with the change in airspeed in order to derive a voltage which represents the airspeed VT and which is fed to a line amplifier 55 in order to generate voltages which -VT and + TAT correspond. These voltages feed cosdnus potentiometer 0 of the 0 servo system as well as other potentiometers mentioned below. The potentiometer (2) is fed with a voltage via a line amplifier from the potentiometer (2) of the height servo system h of FIG. which is the product of air density and airspeed, and the ab Conducted voltage of this potentiometer feeds the a-potentiometer 2 (2). Potentiometers 3 # and ® are fed by the above-mentioned throttle and speed potentiometers with a voltage that represents the braking force, with the voltage derived from the potentiometer (3 being the input voltage for the VT servo motor and the voltage derived from the potentiometer ® being the k- Potentiometer (3 feeds. The potentiometers 5e and ® are fed by voltages -f- E and -E in order to derive voltages which represent the reciprocal of the true velocity for feeding the 0 potentiometer (2): the voltage FIG. 4 is ƒ from Potenti.ometer as an input voltage for the co-system used. potentiometer 7) is of an H potentiometer ® fed to a voltage derived which represents the indicated airspeed. the meter 62 can with this The potentiometer ® is fed with a voltage which is supplied to the f-potentiometer 50 of FIG is taken in order to dissipate a tension representing the lateral slippage, and this tension can be transmitted to an instrument 64 (Fig. 3), which shows the ball display of an inclinometer.

Der VT-Servomotor verstellt auch eine Nockenscheibe 65 zur Betätigung eines Schalters 66 entsprechend den kritischen Werten der Eigengeschwindigkeit, um ein Brernsrelais 67 und ein Eigengeschwindigkeits-VT-Relais 68, wie weiter unten beschrieben, zu betätigen. Die Nockenscheibe bewirkt eine Einschaltung des Bremsrelais, wenn die Eigengeschwindigkeit größer als. Null ist und weitere, weiter unten genannte Bedingungen eintreten. , während eine Einschaltung des Eigengeschwindigkeits,relais stattfindet, wenn die Eigengeschwindigkeit gleich Null ist.The VT servomotor also adjusts a cam 65 for actuation a switch 66 corresponding to the critical values of the airspeed, a Brerns relay 67 and an airspeed VT relay 68, as below described to operate. The cam causes the brake relay to be switched on, if the airspeed is greater than. Is zero and others mentioned below Conditions occur. , during a turn-on of airspeed, relay takes place when the airspeed is zero.

Das Längsneigungsservosystem 0 enthält einen Servoverstärker7z und fünf Potentiometerwiderstände, die alle mit Ausnahme des Widerstandes([) Kosinusverläuf haben. Die Eingangsspannungen für das 0-Servosystem während des Fluges bestehen aus einer Rückkopplungsspannung von dem Generator, einer Spannung, welche die Neigungsänderung in der vertikalen Ebene von dem Rollwiderstand 0-.Potentiorneter ® der F'ig. q. darstellt und einer Spannung, die die Gierungsänderung in der vertikalen Ebene von dem 0-Potentiometer G darstellt. Diese Eingangsspannungen sind mit dem Verstärker über Schalter 73, 74 verbunden, die von einem Lenkradrelais 75 bei Bodenberührung betätigt werden, wie dies weiter unten beischrieben ist. Potentiometer 10 wird entsprechend VT gespeist, um zwei Spannungen abzuleiten, die der Zerlegung von VT entsprechend der Längsneigung entsprechen. Eine der Spannungen dient als Eingangsspannung für den H-Servoverstärker und den Steiggeschwindigkeits Servoverstärker, und die andere speist einen Leitungsverstärker 77, der positive und negative Spannungen erzeugt, die die Kosinuswerte von VT darstellen.The pitch servo system 0 contains a servo amplifier 7z and five potentiometer resistors, all of which with the exception of the resistor ([) have a cosine curve. The in-flight input voltages for the 0-servo system consist of a feedback voltage from the generator, a voltage that reflects the change in inclination in the vertical plane from the rolling resistance 0-.Potentiorneter ® of Figs. q. and a voltage representing the yaw change in the vertical plane from the 0-potentiometer G. These input voltages are connected to the amplifier via switches 73, 74, which are actuated by a steering wheel relay 75 on contact with the ground, as will be described below. Potentiometer 10 is powered according to VT to derive two voltages corresponding to the decomposition of VT according to the pitch. One of the voltages is used as the input voltage for the H servo amplifier and the rate of climb Servo amplifier, and the other feeds a line amplifier 77 which produces positive and negative voltages representing the cosines of VT.

Po-tentiometer (2) wird mit Spannungen gespeist, die r/VT entsprechen und an dien Potentiometern. und ƒ des VT-Servosystems abgenommen werden. Vier Spannungen werden von diesem Potentio-Meter abgegriffen, von denen zwei das Pofientio-Meter (22 des 0-Servomotors speisen, während die anderen beiden das a-Potentiometer ® speisen und auch wahlweise dem 0-Servoeingang über einen Schalter z39 des 0-Servosystems zugeführt werden können. Das Patemtiometer #3 wird benutzt, um eine Anzahl von Spannungen gemäß dem Kosinuswert von 0 abzuleiten, wobei die eine Spannung im VT-Servo'motor und die zwei anderen Spannungen im 0-Potentiometer (D zur Zerlegung des, Rolleins zugeführt werden. Potentiometer ®, welches getrennte Abschnitte zur Ableitung von Sekantenfunktionen enthält, wird von einem entsprechenden Leitungsverstärker gemäß Fig. 5 gespeist, während die an ihm abgegriffenem Spannungen das Pobentio-Meter (S) speisen, von wo, die abgeleitete Spannung, welche die »Rollkupplung« darstellt, dem Eingang des 0-Servoverstärkers zugeführt wird. Eine der am Potentiometer ® abgegriffenem Spannungen wird auch als Eingangsspannung für den yp-Servoverstärker benutzt.The potentiometer (2) is fed with voltages that correspond to r / VT and on the potentiometers. and ƒ of the VT servo system are removed. Four voltages are tapped from this potentio meter, two of which are the Pofientio meter (22 feed the 0 servomotor, while the other two feed the a potentiometer ® and optionally the 0 servo input via a switch z39 of the 0 servo system can be fed. The Patemtiometer # 3 is used to measure a number of voltages to be derived according to the cosine value of 0, the one voltage in the VT servo motor and the two other voltages in the 0 potentiometer (D for decomposing the, Rolleins are fed. Potentiometer ®, which has separate sections for deriving Contains secant functions, is according to a corresponding line amplifier Fig. 5 fed while the voltages tapped on it the Pobentio meter (S) feed, from where, the derived voltage, which represents the "rolling clutch", is fed to the input of the 0 servo amplifier. One of the tapped on the Potentiometer ® Voltages is also used as input voltage for the yp servo amplifier.

Der 0-Servomotor verstellt auch eine Nockenscheibe 85 (Fig. 3) je nach dem Längsneigungswinkel, die einen Schalter 86 betätigt. Der Schalter befindet sich in Stellung 87, wenn die Längsneigung größer als o° und kleiner als z8o° ist, und berührt den Kontakt 88, um das obenerwähnte Lenkradrelais 1-5 zu betätigen, wenn 0 kleiner als o° und größer als z8o° ist, wie dies weiter unten erläutert wird. Der Längsneigungsservomotor ver- stellt auch das Neigungselement des Lagekreisels 89 für die Fluganzeige. Das Rollelement des Kreisels wird durch das weiter unten beschriebene Rollservosystem verstellt. Der a-Servoverstärker 9o wird mit einer Anzahl von Spannungen gespeist, nämlich der Rückkopp- lungsspannung Efb des Generators, einer Spannung von. dem Summierungsverstärker SA des Längs- neigungsänderungssystems gemäß Fig.4, wobei diese Eingangsspannung durch einen. Schalter 92 gesteuert wird,, der ebenfalls von dem obener- wähnten Lenkradrelais 75 abhängt. Eine weitere Eingangsspannung kommt vom Potentiometer des 0-Servosystems. über den Schalter 185 des H-Relais 118, die eine Schwerkraftkoniponente darstellt, während eine weitere Schwerkraftkom- ponente vorm. Potentio:meter ® des a-Servosystens herrührt. Schließlich wird eine Eingangsspannung, welche den Auftrieb darstellt, direkt vom Potentio- meter (D des a-Servosystems über einen: Schalter 186 des H-Relais. zugeführt, wobei dieses Potentio- meter von dem Leitungsverstärker gespeist wird, der an, das Potentiometer, 0 des H-Servosystems gemäß Fig. 5 angeschlossen ist. Wenn das H-Relais erregt wird (und dadurch die Bod£gberührung nachahmt), werden durch die Schalter 185 und 186 die betreffenden Eingangskreise geerdet. Dieser Zustand zusammen mit der Betätigung des Lenk- radrelais 75, welches eine »Lage«-Spannung von dem a-System denn Verstärker 9o zuführt, bewirkt, daß der a-Servomotor sich auf eine vorbestimmte Winkellage einstellt, die die Dreip.unktboden- berührung darstellt. Die übrigen Potentiometer des a-Servosystems, nämlich Potentiometer #2 , Q3 , SO und Q werden benutzt, um Spannungen abzuleiten., die anderen Teilen des Flugrechengerätes zugeführt werden. Potentiometer O wird von dem VT-Potentio- mete:r (2) gespeist, um eine Luftwiderstands- spannung, wie oben erwähnt, für den VT-Eingang zu erzeugen. Potentiometer #3 wird gemäß der Eigengeschwindigkeit gespeist, um eine Spannung zu erzeugen, die die Längsneigungsänderung in Abhängigkeit vom Anstellwinkel für den co,-Lei- tungsverstärker LA nach Fig. 4 darstellt. Potentio- meter (3) wird von dem Rollpotentiometer (3 ge- mäß Fig. 5 gespeist, um die obenerwähnte Schwer- kraftskomponentenspannung für den Eingang des VT-Servosystems zu erzeugen, und Potentio- rneter 7) wird von derer Rollpotentiometer 1# ge- speist, um eine Spannung zu bilden, die eine Kom- ponente der vertikalen Eigengeschwindigkeit ist. Diese Komponienrtenspannung ist eine Eingangs- spannung für den h-Servoverstärker und auch für den: Verstärker gemäß Fig 5. In. Fig. 4 wird der c),, Leitungsverstärker ro4 durch eine Anzahl von Eingangsspanxfungen ge- s.peist, von denen die misten schon oben erwähnt worden sind. Der Klemme 95 wird eine Längs- neigungsänderungsspannung von dem a-Servo- motor zugeführt; die Klemme 103 ist direkt mit dem Kontakt 7' des Hähenruderpotentiometers 7 verbunden, an dem die Hähensteuerspannung abgeleitet wird, welche die Längs.neigu@ngsgescliwindigkeit darstellt. Die Klemmen 53 und 54 können vom Fußbremsenspannungen gespeist werden, um den Rollbahilbetrieb darzustellen, und die Klemmen 39 und94 welche mit dem Verstärker über Schalter Ios und 1o6 des H-Hauptrelais, wie unten beschrieben, verbunden werden können, werden von dem Eigengeschwindigkeits- bzw. dem Höhensystem gespeist. Während des nachgeahmten Fluges befinden sich die Kontakte des H-Relais in der dargestellten Lage. Die Spannung an. der Klemme 39 des VT-Potentiorneters ƒ stellt einen Gewichtsfaktor dar und die S--)annung an der Klemme 94 einen Auftriebsfaktor Diese Klemmen sind in den Eingangskreis nur eingeschaltet, wenn das H-Relais erregt ist, um den Rollbahn- oder Flugplatzbetrieb darzustellen, d. h. wenn die Höhe H über dein Flugplatz gleich Null ist.The 0 servomotor also adjusts a cam 85 (FIG. 3) depending on the pitch angle, which actuates a switch 86. The switch is in position 87 when the pitch is greater than 0 ° and less than z8o °, and touches contact 88 to operate the steering wheel relay 1-5 mentioned above when 0 is less than 0 ° and greater than z8o ° as explained below. The pitch servo motor also represents the inclination element of the attitude gyro 89 for the flight display. The rolling element of the Gyroscope is followed by what is described below Adjusted roll servo system. The a servo amplifier 9o comes with a number fed by voltages, namely the feedback voltage Efb of the generator, a voltage from. the summing amplifier SA of the longitudinal inclination change system according to Figure 4, wherein this input voltage through a. Switch 92 is controlled, which is also controlled by the mentioned steering wheel relay 75 depends. Another Input voltage comes from the potentiometer of the 0 servo system. via switch 185 des H relay 118, which is a gravitational component represents, while another gravitational component vorm. Potentio: meter ® of the a-servo system originates from. Finally, an input voltage, which represents the lift, directly from the potential meter (D of the a-servo system via a: switch 186 of the H relay. supplied, whereby this potential meter is fed by the line amplifier, the on, the potentiometer, 0 of the H servo system is connected according to FIG. When the H relay is excited (and thereby the contact with the floor mimicking), switches 185 and 186 the relevant input circuits grounded. This State together with the actuation of the steering wheel relay 75, which has a "position" voltage of supplies the a-system for amplifier 9o, causes that the a servo motor rotates to a predetermined Sets the angular position that the three-point floor represents touch. The remaining potentiometers of the a servo system, namely potentiometers # 2, Q3, SO and Q will be used to dissipate tension., the other Parts of the flight computer are supplied. Potentiometer O is controlled by the VT potentiometer mete: r (2) fed to a drag voltage, as mentioned above, for the VT input to create. Potentiometer # 3 is adjusted according to the Airspeed fed to a tension to generate the pitch change in Dependence on the angle of attack for the co, -Lei- processing amplifier LA of FIG. Potential meter (3) is controlled by the roll potentiometer (3 according to Fig. 5 fed to the above-mentioned heavy force component voltage for the input of the VT servo system, and potential rneter 7) is set by its roll potentiometer 1 # feeds in order to create a voltage that component of the vertical airspeed. This component stress is an input voltage for the h servo amplifier and also for the: amplifier according to FIG. 5. In. Fig. 4 is the c) ,, line amplifier ro4 through a number of input voltage connections s. feeds, most of which have already been mentioned above have been. Terminal 95 is connected to a longitudinal slope change voltage from the a servo motor fed; the terminal 103 is directly with the contact 7 'of the elevator potentiometer 7 connected to which the height control voltage is derived, which represents the longitudinal tilting speed. The terminals 53 and 54 can be fed by the foot brake voltages in order to represent the rollbar operation, and the terminals 39 and 94, which can be connected to the amplifier via switches Ios and 1o6 of the H-main relay, as described below, are used by the airspeed resp. fed by the altitude system. During the simulated flight, the contacts of the H relay are in the position shown. The tension on. terminal 39 of the VT potentiometer ƒ represents a weighting factor and the S -) indication at terminal 94 a lift factor. ie when the height H above your airfield is zero.

