DE1207216B

DE1207216B - Flight control system for aircraft taking off and landing vertically

Info

Publication number: DE1207216B
Application number: DES70241A
Authority: DE
Inventors: Charles Snowdon
Original assignee: Short Brothers and Harland Ltd
Current assignee: Short Brothers PLC
Priority date: 1959-09-07
Filing date: 1960-09-06
Publication date: 1965-12-16

Description

Flugregelanlage für lotrecht startende und landende Luftfahrzeuge Die ErlIndung betrifft eine Flugregelanlage für lotrecht startende und landende Luftfahrzeuge, die mit einem oder mehreren Hubtriebwerken ausgerüstet, sind und die einen Übergang zum aerodynamischen Flug vorsehen.Flight control system for aircraft taking off and landing vertically The invention relates to a flight control system for vertical take-off and landing Aircraft equipped with one or more lift engines are and which provide a transition to aerodynamic flight.

Es -ist bereits ein Steuersystem für ein lotrecht startendes und landendes Flugzeug vorgeschlagen worden, bei dem die Düsenströmung eines Triebwerks umgelenkt wird, um Drehbewegungen des Flugzeugs um seine Hauptbezugsachsen hervorzurufen. Die Umlenkung der Düsenströme wird dabei mit Hilfe eines Steuerknüppels gesteuert, und es werden Kreisel benutzt, um die Drehbewegungen des Flugzeugs um die Längs- und Querachsen zu messen. . Weiter ist bereits ein elektrohydrauEsches Servosteuersystem zum Stabilisieren von lotrecht startenden und landenden Flugzeugen vorgeschlagen worden, deren VorwärtsgeschwIndigkeit Null oder nahezu Null ist, wobei in einer speziellen Schaltanordnung ein Zweiphasenmotor benutzt wird.' Mit dem vorgeschlagenen Gerät kann das Flugzeug auf konstanter Höhe gehalten werden.A control system has already been proposed for an aircraft taking off and landing vertically, in which the jet flow of an engine is deflected in order to cause the aircraft to rotate about its main axes of reference. The deflection of the jet streams is controlled with the help of a control stick, and gyroscopes are used to measure the rotational movements of the aircraft around the longitudinal and transverse axes. . Furthermore, an electrohydraulic servo control system has already been proposed for stabilizing aircraft taking off and landing vertically, the forward speed of which is zero or almost zero, a two-phase motor being used in a special circuit arrangement. With the proposed device , the aircraft can be kept at a constant altitude.

Auch wurde bereits eine Flugregelanlage mit Einrichtungen vorgeschlagen, _die eine Betätigung der aerodynamischen- Steuerungsorgane _ unterbrechen,-wenn sich das, Luftfahrzeug in lotrechter Fluglage# befindet und dabei - durch triebstrahlbeeinflüssendb Steuerungsorgane über eine Stabilisierungskette gesteuert wird, und die beim Übergang vom lotrechten zum horizontalen Flug von der Stabilisierungskette auf die Betätigung durch die aerodynamischen.Steue7-rungsorgane umschalten. Durch. Kreiselgeräte erzeugte, die Fluglage des Luftfahrzeuges und seind Winkelgeschwindigkeit repräsentierende #Signale werden dabei zur Steuerung des Düsenschubes in einen' Verstärker geführt. - Bei einem bekannten Flugzeug sind schwenkbare Triebwerke- vorgesehen, die derart gesteuert werden, daß während des lotrechten, Auf- und Abstieges eine Trimmwirkung herbeigeführt wird-, - Bekannt sind auch -Steue-rsy-stem-- e, bei denen eine, Ablenkung der Düsenströmung in einer Tube hervorgerufen wird, wobei in einem Falle eine asymmetrische Ablenkplatte benutzt wird, um die zwischen der Düse und der Mündung wirkenden taugenfialen Kräftä zu verändern.A flight control system has already been proposed with means _the actuation _ interrupt the aerodynamischen- control organs, is -if that is the aircraft in the vertical attitude # and there - is controlled by triebstrahlbeeinflüssendb control organs by stabilizing chain, and during the transition from vertical to horizontal Switch flight from the stabilization chain to actuation by the aerodynamic control elements. By. Gyroscopic devices generated, the attitude of the aircraft and its angular velocity representing # signals are fed to control the nozzle thrust in an 'amplifier. - In a known aircraft, pivotable engines are provided, which are controlled in such a way that a trimming effect is brought about during the vertical, ascent and descent, - are also known - control systems, in which a, deflection of the nozzle flow in a tube, in one case using an asymmetrical baffle to change the equilibrium forces acting between the nozzle and the orifice.

