DE2233938A1 - Laststabilisierungs-einrichtung - Google Patents

Description

United Aircraft Corporation

400 Main Street

East Hartford,Conn.06I08

IASTSTABILISIERUNGSEINRICHTUNG.

Priorität: USA 169.197
Patentanmeldung vom 5. August 1971

Oie vorliegende Erfindung betrifft ein Flugsteuerungssystem und insbesondere eine automatische Stabilisierungseinrichtung für eine mit einem Kabel unter einem Flugzeug aufgehängte Last.

Der Hubschrauber zum Heben von schweren Lasten gewinnt immer mehr Eingang in den Transport von relativ groeeen und schweren Gegenständen, die beim Transport unter dem Rumpf des Hubschraubers aufgehä'ngt sind. Solch ein Hubschrauber wirkt als beweglicher Kran am Himmel. Typische Beispiele solcher Anwendungen betreffen das Be- und Entladen vori Schiffen, Vorgänge im Zusammenhang mit der Suche nach Erdöl im Heer, den Bau von Wolkenkratzern und Energieübertragungsleitungen, den Zusammenbau modularer Appartmentha'userund den Transport verschiedenster Materialien über unwegbares Gelände. Bei militärischen Anwendungen werden Ladungen ober feindliches Gebiet, Dschungel, Sümpfe und anderes unwegbares Gelände transportiert; so können Waffen sehr schnell an die Front gebracht werden, wodurch das militärische Verpflegungswesen verbessert wird.

Es ist a'usserst wichtig, dass der Hubschrauber während des Fluges nicht merklich instabil wird, weil seine Fähigkeit in der Luft zu

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bleiben dadurch verringert würde. Deshalb muss die Wirkung, welche die Last auf den Hubschrauber ausübt, vorhersehbar sein, als eher nur zeitlich konstant zu sein, und sich innerhalb der aerodynamischen Grenzen des Hubschraubers befinden. Vorzugsweise soll die Last eine Kraft am Hubschrauber ausüben, die etwas grosser als die nach unten gerichtete, durch die Schwerkraft von der Ladung erzeugte Kraft sein.

Bei bekannten Anwendungen von Hubschraubern als Kran erstreckt sich ein Tragkabel von einer Winde und der Hubschrauber schwebt mit im wesentlichen keiner Bewegungs- oder Beschleunigungskomponente in irgendeiner Richtung, während das Kabel herabgelassen, an der Last festgemacht und danach die Last nach oben zum Hubschrauber gezogen wird. Auf diese Weise, wird die Ladung sehr nahe am Hubschrauber gertragen, sodass Hubschrauber und Last mechanische . Eigenschaften zeigen, welche im wesentlichen denjenigen eines einzigen Körpers entsprechen· Jedoch ist diese Manövrierart sehr schwierig« wenn nicht unmöglich, unter Instrumentenflugbedingungen durchzuführen, bei denen die Sicht sehr schlecht ist, oder dann, wenn starke Winde wehen. Als Beispiel betrachte man das Hochziehen eines schweren Gegenstandes aus dem Bauch eines Schiffes. Der Gegenstand kann vom Schiff stabilisiert und geführt werden bis er ganz aus dem Schiff herauskommt, vorausgesetzt, dass der Hubschrauber in einer relativ stabilen Lage gehalten werden kann. Jedoch verändert das Manövrieren des Hubschraubers, damit er seine Fluglage beibehält, dessen Lage, und umgekehrt, was die Zugrichtung des Kabels an der Last verändert. Diese Wirkung kann durch Anwendung eines relativ langen Kabels sehr klein gemacht werden. Andererseits, nachdem die Ladung das Schiff einmal verlassen hat, kann si· frei schwingen bis sie zum Hubschrauber hochgezogen worden ist und denselben berührt oder fast berührt. Wenn aber das Kabel lang ist, kann die Last anfangen eine Pendelbewegung auszuführen, während sie noch auf dem Wege nach oben ist und noch mit den Aufbauten des Schiffes in Berührung kommen könnte. Andererseits, wenn man ein kurzes Kabel benutzt, kann das Hochziehen einer Last aus einem Schiff sehr schwierig sein, obschon sie sehr schnell bis zum Hubschrauber hochgezogen werden kann, nachdem sie einmal das Schiff verlassen hat.

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von den Vietfcertoedingungen und den notwendigen PlugmaniSvern kann es gefährlich sein, eine Last bis direkt zum Boden des Hubschraubers hochzuziehen. D.Ti, die mechanische Bwegung des Hubschraubers kann dazu führen, dass die Last buchstäblich mit dem Hubschrauber zusammenstoßst.

Deshalb benutzten neuere Techniken ein sehr langes Kabel an welchem die Ladung aufgehängt ist. In manchen bekannten, als Kran benutzten Flugzeugen, wird der Hubschrauber durch einen zweiten Piloten gesteuert, welcher auf einem Rücksitz gegenüber der Winde sitzt, von wo aus er die Last beobachten kann. In allen Flugzeugen manö'virert der Pilot das Flugzeug so, dass die' Last stabilisiert wird. Bei Handsteuerung sind lasttragende Hubschrauber in der Geschwindigkeit beschränkt und leiden an verringerter Manövrierfähigkeit.