Der Ausgang des co,-Leitungsverstärkers speist einen Transformator 107 mit einer mehrfachen Sekundärwicklung, in der Spannungen entgegengesetzter Phase erzeugt werden, wobei die eine der Spannungen, welche die Längsneigungsänderung darstellt, über eine Leitung i o8 einer elektronischen Vorrichtung io9, z. B. einer gittergesteuerten EntladungsTöhre, zugeführt wird, die gewöhnlich als Thyratron bezeichnet wird. Wie dies an sich beikann.t ist, kann das Thyratron gezündet werden, wenn die Eingangsspannung am Gi :ter negativ ist. Wenn das Thyratron zündet, wird das co,,-Relais i io gespeist und betätigt einen Schalter i 1 i, der den K >ntakt 112 berührt. Dies stellt einen Zustand dar, bei dem co,, negativ oder kleiner als Null ist. Der Kontakt I 12 ist seinerseits über einen Leiter I 13 mit dem Nockenschalter 86 der Fig. 3 verbunden, um das Lenkradrelais 75 zu steuern. Der coY Relaisschalter i i i ist durch Leitungen 114 in einen Serienkreis eingeschaltet, welcher das Lenkradrelais 75, den 0-Nockenschalter 87 gemäß Fig. 3 und einen Schalter 167 enthält, der von dein H-Thyratron 155 gemäß Fig. 5 betätigt wird. Der H-Thyratronschalter 167 ist bei F_ mit einer Spannungsquelle verbunden, so daß das Lenkradrelais .nur gespeist wird, wenn alle drei Schalter geschlossen sind. Das Bremsrelais 67 gemäß Fig. 3 kann auch über einen Schalter 167 und eine Leitung iig erregt werden, die mit eurem Verbindungspunkt 114Q und -über dem VT-Nockenscha.lter 66 verbunden ist. Der H-Thyratronschalter ist auch geeignet, das H-Hauptrelais 118 zu erregen, und zwar über den Verbindungspunkt I i4b, den W-L-Thyratronschalter 116 und einen Leiter 117 in Fig. 4 und 5.The output of the co, line amplifier feeds a transformer 107 with a multiple secondary winding in which voltages of opposite phase are generated, one of the voltages representing the change in pitch, via a line i o8 of an electronic device io9, e.g. A grid controlled discharge tube commonly referred to as a thyratron. As can be seen in itself, the thyratron can be ignited when the input voltage at the gate is negative. When the thyratron ignites, the co i relay i io is energized and actuates a switch i 1 i which touches the contact pulse 112. This represents a condition where co ,, is negative or less than zero. The contact I 12 is in turn connected to the cam switch 86 of FIG. 3 via a conductor I 13 in order to control the steering wheel relay 75. The coY relay switch iii is connected by lines 114 in a series circuit which contains the steering wheel relay 75, the 0-cam switch 87 according to FIG. 3 and a switch 167 which is actuated by the H-thyratron 155 according to FIG. The H-thyratron switch 167 is connected to a voltage source at F_, so that the steering wheel relay is only fed when all three switches are closed. The brake relay 67 according to FIG. 3 can also be excited via a switch 167 and a line iig, which is connected to your connection point 114Q and via the VT cam switch 66. The H-thyratron switch is also suitable for energizing the H-main relay 118 via the connection point I i4b, the WL thyratron switch 116 and a conductor 1 1 7 in FIGS. 4 and 5.

Die Betätigungseinrichtung des W-L-Schalters 116 enthält ein Thyratron 121 od. dgl. und ein Relais 122, das beim Zünden des Thyratrons Erregt wird und den Schalter 116 in die offene Lage 123 bringt, diese stellt einen Flugzustand dar, bei dem der aerodynamische Auftrieb L .größer als das Flugzeuggewicht W ist bzw. einen Zustand, bei dem die Steiggeschwindigkeit größer als Null ist. In der ersterregten Stellung berührt der Schalter den Kontakt I 15, um den entgegengesetzten Zustand anzudeuten.The actuating device of the WL switch 116 contains a thyratron 121 or the like and a relay 122, which is excited when the thyratron is ignited and brings the switch 116 into the open position 123, which represents a flight condition in which the aerodynamic lift L. . is greater than the aircraft weight W or a state in which the rate of climb is greater than zero. In the first excited state of the switches I 1 touches the contact 5 to the opposite state to indicate.

Das Gitter des W-L-Thyratrons 121 wird durch die Resultierende von Eingangsspannungen beeinflußt, vom. denen drei schon genannt worden sind. Die Klemmen 93 und toi werden mit Spannungen gespeist, welche Schwerkrafts- oder Gewichtskomponenten darstellen, und der Klemme io2 wird eine Auftriebsspannung von dem betreffenden Servosystem zugeführt. Der Klemme 125 wird eine Spannung, welche die Fallgeschwindigkeit darstellt, von dem Potentiometer (i) der vertikalen Eigengeschwindigkeit gemäß Fig. 5 zugeführt. Wenn die resultierende Spannung an denn Thyratrongitter negativ ist, zündet das Thyratron und erregt das Relais I22. Die Arbeitsweise des W-L-Relais wird in Verbindung mit dem Bodenberührungssystem näher beschrieben, da es an sich die Flugrechenvorrichtung während des Fluges, d. h. wenn das Flugzeug von der Luft getragen- wird; nicht beeinflußt.The grid of the WL thyratron 121 is influenced by the resultant of input voltages from. three of which have already been named. The terminals 93 and toi are supplied with voltages which represent gravity or weight components, and the terminal io2 is supplied with a buoyancy voltage from the relevant servo system. The terminal 125 is a voltage indicating the speed of fall represents, supplied from the potentiometer (i) of the vertical airspeed according to FIG. If the resulting voltage on the thyratron grid is negative, the thyratron ignites and energizes relay I22. The mode of operation of the WL relay is described in more detail in connection with the ground contact system, since it is actually the flight computing device during flight, ie when the aircraft is carried by the air; unaffected.

Das Rollservo,system 0 betätigt das Rollelement des Lagekreisels 89 in Fig. 3 und wird dazu benutzt, die verschiedenen Steuerspännungen nach der Rollage zu zerlegen. Zu den Eingangsspannung--n für den 0-Servoverstärker i2o gehört eine Rückkopplungsspannung von.dem Generator, eine Spannung an der Klemme 126, die direkt vom Kontakt 6' des Querruderpotentiometers 6 zugeführt wird und die Rollgeschwindigkeit darstellt, eine Spannung an der Klemme 127 vom ,B-Potentiometer (3 , welche die Rollgeschwindigkeit infolge des seitlichen Abrutschens darstellt, und eine Spannung, welche die obenerwähnte Rollkupplung an der Klemme 84 wiedergibt. Die Klemme 127 ist mit dem Servoverstärker über einen Schalter 128 verbunden, der von dem H-Hauptrelais 118 gesteuert wird. Wenn die Bodenberührung wiedergegeben wird, wird das Relais erregt, um den Schalter 128 in Berührung mit dem Kontakt 129 zu bringen, der vom einer Lagespannung von. dem 0-Poitentiometer ƒ gespeist wird, um die Rollage des Flugzeuges am Boden zu begrenzen.The roll servo system 0 actuates the roll element of the attitude gyro 89 in Fig. 3 and is used to calculate the various control voltages after the roll position disassemble. The input voltage - n for the 0 servo amplifier i2o includes one Feedback voltage from the generator, a voltage at terminal 126 that is directly from the contact 6 'of the aileron potentiometer 6 and the roll speed represents a voltage at terminal 127 of the, B potentiometer (3, which the Represents the rolling speed due to lateral sliding, and a tension, which reproduces the above-mentioned rolling clutch on the clamp 84. Terminal 127 is connected to the servo amplifier via a switch 128 which is operated by the H main relay 118 is controlled. When the ground contact is replayed, the relay will energized to bring the switch 128 into contact with the contact 129, the from a positional tension of. the 0-poitentiometer ƒ is fed to the rollage of the aircraft on the ground.

Die 0-Potentiometer, die alle mit Ausnahme von Potentiometer ƒ ko,sinusförmig sind, werden wie folgt gespeist: Potentiometer (D wird von dein Leitungsverstärker 77, der an das 0-Potentiometer 0 gemäß Fig.3 angeschlossen ist, zur Ableitung von vier Spannungen; gespeist, von denen zwei das a-Potentiometer (7 und die anderen zwei das ß-Potentiometer ® speisen; Potentiometer 0 wird von dem 0-Potentiometer (2) gespeist, und, zwei Spannungen werden vom .ihm abgenommen, von denen die erste eine Eingangsspannung für den ,B-Servoverstärker und die zweite eine Eingangsspannung für den a-Servoverstärker und das W-L-Thyratron bilden; Potentiometer (3 wird, wie oben erwähnt, von dein 0-Potentiometer 3# gespeist und erregt das a-Potentiometer e5 ; Potentiometer ® wird gemäß der Längsneigungsänderung gespeist und dient zur Ableitung von zwei Spannungen, von denen die eine eine Eingangsspannung für den gemäß Fig. 5 ist und die andere einaEingangsspannung für den 0-Servoverstärker; Potentiometer C wird gemäß der -Gieränderung von dem, co,-Leitungsverstärker gespeist, um eine Eingangsspannung für den 0-Verstärkeir und eine Eingangsspannung für dem erwähnten zu liefern; das lineare Potentiometer wird so gespeist, daß eine Lagespannung entsprechend dem Rollen abgeleitet wird, und die Nockenscheibe 138 ist so eingestellt, daß ein Rollschalter rag betätigt wird, der die Kontakte 140 und 141 des Berührungsgerätes betätigt.The 0-potentiometers, which are all sinusoidal with the exception of potentiometer ƒ ko, are fed as follows: Potentiometer (D is supplied by the line amplifier 77, which is connected to the 0-potentiometer 0 according to Fig. 3, to derive four voltages ; fed, two of which feed the a-potentiometer (7 and the other two feed the ß-potentiometer ®; potentiometer 0 is fed by the 0 potentiometer (2), and two voltages are taken from it, of which the first one input voltage for the B servo amplifier and the second an input voltage for the a servo amplifier and the WL thyratron; potentiometer (3, as mentioned above, is fed by the 0 potentiometer 3 # and excites the a potentiometer e5; Potentiometer ® is fed according to the change in pitch and is used to derive two voltages, one of which is an input voltage for the 5 and the other is an input voltage for the 0 servo amplifier; Potentiometer C is fed according to the yaw change from the, co, -line amplifier to provide an input voltage for the 0-amplifier and an input voltage for the mentioned to deliver; the linear potentiometer is energized to derive a positional tension corresponding to the rolling, and the cam 138 is set to operate a rolling switch rag which operates the contacts 140 and 141 of the touch device.