Der Erfindung liegt die -Aufgabe zugrunde, für Luftfahrzeuge der eingangs beschriebenen Art eine automatische Flugregelanlage zu schaffen, die dem Piloten hilft, in der übergangsphase zwischen -dem Flugzustand, i# dem das Flugzeuggewicht nur von den aerodynamischenAuftriebskräften getragen wird, und einem Schwebezustand, in dem das gesamte Flugzeuggewicht von. den nach unten gerichteten Düsenstrahlen getragen wird, einen konstanten Bahnneigungswinkel beizubehalten. Dabei muß die beim Verzögern oder Neigen des Flugzeuges auftretende Yerminderulig der aerodynamischen Auftriebskräfte durch eine Änderung des Hubtriebwerkschub#s derart kompensiert- werden, daß das Flugzeug -unter einem konstanten Bahnneigungswinkel gehalten wird, so daß beim Erreichen des Schwebezustandes der Hubtriebwerkschub genau das Flugzeuggewicht trägt und so ein gleichmäßiges Niedergehen des Flugzeugs möglich wird.The invention has the - object to provide an automatic flight control system for aircraft of the initially described type, which helps the pilot, in the transition period between -the flight condition, i # the supported aircraft weight only from the aerodynamic buoyancy forces, and a limbo in which is the total aircraft weight of. the downward jets are carried to maintain a constant orbital angle of inclination. The poor aerodynamic lift forces that occur when the aircraft is decelerating or tilting must be compensated for by changing the lift engine thrust in such a way that the aircraft is held at a constant angle of inclination so that the lift engine thrust bears exactly the aircraft's weight when it is hovering so that the aircraft can descend evenly.

Die Lösung dieser Aufgabe erfolgt erfindungsgemäß durch eine Vorrichtung zum Erzeugen von Signalen, die der Hubbeschleunigung für eine vorbestimmte Flugbahn entsprechen, und durch ein auf die Beschleunigungssignale ansprechendes Servosystem, das den Schub der Hubtriebwerke sinngemäß regelt.According to the invention, this object is achieved by a device for generating signals representing the stroke acceleration for a predetermined trajectory and by a servo system that responds to the acceleration signals, that regulates the thrust of the lift engines accordingly.

Durch die Flugregelanlage werden somit Signale erzeugt, die eine Beschleunigung des Flugzeugs normal zu irgendeinem vorgewählten Bahnneigungswinkel darstellen, und es ist ein Servosystein vorgesehen, mit dessen Hilfe der Auftriebsschub nach Maßgabe dieser Signale gesteuert wird, so daß Beschleunigungen des Flugzeugs normal zuni Bahnneigungswinkel zu Null reduziert werden, Ein Ausführungsbeispiel der Flugregelanlage ist in der Zeichnung dargestellt, darin zeigt - -Fig. 1 ein schematisches Blockdiagramm einer automatischen Flugregelanlage gemäß der Erfindung zum Steuern eines der Motordrosselung dienenden Hubschubsteuerhebels, F i g. 2 ein Vektordiagramm der vertikalen -und horizontalen Beschleunigungskomponenten. eines- mit der Flugsteueranlage nach F i g. 1 ausgerüsteten Flugzeugs.The flight control system thus generates signals which represent an acceleration of the aircraft normal to any preselected flight path angle, and a servo system is provided with the aid of which the lift thrust is controlled in accordance with these signals, so that accelerations of the aircraft normal to the flight path angle are reduced to zero An embodiment of the flight control system is shown in the drawing, therein shows - -Fig. 1 is a schematic block diagram of an automatic flight control system according to the invention for controlling a lift thrust control lever used for engine throttling, FIG . 2 is a vector diagram of the vertical and horizontal acceleration components. one with the flight control system according to FIG . 1 equipped aircraft.