Die Aufgabe des Rollschalters 139 besteht darin, die Polarität einer Eingangsspannung für den O-Servomotor zu steuern, um automatisch diesen Servomotor auf die Dreipunktrollbahnlage einzustellen, wenn das von. 0 gesteuerte Lenkradrelais 75 durch das Bodenberührungssystem erregt wird. Diese Spannung, die mit dem 0-Eingang über den Relaisschalter 73 verbunden ist, wird aus zwei entgegengesetzten Spannungen gewonnen, die von dem 0-Potentiometer 02 durch den 0-Nockenschalter 139 abgeleitet werden und verursachen, daß der 0-Servomotor die Dreipunktbodenlage unabhängig von der Roll- und Längsneigungslage im Zeitpunkt der »Landung« einnimmt. In anderen Worten heißt dies, daß die Anlage sich selbsttätig »ausrichtet«, wenn der Flugschüler eine schlechte Landung macht, so daß sie für einen neuen »Abflug« bereit ist.The role of the roller switch 139 is to determine the polarity of a Control input voltage for the O servo motor to automatically control this servo motor to adjust to the three-point runway position if that of. 0 controlled steering wheel relays 75 is excited by the ground contact system. This voltage associated with the 0 input is connected via the relay switch 73, is made of two opposite voltages derived from the 0 potentiometer 02 through the 0 cam switch 139 and cause the 0 servo motor to move to the three-point floor independently of the roll and pitch position at the time of »landing«. In other In other words, this means that the system "aligns" itself automatically when the trainee pilot makes a bad landing so that it is ready for a new "take-off."

Die Veränderung der verschiedenen Winkelgeschwindigkeiten und Kräfte, z. B. Schwerkraft, Auftrieb, Zentrifugalkraft, Schub, Luftwiderstand, Längsneigungsgeschwindigkeit u. dgl., werden durch die Verstellung von Kontaktbürsten auf den betreffenden Potentiometern zusammen mit Änderungen der Potentiometerspeisespannungen erzeugt, während die relative Größe oder die Wirkung jeder der genannten Änderungen, Kräfte und Momente durch den Wert von Eingangswiderständen der verschiedenen Verstärker bestimmt werden. Zum Beispiel wird die relative Größe des Auftriebes von den Werten der Luftdichte o, dem Anstellwinkel a und einem koristanten Faktor beeinflußt, der proportional der Flügelfläche ist. Diese Ausdrücke bestimmen den Widerstandswert des Auftriebseingangs an denn a-Verstärker 9o gemäß Fig.3. Eine Erniedrigung des Widerstandswertes erhöht die relative Größe der obigen Konstanten.The change in the various angular velocities and forces, z. B. gravity, buoyancy, centrifugal force, thrust, air resistance, pitch speed and the like, are adjusted by adjusting the contact brushes on the relevant potentiometers along with changes in the potentiometer supply voltages generated while the relative Size or effect of any of the named changes, forces and moments the value of the input resistances of the various amplifiers can be determined. For example, the relative size of the lift is determined by the values of the air density o, the angle of attack a and a constant factor that is proportional the wing area is. These expressions determine the resistance value of the lift input to the a-amplifier 9o according to FIG. A decrease in the resistance value increases the relative size of the above constants.

Die Verwendung der Rückkopplungsgeneratoren für die Änderungssteuerungen ist besonders wichtig, wobei das Längsneigungsintegriersystem als ein Beispiel dienen möge. Wenn der Servomotor allein benutzt würde, um den Integriervorgang der Längsneigung durchzuführen, dann würde die Eigenträgheit des Antriebes einen so großen Fehler erzeugen, däß das System praktisch nicht brauchbar wäre. Wenn jedoch der Rückkopplungsgenerator eingeschaltet wird, bildet die erzeugte Rückkopplungsspannung Efb eine Eingangsspannung für den Längsneigungs.verstärker und hat eine solche Phasenbez;iehung zu, dem summierten oder resultierenden Eingangssignal, daß sie demselben entgegengesetzt ist, d. h. daß sie als negative Rückkopplung oder Gegenkopplung wirkt. Bei großem Verstärkungsgrad in dem Steuerverstärker hat die Geschwindigkeit des Motors daher in an sich bekannter Weise eine lineare Beziehung zu der Größe des Eingangssignals, d. h. zu der Änderung der Längsneigungsspannung ohne Verzögerung oder Überregelung, so daß sowohl große als auch kleine Längsneigungsänderungen mit gleicher Genauigkeit integriert werden. Es ist ersichtlich, daß bei einer Umkehr des Haupteüngangssigna,ls und einem Betrieb. des Motors und Generators in umgekehrter Richtung die Phase der erzeugten Rückkopplungsspannung ebenfalls umgekehrt wird und daher wie vorher dem Eingangssignal entgegenarbeitet. Die Geschwindigkeit der Azimutänderung wird bestimmt durch die Zerlegung der L ängsneigungs.änderung c),, und der Gieränderung coZ für Rollung 0 und Längsneigung 0. Zu diesem Zweck wird der Leitungsverstärker r42 gemäß Fig. 4 von den 0-Potentiometern. ® und e, die oben erwähnt wurden, gespeist und erzeugt mit Hilfe des Transformators 143 zwei gegenphasige Steuerspannungen. Die Verstärkereingangsspannung, die an denn 0-Potentiometer ® abgeleitet wird, stellt die Gieränderung in einer Ebene dar, die gegen die Vertikale um einen Winkel 0 geneigt ist, und die Eingangsspannung von dem 0-Potentiometer stellt die Längsneigungsänderung in derselben Ebene- dar. Die Spannungen, die am Ausgang dieses Leifungsverstärkers erhalten werden, stellen die Funktion cos 0 dar. Diese speisen, wie oben erwähnt, das Potentiometer ® des Längsneigungssystems, das seinerseits abgeleitete Spannungen erzeugt, die der Geschwindigkeit der Azimutänderung entsprechen. Der y-Servoverstärker 144 gtmäß Fig.3 wird von einer der gespeist, um den Zeiger 145 eines Kompasses zu verstellen.The use of the feedback generators for the change controls is particularly important, using the pitch integration system as an example. If the servo motor were used alone to carry out the process of integrating the pitch, then the inherent inertia of the drive would produce such a large error that the system would be practically unusable. However, when the feedback generator is switched on, the generated feedback voltage Efb forms an input voltage for the pitch amplifier and has such a phase relationship to the summed or resulting input signal that it is opposite to it, i.e. that it acts as negative feedback or negative feedback. With a high gain in the control amplifier, the speed of the motor therefore has a linear relationship to the magnitude of the input signal in a manner known per se, ie to the change in the pitch voltage without delay or overregulation, so that both large and small pitch changes are integrated with the same accuracy . It can be seen that with a reversal of the main output signal, Is and an operation. of the motor and generator in the opposite direction, the phase of the generated feedback voltage is also reversed and therefore counteracts the input signal as before. The speed of the azimuth change is determined by decomposing the longitudinal inclination change c) ,, and the yaw change coZ for roll 0 and longitudinal inclination 0. For this purpose, the line amplifier r42 according to FIG. 4 is controlled by the 0 potentiometers. ® and e, which were mentioned above, fed and generated with the help of the transformer 143 two control voltages in antiphase. The amplifier input voltage, which is derived at the 0-Potentiometer ®, represents the yaw change in a plane which is inclined to the vertical by an angle 0, and the input voltage from the 0-potentiometer represents the longitudinal inclination change in the same plane Voltages obtained at the output of this line amplifier represent the function cos 0. This feed, as mentioned above, the Potentiometer ® of the pitch system, which in turn generates voltages derived from the speed of the azimuth change correspond. The y servo amplifier 144 according to FIG. 3 is of one of the fed to adjust the pointer 145 of a compass.

Das ,,B-Servosystem für seitliches Abrutschen enthält einen Servoverstärker 147 mit den folgenden. Eingangsspannungen: Eine Rückkopplungsspannung von dem Generator; eine Spannung von dem 0-Potentiometer (2), die eine Schwerkraftskomponente darstellt; eine Gieränderungsspannung von dem co, -Leitungsverstärker und etin.e Spannung von dem ß-Potentiometer 10, welche eine Seitenkraft wiedergibt. Das Potentiometer (1) wird mit einer Spannung von dem Leitungsverstärker gespeist, der mit dein Potentiometer 2) des h-Servosystems verbunden ist, um die erwähnte, Seitenkraftspannung abzuleiten. Das Potentiometer wird von dem VT-Leitungsverstärker gemäß der Eigengeschwindigkeit gespeist, um eine Eingangsspannung abzuleiten, welche die Giergeschwindigkeit infolge des seitlichen Abrutschens für den coZ Leitungverstärker darstellt; Potentiometer #3 wird von einer gegenphasigen Spannung- des VT-Leitungsverstärkers gespeist, um eine Eingangsspannung abzuleiten, welche die Rollgeschwindigkeit für den 0-Servovers.tärker darstellt.; Potentiometer ® wird von dem 0-Potentiometer (Dgespeist, um eine Eingangsspannung abzuleiten, die eine Komponente der vertikalen Eigengeschwindigkeit für den Höhenservoverstärker und den Servoverstärker der vertikalen Eigengeschwindigkeit oder der Steiggeschwindigkeit in Fig. 5 darstellt; Potentiometer (D wird mit einer konstanten Gleichspannung gespeist, um eine Spannung abzuleiten, die das seitliche Abrutschen darstellt und dem VT-Poten.tiometer ® zugeführt wird; wobei die dort abgeleitete Spannung dem Zeiger betätigt, den- die Kugel des nachgebildeten Querneigungsmessers 64 gemäß F;g. 3 darstellt.The "B" side slip servo system includes a servo amplifier 147 having the following. Input voltages: a feedback voltage from the generator; a voltage from the 0 potentiometer (2) which is a component of gravity; a yaw change voltage from the co, line amplifier and etin.e voltage from the β potentiometer 10, which represents a side force. The potentiometer (1) is fed with a voltage from the line amplifier, which is connected to the potentiometer 2) of the h-servo system in order to derive the mentioned side force voltage. The potentiometer is powered by the VT line amplifier according to airspeed to derive an input voltage representing the yaw rate due to lateral slip for the coZ line amplifier; Potentiometer # 3 is fed by an anti-phase voltage of the VT line amplifier in order to derive an input voltage which represents the roll speed for the 0-Servover. Potentiometer ® is fed by the 0-potentiometer (D to derive an input voltage, which is a component of the vertical airspeed for the altitude servo amplifier and the servo amplifier of the vertical airspeed or the rate of climb in Fig. 5; Potentiometer (D is supplied with a constant DC voltage in order to derive a voltage that represents the lateral slipping and is fed to the VT-Potentiometer ®; the voltage derived there actuates the pointer, which the ball of the simulated inclinometer 64 according to F ; g. 3 represents.

Gemäß Fig.5 hat der h-Höhenservoverstärker 15o die folgenden Eingangsspannungen: Eine Rückkopplungsspannung von dem Generator 33 und drei andere Spannungen,, die Komponenten der vertikalen Eigengeschwindigkeit darstellen, nämlich eine Spannung vom 0-Potentiometer 1#, eine zweite Spannung von a-Potentiometer Q) und eine dritte Spannung vom ,B-Potentiometer ®. Der Ausgang des Servoverstärkers steuert den Motor 30 in der oben beschriebenen Weise, so daß er sowohl die Potentiometerkontakte als auch ein Anzeigeinstrument 15a betätigt, das einen Druckhöhenmesser darstellt. Im vorliegenden Fall ist der Servomotor 3o mit einer Bremse 153 versehen, die automatisch von einem Solenaid 154 zurückgezogen wird, wenn, der Motor erregt wird. Auf diese Weise wird ein Weiterlaufen des h-Motors nach dem Ausschalten vermieden, so daß -der Höhenmesser 152 keine negative Höhe bei Bodenberührung anzeigen kann. Der Motor 30 wird von dem H-Relais 118 gesteuert, welches den Stromkreis der Motorwicklung 32 unterbricht, wenn das Relais bei Bodenberührung erregt wird, so, daß der h-Servomotor abgeschaltet und gebremst wird.. Die Potentiometer des h-Servosystems arbeiten wie folgt: Potentiometer (1) wird mit einer konstanten SpannungE gespeist, und die abgeleitete Spannung, welche die Höhe über dem Meeresspiegel darstellt, wird dem H-Thyratron 155 zugeführt; Potentiometer #2 wird entsprechend der Eigengeschwindigkeit von dem VT-Potentiometer 1T über den VT-Leitungsverstärker gespeist, um eine Spannung abzuleiten., welche den Einfluß der Höhe auf die angezeigte Eigengeschwindigkeit darstellt. Diese Spannung wird durch den Leitungsverstärker r57 und den Transformator z58 in zwei gegenphasige Steuerspannungen umgewandelt, die als Eingangsspannungen für, die obenerwähnten Potentiometer des ITT- und a-Systems dienen; Potentiometer 03 wird von dem ITT-System durch eine Schubspannung gespeist, um eine Eingangsspannung für den ü), -Leitungsverstärker abzuleiten, die die Wirkung des Motorschubes auf die Gieränderung darstellt; Potentiometer ® wird mit einer konstanten Gleichspannung gespeist, um eine Eingangsspannung für das VT-Potentiometer 7# der Fg. 3 ,abzuleiten, welches seinerseits ein Gleichstrominstrument 62 zur Darstellung der Eigengeschwindigkeit speist. Die Anzeige der Eigengeschwindigkeit wird daher in Abhängigkeit von Höhenänderungen korrigiert.5, the h-altitude servo amplifier 15o has the following input voltages: a feedback voltage from generator 33 and three other voltages representing components of the vertical airspeed, namely a voltage from 0-potentiometer 1 #, a second voltage from a-potentiometer Q) and a third voltage from the, B-Potentiometer ®. The output of the servo amplifier controls the motor 30 in the manner described above so that it operates both the potentiometer contacts and an indicating instrument 15a which is a pressure altimeter. In the present case, the servo motor 3o is provided with a brake 153 which is automatically withdrawn by a solenaid 154 when the motor is energized. In this way, the h-motor is prevented from continuing to run after it has been switched off, so that the altimeter 152 cannot indicate a negative height when it comes into contact with the ground. The motor 30 is controlled by the H-relay 118, which breaks the circuit of the motor winding 32 when the relay is energized on contact with the ground, so that the h-servo motor is switched off and braked. The potentiometers of the h-servo system operate as follows : Potentiometer (1) is fed with a constant voltage E, and the derived voltage, which represents the height above sea level, is fed to the H-thyratron 155; Potentiometer # 2 is fed according to the airspeed from the VT potentiometer 1T via the VT line amplifier in order to derive a voltage which represents the influence of altitude on the displayed airspeed. This voltage is converted by the line amplifier r57 and the transformer z58 into two antiphase control voltages, which serve as input voltages for the aforementioned potentiometers of the ITT and a system; Potentiometer 03 is fed from the ITT system by a shear voltage in order to derive an input voltage for the ü), line amplifier, which represents the effect of the engine thrust on the yaw change; Potentiometer ® is fed with a constant direct voltage in order to derive an input voltage for the VT potentiometer 7 # of FIG. 3, which in turn feeds a direct current instrument 62 for displaying the vehicle's own speed. The display of the airspeed is therefore corrected depending on changes in altitude.

Das Servosystem für Steig- und Fallgeschwindigkeit oder vertikale Eigengeschwindigkeit enthält einen Servoverstärker 16o, der ein Potenttiometer gemäß der vertikalen Eigengeschwindigkeit steuert, eine Nockeftscheibe 161 verstellt und ein Anzeigeinstrument 162 betätigt, welches als Meßgerät für die Steigungsänderung oder vertikale Eigengeschwindigkeit dient. Die Eingangsspannungen für den Verstärker 16o enthalten eine Rückkopplungsspannung von dem Generator sowie drei Spannungen, welche Komponenten der vertikalen Eigengeschwindigkeit darstellen, und eine Ansprechspannung, welche die vertikale Eigengeschwindigkeit von dem Potentiometer(D wiedergibt, das von einer konstanten Spannung E gespeist wird. Die drei Spannungen, welche die Komponenten der vertikalen Eigengeschwindigkeit darstellen, werden von dem O-PotentionieteT (D, dem a-Potentiometer 0 und von dem ß-Potentiomeer ® abgeleitet. Die Steiggeschwindigkeitsspannung von Potentiometer 1# dient auch als Eingangsspannung für das obenerwähnte W-L-Thyratron 121 gemäß Fig. 4. .The servo system for climbing and falling speeds or vertical airspeed contains a servo amplifier 16o which controls a potentiometer according to the vertical airspeed, adjusts a cam disk 161 and operates a display instrument 162 which serves as a measuring device for the change in slope or vertical airspeed. The input voltages to amplifier 16o include a feedback voltage from the generator and three voltages representing components of the vertical airspeed and a response voltage representing the vertical airspeed from the potentiometer (D, which is fed by a constant voltage E. The three voltages , which represent the components of the vertical airspeed, are derived from the O-PotentionieteT (D, the a-Potentiometer 0 and from the ß-Potentiomeer ®. The rate of climb voltage from potentiometer 1 # also serves as the input voltage for the above-mentioned WL-Thyratron 121 according to Fig. 4..

Die h-Servonockenscheibe 161 steuert einen Schalter 163, der gemäß der kritischen, vertikalen Eigengeschwindigkeit eingestellt ist, um einen nachgebildeten »Absturz«-Alarm zu geben. Wenn die vertikale Eigengeschwindigkeit beim Abwärtsflug z. B. größer ist als 17o m (5oo Fuß) pro Minute, dann wird durch die Nockenscheibe der Kontakt 164 betätigt und steuert Stromkreise, die eine »Absturzlandung« nachahmen. Ein. sogenanntes Absturzrelais 166 ist vorgesehen, das sowohl von dem Nockenschalter 163 als auch - dem H-Thyratronschalter 167 - betätigt wird. Der Schalter wird von einem Relais 168 betätigt, das seinerseits von dem H-Thyratron 155 gespeist wird. Der Schalter 167 wird von seinem Relais betätigt, wenn das H-Thyratron gezündet wird, um die Höhe des Erdbodens anzuzeigen, so daß hierdurch der Absturzkreis am Kontakt 169 geschlossen und das Absturzrelais 166 erregt wird, falls die vertikale Eigengeschwindigkeit im Zeitpunkt der »Landung« zu groß ist. Die Wirklichkeit kann. weiter dadurch nachgebildet werden, daß ein vom Flugzeugführer betätigter Schalter 170 im Nebenschluß zu dem Nockenschalter 163 liegt, um die Stellung des Fahrgestells anzuzeigen. Der Schalter 170 stellt .in der gezeichneten Lage das eingezogene Fahrgestell dar, so daß, wenn. der Pilot versucht, mit eingezogenem Fahrgestell zu landen, das Absturzrelais 166 betätigt wird. Eine geeignete Absturzwarnung oder Nachahmung kann vorgesehen sein; z. B. kann der Absturzrelaisschalter 171 einen Kreis für ein Horn 172 .od. dgl. schließen, oder Blitzlichtröhren. können entzündet werden.The h servo cam 161 controls a switch 163 which is shown in FIG the critical, vertical airspeed is set to a simulated Giving a "crash" alert. When the vertical airspeed when flying downwards z. B. is greater than 17o m (500 feet) per minute, then the cam contact 164 actuates and controls circuits that mimic a "crash landing." A. so-called crash relay 166 is provided, which is used by both the cam switch 163 as well as - the H-thyratron switch 167 - is operated. The switch is from a relay 168 actuated, which in turn is fed by the H-thyratron 155. The switch 167 is operated by its relay when the H-thyratron is ignited is to indicate the height of the ground, so that hereby the fall circle on Contact 169 closes and the crash relay 166 is energized if the vertical Airspeed at the time of "landing" is too great. Reality can. are further simulated in that a switch operated by the pilot 170 is shunted to cam switch 163 to adjust the position of the chassis to display. The switch 170 sets the retracted chassis in the position shown so if. the pilot tries to close with the undercarriage retracted land, the crash relay 166 is actuated. A suitable fall warning or imitation can be provided; z. B. the crash relay switch 171 can have a circuit for a Horn 172 .od. Like. Close, or flash tubes. can be ignited.

Das H-Thyratron 155 wird so gesteuert, daß das H-Relais 118 entsprechend der korrigiertem: Höhe des Flugplatzes erregt wird. Zu diesem Zweck stellt der Lehrer die Steuerpotentiometer 17, 18 ein, um Spannungen abzuleiten., die die angenommene 'Höhe des Flugplatzes über dem Meeresspiegel und den Barometerdruck am Flugplatz berücksichtigen. Die betreffenden abgeleiteten Spannungen werden als Eingangsspannungen für das H-Thyratron, zusammen mit einer Höhenspannung von dem i',-Servopotentiometer (Dbenutzt. Wem die Resultierende dieser Spannungen an dem Steuergitter negativ ist, wird die korrigierte Rollbahnhöhe angezeigt, und. das H-Thyratron zündet, so daß das H-Thyratronrelais 168 erregt wird.The H-thyratron 155 is controlled so that the H-relay 118 is energized according to the corrected: altitude of the airport. For this purpose, the teacher adjusts the control potentiometers 1 7, 1 8 to derive voltages that take into account the assumed altitude of the airfield above sea level and the barometric pressure at the airfield. The relevant derived voltages are used as input voltages for the H-thyratron, together with a height voltage from the i ', servo potentiometer (D. If the resultant of these voltages on the control grid is negative, the corrected runway height is displayed, and. The H-thyratron ignites so that the H-thyratron relay 168 is energized.

Der Gieränderungs-ü),Leitungsverstärker 175 dient zur Erzeugung von gegenphasigen Spannungen gemäß der Gieränderung. Die Verstärkereingangsspannungen enthalten eine Rüdekopplungsspannung, die durch den Schalter 176 nur eingeschaltet wird, wenn das H-Hauptrelais 118 erregt ist, um den Rollbahnbetrieb darzustellen; ferner eine Seitensteuer- oder Wendegeschwindigkeitsspannung, die von dem Kontakt 8' des vom Flugschüler bedienten Seitenruderpotentiometers 8 abgeleitet ist; eine Spannung des seitlichen. Abrutschens von dem ß-Potentiometer 2); ferner zwei Bremsspannungen und eine Lenkradspannung für den Rollbahnbetrieb und schließlich eine Schubspannung von dem h-Potentiometer (3). Die Schubspannung wird durch den Schalter 177 des Eigengeschwindigkeitsrelais 68 ausgeschaltet, wenn das Relais betätigt wird, um die Eigengeschwindigkeit Null darzustellen.The yaw change-ü), line amplifier 175 is used to generate antiphase voltages according to the yaw change. The amplifier input voltages contain a male coupling voltage that is only turned on by switch 176 is when the main H relay 118 is energized to represent runway operation; also a rudder or rate of turn voltage applied by the contact 8 'of the rudder potentiometer 8 operated by the trainee pilot is derived; one Tension of the lateral. Slipping off the ß-potentiometer 2); also two braking voltages and a steering wheel tension for runway operation and finally a shear tension from the h potentiometer (3). The shear stress is controlled by switch 177 of the airspeed relay 68 turns off when the relay is actuated to zero airspeed to represent.