In einem mit Hubtriebwerken ausgerüsteten Flugzeug ist ein Bezugskreisel 11 (F i g. 1) so angeordnet, daß er gegenüber dem Erd-Bezugssystem eine feste Lage beibehält. Der Kreisel 11 trägt zwei Beschleunigungsmesser 12 und 13, wobei der Beschleunigungsmesser 1-2 die Vertikalbeschleunigung des Flugzeugs mißt und ein diese Vertikalbeschleunigung darstellendes Signal a, erzeugt, während der Beschleunigungsmesser 13 die Horizontalbeschleunigung mißt und ein diese Horizontalbeschleunigung darstellendes Signal ah erzeugt. Die Signale a, und al, und ein den Winkel e zwischen dem Horizont und der gewünschten Flugbahn darstellendes Signal werden einem Resolver 14 zugeführt. Der Resolver 14 besteht aus zwei Sinus-Kosinus-Potentiometern, die auf der Steuerwelle 15 eines Flugbahnwinkelwählers angeordnet sind, dessen Winkellage den gewünschten Bahnneigungswinkel e darstellt. Der Resolver 14 ist so ausgebildet, daß der die Eingangssignale a, und ah zu einem Ausgangssignal a" verarbeitet, und zwar nach der Gleichung a" = (a, cos 0) (a" sin 0) . In an aircraft equipped with lifting engines, a reference gyro 11 ( FIG. 1) is arranged in such a way that it maintains a fixed position with respect to the earth reference system. The gyro 11 carries two accelerometers 12 and 13, the accelerometer 1-2 measuring the vertical acceleration of the aircraft and generating a signal a representing this vertical acceleration, while the accelerometer 13 measuring the horizontal acceleration and generating a signal ah representing this horizontal acceleration. The signals a 1 and a 1 and a signal representing the angle e between the horizon and the desired flight path are fed to a resolver 14. The resolver 14 consists of two sine-cosine potentiometers which are arranged on the control shaft 15 of a flight path angle selector, the angular position of which represents the desired path inclination angle e. The resolver 14 is designed in such a way that it processes the input signals a and ah to form an output signal a "according to the equation a" = (a, cos 0) (a "sin 0).

Ein Vektordiagramm der Signale a, ah und.-a" ist in F i g. 2 gezeigt.A vector diagram of the signals a, ah und.-a "is in F i g. 2.

Das Ausgangssigaal a" aus dem Resolver 14 wird an zwei Amphtudenbegrenzer 16 und 17 geleitet, denen auch ein von einem Übertrager, der auf einem der Motorendrosselung dienenden Hubschubsteuerhebel 18 angeordnet ist hergeleitetes Signal zugeführt wird. Die Ausgangssignale von den Amplitudenbegrenzem 16 und 17 werden Servoverstärkern 19 und 20 zugeführt, in denen sie verstärkt werden und zur Betätigung des Servomotors 21 an diesen weitergeleitet worden. Der Servomotor 21 treibt eine Ausgangswelle 22 an, die so gekuppelt ist, daß sie- den Hubschubsteuerhebel 18 betätigt.The output signal a ″ from the resolver 14 is passed to two amphitheater limiters 16 and 17 , which are also supplied with a signal derived from a transformer which is arranged on a stroke control lever 18 serving for engine throttling. The output signals from the amplitude limiters 16 and 17 are servo amplifiers 19 and 20, in which they are amplified and passed on to actuate the servomotor 21. The servomotor 21 drives an output shaft 22, which is coupled in such a way that it actuates the lifting thrust control lever 18 .

Ein Tachometer 23 ist auf der Servomotor-Ausgangswelle 22 angeordnet und erzeugt ein Rückkopplungssignal, das der Änderungsgeschwindigkeit der Winkelstellung e der Welle 22 proportional ist. Dieses Signal wird In den Eingang eines jeden der beiden Verstärker 19 und 20 zurückgeleitet und ermöglicht die weiter unten beschriebene Geschwindigkeitsbegrenzung des Servormotors. Ebenfalls auf der Motor-A-usgangswelle22 angeordnet ist eine Schaltvorrichtung 24, die aus Sicherheitsgründen in zweifacher Ausfertigung vorgesehen ist und die Kraftzufuhr zum Servomotor 21 abschaltet, wenn dieser infolge irgendeines Fehlers in der Geschwindigkeitsbegrenzungseinrichtung versuchen sollte, sich mit einer Geschwindigkeit zu drehen, die größer ist, als es der Geschwindigkeitsbegrenzung entspricht.A tachometer 23 is arranged on the servomotor output shaft 22 and generates a feedback signal which is proportional to the rate of change of the angular position e of the shaft 22. This signal is fed back into the input of each of the two amplifiers 19 and 20 and enables the servomotor to be limited in speed as described below. Also arranged on the motor output shaft 22 is a switching device 24 which, for safety reasons, is provided in duplicate and switches off the power supply to the servomotor 21 if it should try to rotate at a higher speed as a result of some fault in the speed limiting device is than the speed limit.