Die, verstärkte resultierende Ausgangsspannung des coZ Leitungsverstärkers wird einem Transformator 178 zugeführt, dessen Sekundärseite gegenphasige Spannungen-co, und +co, erzeugt, von denen die erste für die Rückkopplung und für andere Teile der Anlage benutzt wird. Die zweite Spannung erregt einen phasenempfindlichen Gleichrichter 179, der den Wendeanzeiger des nachgeahmtem Querneigungsmessers 64 gemäß Fig. 3 be- tätigt. Wie oben erwähnt, wird die Kugel dieses Meßgerätes von dem VT-System durch eine Spannung betätigt, welche Komponenten des seitlichen Abrutschens und der Eigengeschwindigkeit darstellt.The amplified resulting output voltage of the coZ line amplifier is fed to a transformer 178, the secondary side of which generates voltages in phase opposition -co, and + co, the first of which is used for feedback and for other parts of the system. The second voltage excites a phase-sensitive rectifier 179, which makes the turn indicators of the imitated transverse inclinometer 64 of FIG. 3 loading. As mentioned above, the ball of this gauge is actuated by the VT system by a voltage which is a component of side slip and airspeed.

Die wesentlichen Elemente eines nachgebildeten-Flugübungsgerätes sind damit beschrieben, und eine ausführliche Beschreibung des Betriebes bei verschiedenen Flugmanövern, wie Kurven,, Rollen, Schleifenflug usw., ist für das Verständnis. der vorliegenden Erfindung nicht nötig. Es genügt, festzustellen, daß Änderungen in den primären Eingangsspannungen, die von den pilotengesteuerten Gashebel-, Querruder-, Höhenruder- und Seitenruderpotentiometern herrühren, das Gleichgewicht der Eigengeschwindsgkeits-, Roll-, Längsneigungsänderungs- und Gieränderungssysteme verändern, die wiederum auf andere Servosysteme, z. B. Anstellwinkel, Längsneigung, Höhe und seitliches Abrutschen, einwirken, um diese Systeme zu verstellen oder .in neue Gleichgewichtslagen wie beim wirklichen Flug zu bringen. Eine Zunahme der Eigengeschwindigkeit infolge erhöhter Bremsleistung, die durch die positivere Spannung an dem VT-Eingang von dem Gashebelpotentiometer 5 dargestellt wird, verursacht z. B., daß der Eigengesehwindigkeitsservomotor eine neue Gleichgewichtslage in Richtung einer höheren Eigengeschwindigkeit aufsucht, mit dem Ergebnis, daß die Potentiometerkontakte des VT-Systems alle nach oben rücken. Im Falle des Potentiometers 10 wird die VT-Spannung erhöht, und da diese Spannung das Potentiometer des 0-Systems erregt, wird die an, diesem Potentiometer abgeleitete Spannung, die als Eingangsspannung für den Höhen- und Steiggeschwindigkeitsservomotor dient, erhöht, so daß, wenn 0 größer oder kleiner als Null ist, entsprechende Änderungen in der Höhe und: ,der Vertikalgeschwindigkeit angezeigt werden. Die abgeleitete Spannung vom. Potentiometer (2) beeinflußt Potentiometer C) des Anstellwinkelservomotors, so daß die Luftwiderstandsspannung infolge der erhöhten Eigengeschwindigkeit zunimmt. Die Schubspannungen der Potentiorneter (» und ® sind oben erwähnst worden; die erste vergrößert die Eigengeschwindigkeit infolge der Zunahme der Bremsleistung, und die zweite, die von dem h-Servomotor beeinflußt wird, verändert die Gieränderung. Die Spannungen von den Potentiometern (3) und ƒ, welche Schwerkraftsfaktoren darstellen, werden von dem 0-Potentionneter (D beeinflußt und zum Teil auch von dem a-Potentiom eter ®, um eine Schwerkraftseingangsspannunfür das Anstellwinkelservosystem zu erzeugen. Andere abgeleitete Spannungen von den 0-P-3tentiometer (2) werden von dem Rollpotentiometer (2D beeinflußt, um zusätzliche Schwerkraftskomponemten für die ß- und a-Servomotoren und auch das W-L-Thyratron darzustellen. Die Funktion der Potentiometer 7) und ® ist oben beschrieben wordlen; sie dienen dazu, Fluganzeigeinstrumente ezubetätigen. Das VT-Servosystem nimmt seine neue Gleichgewichtslage ein, wenn die vergrößerte Luftwiderstandsspannung von dem a-Servosystenn und auch die geänderte Schwerkraftskomponentenspannung die vergrößerte Schubspannung ausgleichen und dabei den VT-Servomotor bei der neuen Eigengeschwindigkeit abschalten.The essential elements of a simulated flight training device are thus described, and a detailed description of the operation at various Flight maneuvers, such as turns, rolls, looping, etc., is for understanding. of the present invention is not necessary. Suffice it to say that changes in the primary input voltages supplied by the pilot-controlled throttle, aileron, Elevator and rudder potentiometers, the balance of the Eigengeschwindsgkeits-, Roll, pitch change, and yaw change systems change, which in turn to other servo systems, e.g. B. angle of attack, pitch, height and lateral Slipping off, acting to adjust these systems or into new equilibrium positions as to bring in real flight. An increase in airspeed as a result increased braking power due to the more positive voltage at the VT input of the throttle potentiometer 5 is shown, causing z. B. That the self-speed servo motor seeks a new equilibrium position in the direction of a higher airspeed, with the result that the potentiometer contacts of the VT system all move up. In the case of the potentiometer 10, the VT voltage is increased, and there this voltage the potentiometer of the 0 system is energized, the derived from this potentiometer Voltage used as the input voltage to the elevator and rate of climb servomotor is increased so that if 0 is greater or less than zero, corresponding changes in height and:, the vertical speed are displayed. The derived Tension from. Potentiometer (2) influences potentiometer C) of the pitch servomotor, so that the air resistance tension increases as a result of the increased airspeed. The shear stresses of the potentiometers (»and ® have been mentioned above; the first increases the airspeed as a result of the increase in braking power, and the the second, which is influenced by the h servo motor, changes the yaw change. the Voltages from the potentiometers (3) and ƒ, which gravity factors are influenced by the 0-potentiometer (D and partly also by the a-Potentiometer ® to provide a gravity input voltage for the pitch servo system to create. Other voltages derived from the 0-P-3tentiometer (2) are from the roll potentiometer (2D manipulated to provide additional gravity components for to represent the ß and a servomotors and also the W-L thyratron. The function the potentiometer 7) and ® has been described above; they serve to flight display instruments e to operate. The VT servo system assumes its new equilibrium position when the increased drag voltage from the a-servo system and also the changed one Gravity component stress to compensate for the increased shear stress and thereby switch off the VT servomotor at the new vehicle speed.

Die Fig. 7, 8 und 9 stellen in Einzeldarstellungen die wesentlichen Relais und Steuerpotentiometer dar, die hauptsächlich für die Nachbildung des Rallbahnbetriebes und der Abflug- und Landemanöver benutzt werden,. Diese Geräte sind schon in Verbindung mit den verschiedenen Servosystemen der Fig. 3, q. und 5 beschrieben worden. Die vollständige Arbeitsweise der Geräte der Fig. 7 bis 9 wird in Verbindung mit dem »Bodenberührungssystem« beschrieben. Arbeitsweise des Bodenberührungssystems Das Bodenberührung.ssystein enthält als Grundelemente das W-L-Thyratron 121 und das H-Thyratron 155, welches das Haupt-H-Relais 118 steuert. Das Haupt-LI-Relais beeinflußt seinerseits entweder direkt oder indirekt die verschiedenen Elemente des Rechengerätes der Fig. 3 bis 5. Aus Fig. 9 geht hervor, daß die Eingangsspannungen des W-L-Thyratrons so bemessen sind, daß eine verhältnismäßig kleine Änderung in der Steiggeschwindigkeit oder vertikalen Eigengeschwindigkeit eine Wirkung an dem Gitter des Thvratrons hervorruft, die derjenigen Wirkung gleichwertig ist, die durch eine große Veränderung durch W-L verursacht wird. Wenn sich das Flugzeug im Stillstand auf der Rollbahn befindet, wird das H-Thyratron erregt, da die resultierende Eingangsspannung negativ ist; das W-L-Thyratron ist jedoch nicht erregt, da die W-L-Eingangsspannungen mit Ausnahme von die Null ist, überwiegend positiv sind. Bei dem nachgeahmten Abflug nimmt TAT zu, wenn das Flugzeug Geschwindigkeit aufnimmt, indem es über die Rollbahn läuft, wobei die W-L-Spannungen fortschreitend weniger positiv werden und, die gleich Null bleibt. Wenn VT zu- nimmt, -nimmt auch die Auftriebsspannung vom a-Potentiometer 1) zu., da der a-Servomotor beim Rollbainbetrieb einen positiven Winkel hat. Schließlich wird VT genügend groß, so daß der Auftrieb den Luftwiderstand überwiegt und die W-L-Eingangsspannungen eine resultierende- negative Spannung ergeben, so daß das W-L-Thyratron erregt wird und das Hauptrelais H abgeschaltet wird.7, 8 and 9 show the essential relays and control potentiometers, which are mainly used for simulating the runway operation and the take-off and landing maneuvers, in individual representations. These devices are already in connection with the various servo systems of Fig. 3, q. and 5 have been described. The complete operation of the devices of FIGS. 7 through 9 is described in connection with the "ground contact system". How the ground contact system works The ground contact system contains the WL thyratron 121 and the H thyratron 155, which controls the main H relay 118, as basic elements. The main LI relay in turn influences either directly or indirectly the various elements of the arithmetic unit of FIGS. 3 to 5. From FIG. 9 it can be seen that the input voltages of the WL thyratron are such that a relatively small change in the rate of climb or vertical airspeed produces an effect on the grid of the thvratron equivalent to that caused by a large change by WL. When the aircraft is stationary on the runway, the H-thyratron is energized because the resulting input voltage is negative; however, the WL thyratron is not energized because the WL input voltages, with the exception of which is zero are predominantly positive. In mock departure, TAT increases as the aircraft gains speed by walking across the runway, with the WL voltages progressively becoming less positive and the remains equal to zero. If VT increases , the lift voltage from the a-potentiometer 1) also increases, since the a-servomotor has a positive angle when operating the rollbain. Finally, VT becomes sufficiently large so that the lift outweighs the air resistance and the WL input voltages result in a negative voltage, so that the WL thyratron is excited and the main relay H is switched off.

Wenn das Haupt-H-Relais stromlos wird, beginnt das a-System nach Fig. 3 zu arbeiten. In dein erregten Zustand bewirkt das. H-Relais durch die Schalter 185 und 186, daß der Eingang des a-Verstärkers geerdet ist. Im stromlosen Zustand ist der a-Servomotor auf einen vorbestimmten positiven Anstellwinkel eingestellt, den- die Drenpunktlage des Flugzeuges auf der Rollbahn darstellt, so daß das a-Potentiometer (i) eine Auftriebsspannung -je nach der angezeigten Eigengeschwindigkeit erzeugt, die durch VT in Abhängigkeit vom h-Potentiometer 2) dargestellt wird, Dieser positive Anstellwinkel ist durch das a-Potentiometer ƒ dargestellt, welches eine positive Spannung ableitet. Wenn das a-Sys,tem nun normal arbeitet, wird eine positive Steiggeschwindigkeit angezeigt, und der Höhenservomotor fängt an zu arbeiten und eine zunehmende Höhe anzuzeigen. Sobald die Höhe zunimmt, wird die Eingangsspannung für das H-Thyratron positiv, so daß das H-Thyratron abgeschaltet wird. Die Abflugvorgänge sind nun beendet, da alle Se:rvomotorean, die von dem H-Relais beeinflußt werden,, nämlich das a-System gemäß Fig. 3, die 0- und <cy Systeme gemäß Fig. q. und die H- und to. ,-Systeme gemäß Fig. 5, nun für den normalen Flugbetrieb eingeschaltet sind. Wie oben. erwähnt, steuert das H-Relais direkt den Motorgeneratorsatz des h-Servosys.tenns und nicht die Vers.tärkereingänge.When the main H relay is de-energized, the a-system begins according to Fig. 3 to work. In your excited state, this causes the H-relay through the switch 185 and 186 that the input of the A amplifier is grounded. In the de-energized state the a-servo motor is set to a predetermined positive angle of attack, den- represents the dren point position of the aircraft on the runway, so that the a-potentiometer (i) creates a buoyancy tension -depending on the displayed airspeed, which is represented by VT as a function of the h potentiometer 2), this positive The angle of attack is represented by the a-potentiometer ƒ, which is a dissipates positive voltage. If the a-system now works normally, it becomes a positive one Rate of climb is displayed and the altitude servo starts to work and indicate an increasing altitude. As soon as the height increases, the input voltage will positive for the H-thyratron, so that the H-thyratron is switched off. The departure procedures are now finished, since all Se: rvomotorean, which are influenced by the H-relay, namely the a-system according to FIG. 3, the 0 and <cy systems according to FIG. q. and the H- and to. , Systems according to FIG. 5, now switched on for normal flight operations are. As above. mentioned, the H-relay directly controls the engine-generator set of the h-Servosys.tenns and not the amplifier inputs.

Solange das nachgeahmte Flugzeug sich »in, der Luft« befindet, ist das H-Thyratron abgeschaltet. Während das Flugzeug »fliegt«, hängt die Betätigung des W-L-Thyratrons hauptsächlich von dein Wert ab und nur zu einem kleinen Teil von W-L, weil die relativen Werte der betreffenden Eingangswiderstände entsprechend gewählt wurden. Im Flugzustand wird das W-L-Thyratron erregt, wenn positiv ist, und abgeschaltet, wenn negativ ist. Das H-Thyratron bleibt jedoch abgeschaltet, und demgemäß bleibt auch das H-Hauptrelais abgeschaltet, solange das Flugzeug von: der Luft getragen wird.As long as the imitated aircraft is "in, the air", the H-thyratron is switched off. While the airplane "flies", the operation of the WL-Thyratron depends mainly on your worth from and only to a small part of WL, because the relative values of the relevant input resistances were selected accordingly. In flight the WL-Thyratron is excited if is positive, and switched off when is negative. However, the H-thyratron remains switched off, and accordingly the H-main relay also remains switched off as long as the aircraft is carried by the air.

Wenn das Flugzeug sich der Landung nähert, wird das W-L-Relais abgeschaltet, weil das Flugzeug an Höhe verliert und daher negativ ist. Wenn das Flugzeug schließlich die Rollbahn berührt, wird das H-Thyratronrelais, wie oben erwähnt, erregt, und auch das H-Hauptrelais (Fig. 9) wird eingeschaltet. Der Motor des h-Servosystems wird dann sofort durch seine Bremse 153 (Fig. 5) angehalten, und das kehrt in seine Nullstellung zurück. Das W-L-Relais bleibt enterregt, weil W größer als L ist, und die resultierende Spannung am Eingang des. W-L-Thyratrons ist positiv, selbst wenn gleich Null ist. Die Notwendigkeit einer für das W-L-Thyratron geht aus dem folgenden Beispiel hervor; bei einem Landungsmanöver »hungert« der Flugzeugführer das Flugzeug aus, bevor die Rollbahn berührt wird, wobei der Faktor W-L negativ bleibt, selbst wenn das Flugzeug Höhe verliert. Dies bedeutet, daß der Auftrieb. das Gewicht bei einer ausgehungerten Landung überwiegt, da die Beschleunigung tatsächlich positiv, d. h. nach oben gerichtet ist. Wenn nun die positive amEingang fortgelassen würde, dann würde das W-L-Thyratron bei einer ausgehungerten Landung erregt werden, so daß das H-Hauptrelais abgeschaltet wäre, während das H-Thyratro:n erregt wäre. Der Höhenmesser, der von dem H-Hauptrelajis gesteuert wird, würde weiter betätigt mit dem Ergebnis, daß der Flugzeugführer das Flugzeug scheinbar unter den Boden »fliegen« würde.As the aircraft approaches landing, the WL relay is turned off because the aircraft is losing altitude and therefore is negative. When the aircraft finally touches the runway, the H-thyratron relay is energized, as mentioned above, and the H-main relay (Fig. 9) is also switched on. The motor of the h-servo system is then stopped immediately by its brake 153 (Fig. 5), and that returns to its zero position. The WL relay remains de-excited because W is greater than L , and the resulting voltage at the input of the WL thyratron is positive, even if equals zero. The need for one for the WL thyratron can be seen from the following example; During a landing maneuver, the pilot "starves" the aircraft before it touches the runway, with the WL factor remaining negative even if the aircraft loses altitude. This means that the buoyancy. the weight outweighs the starved landing because the acceleration is actually positive, ie directed upwards. If now the positive at the entrance, the WL thyratron would be energized on a starved landing so that the H main relay would be switched off while the H thyratron would be energized. The altimeter, which is controlled by the H-main relay, would continue to be actuated with the result that the pilot would appear to "fly" the aircraft under the ground.

Es ist wichtig, zu beachten, daß .die Arbeitsweise des W-L-Tlyratrons von den W-L-Spannungen bestimmt wird, wenn sich das Flugzeug auf der Rollbahn befindet, und von der wenn das Flugzeug von der Luft getragen wird. Diese doppelte Funktion des Thyratrons ist not- wendig, wenn das System sowohl bei der Landung als auch beim Abflug richtig arbeiten soll. Beim Abflug kann das H-Thyratron nicht abgeschaltet werden, bevor das H-Hauptrelais stromlos ist, und das H-Hauptrelais kann nicht abgeschaltet werden, bevor das W-L-Thyratronrelais erregt ist. Der Al- flugsvorgang wird daher von dem W-L-Thyratron »ausgelöst«. Bei dem Landevorgang wird das W-L-Thyratron erregt, weil negativ ist. Das H-Hauptrelais wird erregt, sobald das H-Thyra- tron Strom führt. In diesem Fall löst daher das H-Thyratron den Landevargang aus. Die Fig. 7 und 8 zeigen, wie die Betätigung des nachgebildeten Lenkrades und der Bremsen vor sich geht, wenn sich das Flugzeug auf der Rollbahn befindet. Wie aus Fig. 7 hervorgeht, wird das vom Lenkrad oder O gesteuerte Relais 75, welches die O- und a-Servosysteme gemäß Fig. 3 beeinflußt, durch den O-Nockenschalter 86, den coy Thyratron- schalter i i i und den H-Thyratronschalter 167 be- tätigt. In anderen Worten müssen die folgenden Zustände vorliegen, bevor das Lenkradrelais erregt werden kann: erstens Null- oder Rollbahnlage, zweites Längsneigungsänderung kleiner als Null und drittens eine vorbestimmte Längsneigungslage, welche die Dreipunktlandestellung des Flugzeuges darstellt. In Verbindung mit der Bedingung-2 sei darauf. hingewiesen, daß eine beschränkter negative Längsneigungslage auch" bei einer Verzögerung des Flugzeuges irifolge des Abbremsens auftreten kann, bevor das Lenkrad den Boden berührt. Aus Fig. 8 geht hervor; daß, wenn das Lenkrad- relai.s erregt wird, das Erdpotential durch den Schalte- 87 von dem Lenkradpotenttiometer 14 fortgeschaltet wird, so daß die Betätigung des Lenkradpotentiometers durch den Piloten jetzt eine Eingangsspannung für dien co,-Leitungsverstärker bewirkt. Wie oben erwähnt, werden die co,- Span- nungen des Transformators 178 durch Pollen und Längsneigung zusammen mit den w,,-Komponenten beeinflußt, um das Kompaßanzeigegerät 145 (Fig.3) zu steuern. Eine Wendebewegung des Flugzeuges am Boden kann. daher durch die Lenk- radbetätigung nachgeahmt werden, wenn =VT größer als Null ist. Es sei darauf hingewiesen, daß das Lenkrad sich auch hinten am Flugzeug befinden kann, daß es sich also nicht nur um ein Vorder- rad handeln muß. Das Bremsrelais gemäß Fig. 3 und 5 wird durch den VT-Nockenschalter 66 und den H-Thyratron- relaisschalter 167 betätigt. Das Bremsrelais wird also nur bei Rollbahnhöhe eingeschaltet und wenn VT größer als Null ist. Wein das Bremsrelais er- regt wird, das Erdpotential von dem Lenkrad- potentiorneter 1q. durch den Schalter 188 abge- schaltet, der Schalter 189 entfernt das Erdpotential von dem linken und rechten Bremspotentiometer 12 und 13, und der Schalter igo entfernt das Potential von dem rechten (2) Bremspotentiometer 12a. Gleichzeitig liefern die Schalter 189 und igo (Fig.8) Bremspotentiometern Potentiale -E und -h E. Der Flugschüler kann daher durch Betätigung der linken und rechten Radb:rem:sen. L WB und RWB Steuerpotentialer für verschiedene Servosysteme einschalten, üm den Bremsvorgang nachzuahmen. Das linke- Bremspotentiometer und das rechte Bremspotentionveter (i), die von Potentialen der gleichen Polarität gespeist werden, liefern z. B. beider Verzögerungsspannungen an den VT-Servomotor, um die Eigengeschwindigkeit bei Anwendung der Bremsen zu erniedrigen. Beide Potentiometer liefern eine Spannung an das W. -System, um einer leichte Abwärtslage des Flugzeuges nachzuahmen, wenn die Bremsen betätigt werden; damit das Lenkrad den Boden berührt. Außerdem liefern das linke Bremspotentiometer und das rechte Bremspotentiometer (2) Spannungen für das %- System, um die Wendesteuerung nachzuahmen, wenn nur eine Bremse betätigt wird. Es sei bemerkt, daß die rechte Bremssteuerung zwei Potentiomieter an Stelle eines einzigen Potentiometers benutzt. Dies ist der Fall, weil das rechte Bremspotentiometer 0 mit einer Spannung gespeist werden. muß, die entgegengesetzter Polarität wie das linke -Bremspotentiometer hat, um entgegengesefizte Steuerspannung für eine Rechts- und Linkswendung zu erzeugen.. Wenn daher eine gleichmäßige Bremsung an dem LWB-Potentiometer (1) und RWB-Potertiometer 0 hervorgerufen wird, steuern diese Potentiometer gemeinsam dos VT- und, coy-System, um das Flugzeug ohne Wendung zu verzögern und um seine Spitze, wie erwähnt, zu senken. Wenn eine nicht gleichmäßige Bremsung zur. Wendung auf der Rollbahn benutzt wird, steuern die LWB-Potentiorn.ete@r (D und RWB-Potentiometer 20 gemeinsam das c),- und die damit verbundenen Systeme, um sowohl die Wendegeschwindigkeit auf dem Instrument 6q. als auch die Kompaßlage am Kompaß 145 (Fig. 3 anzuzeigen. Wenn die Brennen angezogen sind und das Flugzeug auf der Rollbahn stillsteht, kann der VT-Servomotor nicht betätigt werden, da die negativen Bremspotentiale am größten sind und die positiven Schubspannungen überwiegen. Der VT-Servomotor wird daher in seiner Nullstellung gehalten.It is important to note that the operation of the WL tlyratron is determined by the WL voltages when the aircraft is on the runway and by the when the aircraft is airborne. This dual function of the thyratron is necessary manoeuvrable when the system is both on landing as well as working properly on departure. At the The H-Thyratron cannot be switched off for take-off before the main H relay is de-energized, and the H main relay cannot be switched off, before the WL thyratron relay is energized. The Al- The flight process is therefore carried out by the WL thyratron "Triggered". During the landing process this will be WL-Thyratron excited because is negative. That H-main relay is energized as soon as the H-Thyra- tron carries electricity. In this case, therefore, solves the H-Thyratron completes the landing process. 7 and 8 show how the operation of the simulated steering wheel and the brakes goes up when the aircraft is on the tarmac is located. As can be seen from Fig. 7, the Steering wheel or O controlled relay 75, which the Influenced O- and a-servo systems according to Fig. 3, by the O-cam switch 86, the coy thyratron switch iii and the H-thyratron switch 167 makes. In other words the following must be Conditions exist before the steering wheel relay energizes can be: firstly zero or taxiway position, second pitch change less than zero and thirdly, a predetermined pitch position, which is the three-point landing position of the aircraft represents. In connection with condition-2 let thereon. pointed out that a limited negative Longitudinal inclination also "with a deceleration of the The aircraft may occur as a result of braking, before the steering wheel hits the ground. From Fig. 8 it follows; that when the steering wheel relai.s is excited, the earth potential through the Switch 87 from steering wheel potentiometer 14 is advanced so that the actuation of the Steering wheel potentiometer by the pilot now one Input voltage for the co, line amplifier causes. As mentioned above, the co- voltages of the transformer 178 by pollen and Longitudinal slope together with the w ,, components influenced to the compass display device 145 (Fig.3) to control. A turning movement of the Aircraft on the ground can. therefore through the steering wheel actuation can be imitated if = VT is greater than is zero. It should be noted that the Steering wheel are also located on the back of the aircraft that it is not just a front wheel must act. The brake relay according to FIGS. 3 and 5 is through the VT cam switch 66 and the H-thyratron relay switch 167 actuated. The brake relay will so only switched on at runway height and when VT is greater than zero. Does the brake relay is excited, the earth potential of the steering wheel potentiometer 1q. switched off by switch 188 switches, the switch 189 removes the ground potential from the left and right brake potentiometers 12 and 13, and the igo switch removes that Potential from the right (2) brake potentiometer 12a. At the same time, switches 189 and igo (Fig.8) Brake potentiometers potentials -E and -h E. The trainee pilot can therefore by operating the left and right wheelb: rem: sen. Switch on L WB and RWB control potentials for different servo systems in order to imitate the braking process. The left brake potentiometer and the right brake potentiometer (i), which are fed by potentials of the same polarity, supply z. B. both deceleration voltages to the VT servo motor to lower the vehicle's own speed when the brakes are applied. Both potentiometers supply a voltage to the W. system in order to simulate a slight downward position of the aircraft when the brakes are applied; so that the steering wheel touches the ground. In addition, the left brake potentiometer and the right brake potentiometer (2) provide voltages for the% system to mimic the reversing control when only one brake is applied. It should be noted that the right brake control uses two potentiometers instead of a single potentiometer. This is the case because the right brake potentiometer 0 is supplied with a voltage. has to have the opposite polarity as the left brake potentiometer in order to generate opposing control voltage for a right and left turn. Therefore, if an even brake is caused on the LWB potentiometer (1) and RWB potentiometer 0, these potentiometers control together dos VT and, coy system to decelerate the aircraft without turning and lower its tip as mentioned. If braking is not smooth for. Turning on the runway is used, control the LWB-Potentiorn.ete@r (D and RWB potentiometer 20 together the c), - and the systems connected to both the turning speed on the instrument 6q. as well as the compass position on compass 145 (Fig. 3. When the burners are on and the aircraft is stationary on the runway, the VT servo motor cannot be operated because the negative braking potentials are greatest and the positive shear voltages predominate. The VT -Servo motor is therefore held in its zero position.