Die Motor-Ausgangswelle 22 ist über eine Getriebe-Kupplungs-Einheit 25 und eine Scherstiftsicherung27 mit dem der Triebwerksdrosselung dienenden Hubschubsteuerhebel 18 verbunden ist. Der Hebel 18 ist so angeordnet, daß er den Brennstoff-Strom aus einer Brennstoffsteuerungseinrichtung 28 steuert, von der aus der Brennstoff zu einem Hubtriebwerk 29 strömt, so daß eine Verstellung des Hebels 18 eine Änderung des Hubtriebwerkschubes und infolgedessen eine Änderung der Normalbeschleunigung zur Folge hat.The motor output shaft 22 is connected via a gear-coupling unit 25 and a shear pin safety device 27 to the lift thrust control lever 18 which is used for throttling the engine. The lever 18 is arranged to control the flow of fuel from a fuel control device 28 from which the fuel flows to a lift engine 29 so that an adjustment of the lever 18 changes the lift engine thrust and consequently changes the normal acceleration .

Die Anlage arbeitet wie folgt: Bei einer Beschleunigung des Flugzeugs in einer normal zur gewollten Flugbahn verlaufenden Richtung erzeugt der Resolver 14 ein diese Beschleunigung repräsentierendes Signal a". Dieses Signal wird zur Betätigung des Servomotors 21 weitergeleitet, der den Hubschub-Steuerhebel 18 zur Regulierung der Brennstoffzufuhr zum Hubtriebwerk 29 derart betätigt, daß die Beschleunigung des Flugzeugs normal zur gewollten Flugbahn verringert wird. Die Anlage ist so stabilisiert, daß das Flugzeug den gewollten Bahnneigungswinkel beibehält oder wenigstens bestrebt ist, diesen beizubehalten.The system operates as follows: At an acceleration of the aircraft in a direction normal to the intended flight path direction of the resolver 14 produces a this acceleration signal representing a "This signal is forwarded to the operation of the servo motor 21 of the Hubschub control lever 18 for regulating the. The fuel supply to the lift engine 29 is operated in such a way that the acceleration of the aircraft normal to the desired trajectory is reduced.

Der Amplitudenbegrenzer 1,6 erzeugt ein Ausgangssignal, dessen Amphtude auf ein vorgegebenes Niveau beschränkt ist, so daß das von ihm dem Servoverstärker zugeleitete Signal dieses Niveau nicht überschreitet. Das von dem Tachometer 23 kommende Signal ist der Änderungsgeschwindigkeit der Winkellage e der Ausgangswelle 22 des Servomotors 21 proportional und wird durch das Produkt a ii repräsentiert, in dem -a eine Konstante und & die Winkellage der Servomotor-Ausgangswolle bedeutet. Das Signal a - & wird dem- Servoverstärker in einem negativen Sinne zugeführt, so daß das diesem zugeführte kombinierte Signal gleich ist der Differenz zwischen dem Signal vom Amplitudenbegrenzer 16 und dem Signal vom Tachometer 23. Wenn ein großes Beschleunigungssignal a" dem Begrenzer 16 zugeführt wird, hat das kombinierte Signal den Betrag L - a(ß.The amplitude limiter 1, 6 generates an output signal, the amplitude of which is limited to a predetermined level, so that the signal it supplies to the servo amplifier does not exceed this level. The signal coming from the tachometer 23 is proportional to the rate of change of the angular position e of the output shaft 22 of the servo motor 21 and is represented by the product a ii, in which -a means a constant and & the angular position of the servo motor output value. The signal a - & fed DEM servo amplifier in a negative sense, so that the supplied thereto combined signal is equal to the difference between the signal from amplitude limiter 16 and the signal 23 from the tachometer When a large acceleration signal a "is supplied to the limiter 16 , the combined signal has the magnitude L - a (ß.

Dieses Signal wird verstärkt und zur Betätigung des Servomotors 21 weitergeleitet, wobei das von diesem entwickelte Drehmoment dem Signal proportional ist. Wenn die Geschwindigkeit des Motors21 so groß wird, daß L = a #ß' dann wird das Eingangssignal zum Servomotor gleich Null. Das diesem zugeführte, Drehmoment wird ebenfalls gleich Null, und der Servomotor läuft dann mit gleichförmiger Geschwindigkeit, die durch gegeben ist. Diese gleichförmige Geschwindigkeit wird beibehalten, bis das Beschleunigungssignal a" so weit verringert worden ist, daß keine Amplitudenbegrenzung eintritt. Dann nimm & bis auf Null ab.This signal is amplified and passed on to actuate the servomotor 21, the torque developed by the latter being proportional to the signal. When the speed of the motor 21 becomes so great that L = a # ß 'then the input signal to the servomotor becomes zero. The torque applied to it also becomes zero, and the servomotor then runs at a uniform speed through the given is. This uniform velocity is maintained, has been reduced so far until the acceleration signal a 'means that no amplitude limitation occurs. Then take & down to zero.

Die Anordnung von zwei getrennten parallelen Kanälen zwischen dem Resolver 14 und dem Eingang des Servomotors 21 ist eine Sicherungsmaßnahme, wobei die Anordnung so getroffen ist, daß, wenn in einem Zweig ein Fehler auftritt, der andere ein Ausfallen der Einrichtung verhindert.The arrangement of two separate parallel channels between the resolver 14 and the input of the servomotor 21 is a safety measure, the arrangement being such that if a fault occurs in one branch, the other prevents the device from failing.

Für den Fall, daß die Getriebe-Küpplungs-Einheit 25 klemmt, kann der Pilot jederzeit seinen Hubschubsteuerhebel, 18 mechanisch vom Servosystem abkuppeln, indem er die Sicherheitsvorrichtung 27 zerstört, woraufhin er die Brennstoffsteuerei:nrichtung 28, die über ein starres Gelenk mit ihrem Hubschubsteuerhebel 18 verbunden ist, voll manuell steuern kann.In the event that the gear coupling unit 25 jams, the pilot can at any time mechanically uncouple his lift thrust control lever 18 from the servo system by destroying the safety device 27 , whereupon he drives the fuel control device 28, which is connected to its lift thrust control lever via a rigid joint 18 is connected, can fully control manually.

Wenn der Pilot den Hubtriebwerksschub stärker verändern möchte, als es die Geschwindigkeitsbegrenzung des Servomotors erlaubt, kann er durch Schleifenlassen der Kupplung 25 das System übersteuern, ohne irgendwelchen Schaden anzurichten, die gewünschte Änderung des Schubes herbeiführen und dann die Steuerung wieder der automatischen Flugregelanlage überlassen.If the pilot wants to change the lift engine thrust more than the speed limit of the servomotor allows, he can override the system by letting the clutch 25 slip without causing any damage, bring about the desired change in thrust and then leave the control to the automatic flight control system again.

Im Schwebezustand wird die Flugbahn-Wählersteuerung auf eine horizontale Flugbahn geschaltet. In diesem Fall betätigt allein der Ausgang des Vertikalbeschleunigungsnifflers die Amplitudenbegrenzungsverstärker 16 und 17. In the hover state, the trajectory selector control is switched to a horizontal trajectory. In this case, only the output of the vertical acceleration sniffer actuates the amplitude limiting amplifiers 16 and 17.

Claims

Claims: 1. Flight control system for perpendicular take off and landing aircraft that are equipped with one or more lift engines and that provide a transition to acrodynamic flight, characterized by a device (11, 12, 13) for generating signals that the lift acceleration for a correspond to a predetermined trajectory, and by a servo system (19, 20, 21) which responds to the acceleration signals and which regulates the thrust of the lifting engines (29) accordingly.

2. Flight control system according to spoke 1, characterized in that the signal generating device gyro-etched accelerometer (12, 13) used to measure the components of the vertical acceleration and the horizontal acceleration and that a resolver (14) is provided which derives a signal of the stroke acceleration from the component signals . 3. Flight control system according to claim 2, characterized in that the resolver (14) has an electrical circuit to which the component signals are fed, the component signals in the circuit depending on the difference between the actual and the predetermined stroke manually via a sine-cosine -Potentiometer can be adjusted. 4. Flight control system according to claims 2 and 3, characterized in that the signal of the acceleration for the predetermined orbital inclination angle acts on a servomotor (21) which actuates a lift thrust control lever (18) and thus the thrust of the engine or engines (29) Direction or size controls. 5. Flight control system according to claim 4, characterized in that the servomotor (21) in addition to the stroke thrust control lever (18) also drives a tachometer (23) which generates a feedback signal proportional to the rate of change of the servomotor output, the feedback signal being opposite to the signal representing the stroke acceleration is fed back to the input of the servo control system (19, 20, 21). 6. Flight control system according to claims 4 and 5, characterized by a switching device (24) which switches off the servomotor (21) when a predetermined speed is exceeded. 7. Flight control system according to claims 4 to 6, characterized in that a safety device (27) is provided in the drive connection (22) between the servo motor output and the lifting thrust control lever (18) , by fully manual actuation of which the servomotor output is uncoupled from the lifting thrust control lever (18) can be. Documents considered: French Patent Nos. 1 010 405, 1 020 287, 1030 483, 1109 635; USA. Patent No. 2 762 584. Contemplated older patents. German Patent No. 1075 440, 1101968, 1123919th.