Wenn man die Bodenbetätigung des H-Hauptrelais zusammenfaßt, ergibt sich, daß bei seiner Rollbahnbetätigung das a-Servosystem über die Bodenschalter 185 und 186 mit Ausnahme einer coY Eingangsspannung abgeschaltet wird., welch letztere durch den Schalter 92 des Lenkradrelais 75 abgeschaltet wird, wenn das Lenkrad die Rollbahn berührt. Der a-Servomotor wird dann automatisch in die Dreipunktrollbahnlage durch eine Ansprechspannung von dem Potentio:meter ƒ gebracht. Für dien Rollbahnbetätigung sind die Werte von O und a so klein, daß die Resultierende sehr kleine Spannung vom Potentiometer ® vernachlässigt werden kann. Das coY-System wird nun durch Schalter io5 und io6 durch zwei Auftriebs- und Gewichtsspannungen beeinflüßt, deren kombinierte Wirkung ein negatives Längs.neigungsmoment darstellt, das durch eine Reaktionskraft zwischen dem Boden und den Haupträdern um den Schwerpunkt verursacht wird. Hierdurch wird die Spitze des Flugzeuges gesenkt, so daß der Vorderradkontakt geschlossen wird. Das 0-System wird einfach, auf eine: Lagespannung an den. Kontakten 128 und r29 umgeschaltet, die den Rollwinkel Null darstellen. Es sei bemerkt, daß das Querruderpotentiometer in dem System noch eingeschaltet ist, so daß beim Abflug die Flügel durch die Querruderbetätigung leicht gesenkt werden können, wenn VT einen genügenden Wert besitzt. Das co.- SysteTn wird für die Rollbahnwendungsstenerung dadurch träger gemacht, daß über einen Schalter 176 eine negative Rückkopplungsspannung auf den Verstärkereingang geschaltet wird, und das h-System wird direkt abgeschaltet und durch die kombinierte Wirkung des H-Relais und der Motorbremse 153 abgestoppt. Alle wesentlichen Servosysteme sind daher für den Rollbahnbetrieb durch das H-Hauptrelais richtig, umgeschaltet.If you summarize the ground actuation of the H-main relay, it follows that when it is actuated on the taxiway, the a-servo system is switched off via the floor switches 185 and 186 with the exception of a coY input voltage, the latter being switched off by the switch 92 of the steering wheel relay 75 when that Steering wheel touches the taxiway. The a-servo motor is then automatically brought into the three-point runway position by a response voltage from the potentio: meter ƒ. The values of O and a for actuating the runway are so small that the resulting very small voltage from the Potentiometer ® can be neglected. The coY system is now influenced by switches io5 and io6 by two buoyancy and weight tensions, the combined effect of which is a negative pitch moment caused by a reaction force between the ground and the main wheels around the center of gravity. This lowers the tip of the aircraft so that the front wheel contact is closed. The 0 system is simply based on one: positional tension on the. Contacts 128 and r29 switched, which represent the roll angle zero. It should be noted that the aileron potentiometer in the system is still on, so that the wings can be easily lowered by actuating the ailerons during departure if the VT has a sufficient value. The co. System is made slower for the taxiway reversal control by switching a negative feedback voltage to the amplifier input via a switch 176 , and the h system is switched off directly and stopped by the combined action of the H relay and the motor brake 153. All essential servo systems are therefore correctly switched over for runway operation by the H main relay.

Die übrigen Bodenberührungsrelais sind im allgemeinen oben beschrieben worden. Das 0- oder Lenkradrelais 75, welches betätigt wird, wenn die Längsneigung kleiner oder gleich o° ist, steuert gleichzeitig mit der Einschaltung der co,- und H-Thyratronrelans (Fig.7) die Eingangsspannungen des 0- und a-Systems. gemäß Fig. 3, so daß die negative Längsneigung auf die Dreipunktrollbahnlage eingestellt wird. Es sei jedoch bemerkt, daß eine Zunahme des positiven Wertes von 0 und a für den Abflug möglich ist. Beim, Landen löst der 0-SchaIter 86 die Erregung des Lenkradrelais aus, da dieses Relais so lange nicht eingeschaltet werden kann, als die Spitze des Flugzeuges nach oben. gerichtet ist, selbst wenn die Haupträder sich auf der Rollbahn befinden und die 'Längsneigungsänderung negativ ist. Beim Abflug jedoch leitet der o),-Relaisschalter T i i das Abheben des Lenkrades von der Rollbahn ein, da die Kombination von Eigengeschwindigkeit und Höhensteuer einen positiven Wert von co,, ergibt, der das wy Thyratronrelais i i o abschaltet. Der Schalter i T i wird dann, geöffnet, um die Abschaltung des Lenkradrelais zu verursachen, so daß das 0- und a-Servosystem eine vergrößerte Längsneigung anzeigen können.The remaining ground contact relays are generally described above been. The 0 or steering wheel relay 75, which is actuated when the pitch is less than or equal to o °, controls simultaneously with the activation of the co, - and H-Thyratronrelans (Fig.7) the input voltages of the 0- and a-system. according to Fig. 3, so that the negative longitudinal inclination is adjusted to the three-point runway position. It should be noted, however, that an increase in the positive value of 0 and a for the Departure is possible. When landing, the 0 switch 86 releases the excitation of the steering wheel relay off as this relay cannot be switched on as long as the tip of the Plane to the top. directed even when the main wheels are on the tarmac and the pitch change is negative. At departure, however, the o), - relay switch T i i the lifting of the steering wheel from the taxiway, as the Combination of airspeed and altitude tax a positive value of co ,, results, which switches off the wy thyratron relay i i o. The switch i T i is then opened to cause the steering wheel relay to switch off, so that the 0 and a servo system can display an enlarged pitch angle.

Das VT-Relais ist, wie oben erwähnt, eingeschaltet, wenn VT gleich Null ist, so daß der Schalter 177 an dem a), -Eingang betätigt wird, um die Schubspannung abzuschalten, so daß mindestens eine gewisse Eigengeschwindigkeit für Wendemanöver erforderlich ist: -Der Ausdruck »Relais«, der in der obigen Beschreibung benutzt wurde, soll sich. auf beliebige Arten von Geräten beziehen, die als Relais wirken können, und zwar sowohl auf mechanische als auch auf elektronische Relais.As mentioned above, the VT relay is switched on when VT is equal to zero, so that switch 177 at the a), input is actuated to switch off the shear stress, so that at least a certain speed is required for turning maneuvers: - The term "relay", which was used in the above description, should be. refer to any type of device that can act as a relay , both mechanical and electronic relays.

Claims (7)

PATENTANSPRÜCHE: z. Am Boden befindliches Flugübungsgerät mit einer Flugrecheneinrichtung, die auf die Bedienung ' von nachgebildeten Flugzeugsteuerungen durch einen Flugschüler anspricht, um Steuergrößen zu erzeugen, die nachgebildete Flugeigenschaften einschließlich -der Eigengeschwindigkeit, der Höhe, der Steiggeschwindigkeit und der senkrechten auf das Flugzeug wirkenden Kraft darstellen, und mit einer Anzahl von nachgebildeten Fluganzeigeinstrumenten, die auf die Rechenvorrichtung ansprechen, gekennzeichnet durch die Anordnung eines Bodenberührnngssystems, das gemeinsam durch die Steuergrößen, welche die Höhe, Steiggeschwindigkeit bzw. die senkrechte Kraft darstellen, gesteuert wird, um die Arbeitsweise der Fluginstrumente bei nachgebildeten Lande- und Abflugmanövern zu beeinflussen. PATENT CLAIMS: e.g. Flight training device on the ground with a Flight computing device, which is based on the operation of simulated aircraft controls responds by a trainee pilot in order to generate control variables that are simulated Flight characteristics including airspeed, altitude, rate of climb and represent the perpendicular force acting on the aircraft, and with a number of simulated flight display instruments that respond to the computing device, characterized by the arrangement of a Bodenberührnngssystem that jointly by the control variables that determine the altitude, rate of climb or the vertical force represent, is controlled in order to simulate the operation of the flight instruments To influence landing and take-off maneuvers. 2. Gerät nach Anspruch i, dradurch gekennzeichnet, daß das Bodenberührungssystem eine Anzahl von Relais enthält, die auf die Rechenvorrichtung in Abhängigkeit von der nachgebildeten Höhe, der Längsneigung und des Auftriebs in Abhängigkeit von der Eigengeschwindigkeit ansprechen, wobei die Relais geeignet sind, den Betrieb der Rechleneinrichtung zu steuern, so daß sie gemeinsam die Arbeitsweise der Fluginstrumente bei nachgebildeten Lande- und Abflugmanövern beeinflussen. 2. Apparatus according to claim i, characterized in that that the ground contact system contains a number of relays, which on the computing device depending on the simulated height, the pitch and the buoyancy respond depending on the airspeed, the relay being suitable are to control the operation of the computing device so that they jointly operate the flight instruments during simulated landing and take-off maneuvers. 3. Gerät nach Ansprüchen, i und 2, in dem die Rechenvorrichtung Steuergrößen erzeugt, die das Flugzeugge@vicht und dm. Auftrieb darstellen, dadurch gekennrichn.et, daß das Bodenberührungssystem eine höhenempfindliche Schaltung (155, 168) enthält, die auf die Rechenvorrichtung in Abhängigkeit von einer nachgebildeten Höhe gegenüber einem. Flugfeld anspricht, ferner eine zweite Steuerschaltung (121, 122), welche auf die Differenz zwischen den Steuergrößen von Flugzeuggewicht und Auftrieb anspricht, und eine dritte Steuerschaltung (118), die von der ersten und zweiten Schaltung abhängig ist und die Arbeitsweise der Fluginstrumente bei der Nachbildung des Landeis und Startens beeinflußt. 3. Device according to Claims i and 2, in which the computing device generates control variables, the aircraft weight and dm. Represent buoyancy, characterized in that the ground contact system includes height sensitive circuitry (155, 168) which on the computing device as a function of a simulated height opposite one. Responds airfield, further a second control circuit (121, 122), which responds to the difference between the control parameters of aircraft weight and lift, and a third control circuit (118) selected from the first and second circuits depends on and the operation of the flight instruments when simulating the land ice and starting. 4. Gerät nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die zweite Steuerschaltung (121,* 122) auch auf die. Größe anspricht, welche die Steiggeschwindigkeit darstellt, ebenso wie auf die Differenz zwischen den Steuergrößen, die das Flugzeuggewicht und den Auftrieb dar-. stellen-. 4. Apparatus according to claim 3, characterized in that the second control circuit (121, * 122) also to the. Size that appeals to the rate of climb represents, as well as the difference between the control variables that the aircraft weight and the lift dar-. place-. 5. Gerät nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß Anpassungseinrichtungen vorgesehen sind, welche die Steiggeschwindigkeitsgröße relativ wirksamer machen als die Flugzeuggewicht- und Auftriebsgrößen, so daß die Steiggeschwindigkeitsgröße die anderen Größen beim Betrieb der zweiten Steuerschaltung (121, 122) während der Nachbildung des Landeis beherrscht. 5. Apparatus according to claim 4, characterized in that that adaptation devices are provided, which the rate of climb size make relatively more effective than the aircraft weight and lift sizes so that the Rate of climb variable the other variables when operating the second control circuit (121, 122) dominated during the replication of the land ice. 6. Gerät nach Anspruch 3, 4 oder 5, bei dem die ,nachgebildeten Fluganzeigeinstrumente einen Längsneigungsanzeiger enthalten, dadurch gekennzeichnet, daß. Einrichtungen (io5, io6) von der dritten Steuerschaltung (118) betätigt werden, um die Arbeitsweise des Längsneigungsanzeigers in Abhängigkeit von einem negativen Längs.neigungs.moment zu beeinflussen, welches durch eine nachgebildete Rückwirkungskraft zwischen dem Boden und den Haupträdern um den Schwerpunkt des Flugzeuges hervorgerufen wird. 6. Device according to claim 3, 4 or 5, in which the simulated flight display instruments have a pitch indicator included, characterized in that. Facilities (io5, io6) operated by the third control circuit (118) to control the operation of the pitch indicator depending on a negative longitudinal inclination moment to influence which by a simulated reaction force between the ground and the main wheels around the center of gravity of the aircraft. 7. Gerät nach Ansprüchen 3 bis 6, bei dem nachgebildete Fluganzeigegeräte Richtungs-und Wendegeschwindigkeitsanzeiger enthalten, dadurch gekennzeichnet, daß Einrichtungen (176) von der dritten Steuerschaltung (i 18) beeinflußt werden, um die Arbeitsweise der Richtungs- und Wendegeschwindigkeitsanzeiger, zu dämpfen und ein trägeres Ansprechen auf die Seitenrudersteuerung am Boden als beim. Flug darzustellen. B. Gerät nach Ansprüchen i bis 7, bei dem die Rechenvorrichtung Steuergrößen erzeugt, welche die Längsneigung und die Änderung der Längsneigung darstellen, dadurch gekennzeichnet, daß das Bodenberührungssystem eine höhenempfindliche Schaltung (155, 168) enthält, welche auf die Rechenvorrichtung in Abhängigkeit von der nachgebildeten Höhe gegenüber einem Flugfeld anspricht, ferner eine auf die Änderung der Längsneigung ansprechende Schaltung (io9, i io) sowie eine auf die Längsneigung ansprechende Schaltung (85, 86) und eine Lenkradkontaktschaltung (75), die auf die Höhe, auf die Längsneigungsänderung und die Längs.neigungsschaltung anspricht, um den Betrieb der Fluginstrumente auf eine »Dreipunkt«-Bodenlage zu beschränken. g. Gerät nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß die Lenkradkontaktschaltung (75) ein Relais aufweist, das nur während der Null-oder negativen Werte der nachgeahmten Längsneigung, Längsneigungsänderung und Höhe in Arheitsstellung ist, um die Längsneigungsberechnungsvorrichtungen während der nachgebildeten Landemanöver auf eine »Dre,ipunkt<<-Landestellung zu begrenzen, und um das Anstellwinkelberechnungssystem entsprechend einzustellen. io. Gerät nach Anspruch 8 oder 9, bei dem die nachgebildefen Fluganzeigegeräte Richtungs- und Wendegeschwind'igkeitsanzeiger enthalten, dadurch gekennzeichnet, daß eine Einrichtung (l4) zur Nachbildung eines Lenkrades des Flugzeuges sowie Verbindungseinrichtungen (187) vorgesehen sind, die von der Lenkradkontaktschaltung (75) gesteuert werden., um eine Arbeitsverbindung zwischen dem nachgebildeten Lenkrad und dem Richtungs-und Wendegeschwindigkeitsanzeiger herzustellen. i i. Gerät nach Ansprüchen i bis io, bei dem die nachgebildeten Fluganzeigegeräte einen Eigengeschwindigkeitsanzeiger enthalten, dadurch gekennzeichnet, daß das Bodenberührungssystem eine höhenempfindliche Schaltung (i55, `i68). aufweist, die auf die Rechenvorrichtung in Abhängigkeit von der nachgebildeten Höhe gegenüber .einem Flugfeld anspricht. ferner eine von der Eigengeschwindigkeit abhängige Schaltung (65, 66); Einrichtungen (12, 13) zur Nachbildung der Radbremsen und Verbindungsmittel (67, 189, igo), die auf die Höhen- und Eigengeschwindigkeitsschaltungen ansprechen, um eine Antriebsverbindung "zwischen. den nachgebildeten Radbremsen und dem Eigengeschwindigkeitsanzenger herzustellen. 12. Gerät nach Anspruch ii, bei dem die nachgebildeten Fluganzeigeinstrumente einen Richtungs- und Wendegeschwin:digkeitsanzeiger enthalten, dadurch gekennzeichnet, daß Einrichtungen (12a, 13) zur Nachbildung getrennt bedienbarer rechter und linker Radbremsen vorgesehen sind, wobei die Verbindungsmittel (67, 189, igo) dazu dienen, eine, Antriebsverbindung zwischen den nachgebildeten getrennt bedienbaren Radbremsen und den Richtungsurnd Wendegeschwindigkaitsanzeigern herzustell-en. 13. Gerät nach Anspruch i i oder 12, bei dem die nachgebildeten Fluganzeigeinstrumente einen Längsneigungsanzeiger enthalten, dadurch gekennzeichnet, daß die Verbindungsmittel (67, 189, igo) dazu dienen, eine Antriebsverbindung zwischen den Eine ichtungen (12, 13) zur Nachbildung der Radbremsen und des. Längsneigungsmessers herzustellen. 1q.. Gerät nach Ansprüchen i bis 13, dadurch gekennzeichnet, daß das Bodenb-erührungss.ystem eine höhenempfindliche Schaltung (155, 168) aufweist, die auf die Rechenvorrichtung in Abhängigkeit von der nachgebildeten Höhe gegenüber einem Flugfeld anspricht, ferner Einrichtungen (i 7o) zur Nachbildung der Fahrgestellstenerung sowie Verbindungsmittel (166, 171),. die gemeinsam von der höhenempfindlichen Schaltung und der nachgebildeten Fahrgestellstenerung gesteuert werden, um einen Alarm zu betätigen, de,- eine Bruchlandung darstellt, wenn das Fahrgestell sich in der oberen Lage befindet. und Vorrichtungen (161, 16q.), d;ie auf eine vorbestimmte negative Stdiggeschw-indigkeit ansprechen, um die Verbindungsmittel auch gemeinsam mit der höbenempfindlichen Schaltung zu steuern und den Alarm zu betätigen, wenn das Flugzeug mit zu großer vertikaler Eigengeschwindigkeit den Boden berührt.7. Apparatus according to claims 3 to 6, in which simulated flight display devices contain direction and rate of turn indicators, characterized in that devices (176) are influenced by the third control circuit (i 18) in order to attenuate the operation of the direction and rate of turn indicators and a slower response to the rudder controls on the ground than on the. Depict flight. B. Apparatus according to claims i to 7, in which the computing device generates control variables which represent the longitudinal inclination and the change in longitudinal inclination, characterized in that the ground contact system contains a height-sensitive circuit (155, 168) which is dependent on the computing device simulated altitude responds to an airfield, furthermore a circuit responsive to the change in pitch (io9, i io) and a circuit responsive to pitch (85, 86) and a steering wheel contact circuit (75), which responds to the height, the pitch change and the pitch control responds in order to limit the operation of the flight instruments to a "three-point" ground position. G. Device according to Claim 8, characterized in that the steering wheel contact circuit (75) has a relay which is only in the working position during the zero or negative values of the simulated pitch, pitch change and altitude in order to set the pitch calculating devices to a »Dre, ipunkt << - to limit the landing position and to adjust the angle of attack calculation system accordingly. ok Device according to claim 8 or 9, in which the simulated flight display devices contain direction and turning speed indicators, characterized in that a device (14) for simulating a steering wheel of the aircraft as well as connecting devices (187) are provided which are connected to the steering wheel contact circuit (75) To establish a working connection between the simulated steering wheel and the direction and rate of turn indicator. i i. Device according to claims i to io, in which the simulated flight display devices contain an airspeed indicator, characterized in that the ground contact system has an altitude-sensitive circuit (i55, `i68). which responds to the computing device as a function of the simulated altitude opposite .einem airfield. furthermore a circuit (6 5, 66) which is dependent on the airspeed; Devices (12, 13) for simulating the wheel brakes and connecting means (67, 189, igo) which respond to the altitude and airspeed circuits in order to establish a drive connection "between the simulated wheel brakes and the airspeed dancer. 12. Device according to claim ii, in which the simulated flight display instruments contain a direction and turning speed indicator, characterized in that devices (12a, 13) are provided for simulating separately operable right and left wheel brakes, the connecting means (67, 189, igo) serving to Drive connection between the simulated separately operable wheel brakes and the direction and turning speed indicators to be produced. 13. Apparatus according to claim ii or 12, in which the simulated flight display instruments contain a longitudinal inclination indicator, characterized in that the connecting means (67, 189, igo) serve to provide a Drive connection between In the devices (12, 13) to simulate the wheel brakes and the longitudinal inclinometer. 1q .. Device according to claims i to 13, characterized in that the Bodenb-erührungss.system has an altitude-sensitive circuit (155, 168) which responds to the computing device depending on the simulated altitude in relation to an airfield, further devices (i 7o ) to simulate the chassis steering as well as connecting means (166, 171) ,. which are jointly controlled by the height-sensitive circuit and the simulated chassis control to activate an alarm, de, - represents a crash landing when the chassis is in the upper position. and devices (161, 16q.), which respond to a predetermined negative standard speed, in order to control the connection means also together with the altitude-sensitive circuit and to activate the alarm if the aircraft touches the ground at too great a vertical airspeed.