Die Aufgabe der Erfindung ist es ein Stabilisierungssystem für eine an einem Kabel unter einem Flugzeug aufgehängte Last zu schaffen.

Gemäss der Erfindung wird die Pendelbewegung der an einem Kabel unter einem Flugzeug aufgehängte Last korrigiert indem man das Flugzeug in eine Richtung bewegt, welche eine Funktion der Änderungsgeschwindigkeit des Winkels des Tragkables bezüglich der Senkrechten ist. In Übereinstimmung mit einer Ausführungsform der Erfindung entspricht die Funktion, auf Kurzzeitbasis, näherungsweise dem Winkel minus der A'nderungsgeschwindigkeit des Winkels.

In weiterer Obereinstimmung mit der Erfindung wird die genannte Stabilisierung erreicht indem die Summierung der Anderungsgeschwindigkeit des Winkels des Kabels und der verzögerten A'nderungsgeschwindigkeit des Kabels zur Veränderung der Flugsteuerungsparameter des Flugzeuges benutzt wird.

In einer Aus fuhr ungs form der Erfindung wird eine von einem Hubschrauber getragene Last durch Veränderung der inneren Steuerschleife des automatischen Flugsteuerungssystems des Hubschraubers stabilisiert, indem dieser die A'nderungsgeschwindigkeit des Kabelwinkels und die verzögerte oderdas Integral der A'nderungsgeschwindigkeit des Winkels des Kabels mit der Senkrechten zugefügt wird.

Die Erfindung bewirkt exakte, der Pendelbewegung entgegenwirkende

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Korrekturbewegungen am Flugzeug. Die Erfindung kann ausgeführt wer-

auf

den, indem mangln den bestehenden Flugsteuersystem vorhandene Gerätschaften aufgebaut und kann, leicht an das bestehende automatische _; Flugsteuerungssystem des Hubschraubers angeschlossen werden. Die | Erfindung ist in der Ausführung relativ billig und macht die Anwendung von Hubschraubern zum Heben grosser Lasten in einem breiten Operationsgebiet, sowie die Anwendung als Kran, unter vielen Flugbedingungen möglich".

Die Erfindungwird nun an Hand der beiliegenden Zeichnung, welche eine bevorzugte Ausführungsform der Erfindung darstellt, näher beschrieben. Darin sind:

Figur 1 eine vereinfachte Frontansicht eines Hubschraubers, der eine Last trägt, die eine Pendelbewegung nach Steuerbord ausführt;

Figur 2 eine vereinfachte Frontansicht eines Hubschraubers, welcher nach Backbord gerollt wurde, um die in der Figur 1 dargestellte Lage zu überwinden oder zu verbessern;

Figur 3 ist eine vereinfachte Seitenansicht eines Hubschraubers beim Vorwärtsflug, in welcher der Nachlauf der Last hinter dem Hubschrauber bei stationären Vorwärtsflugbedingungen dargestellt ist;

Figur 4 ist ein vereinfachtes schematisches Blockdiagramm des periodischen SteigungsSteuerungskanals um die Längsachse in Übereinstimmung mit der Erfindung; und

Figur 5 eine vereinfachte Diagrammdarstellung des Zeitverlaufes der Laplace-Funktionen, welche in der Aus führ ungs form der Figur 4 auftreten.

Die Figur 1 zeigt einen Hubschrauber 20, welcher mittels eines Tragkabels 24, das unter dem Hubschrauber aufgehängt ist, eine Last 22 trägt, wie aus der Figur 1 ersichtlich ist, ist der Hubschrauber 20 im wesentlichen horizontal ausgerichtet und es kann angenommen werden, dass er sich auf einem gradlinigen Flug in Richtung des Betrachters oder in einem Schwebeflug befindet. Jedoch führt die Last 22 eine Pendelbewegung aus, und im dargeatellten Augenblick schwingt die Last nach Steuerbord des Hubschraubers. In Oberein-

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Stimmung mit einem Gesichtspunkt der Erfindung hat sich herausgestellt, dass der richtige Weg zur Korrektur der Pendelbewegung darin besteht, zuerst den Hubschrauber 20 nach Steuerbord zu fliegen, ! also versucht in der gleichen Richtung wie die Bewegung der Last zu fliegen und dann, so wie es in .der Figur 2 dargestellt ist, versucht den Hubschrauber 20 in eine solche Richtung zu kippen, dass er sich von der Last entfernt. So wie es mehr im einzelenen in Bezug auf die Figur 3 weiter unten beschrieben wird, wird diese Bewegung, welche im allgemeinen der einfachen harmonischen Bewegung der Last entgegengesetzt ist, eingestellt, indem man die A'nderungsgeschwindigkeit des Winkels zwischen dem Tragkabel 24 und der Senk rechten und die Verzögerung dieser GeschwindigkeitsÄnderung in sol cher Weise benutzt, dass eine korrigierende Bewegung des Flugzeuges bewirkt wird, um die Pendelbewegung der Last bezüglich desselben ssu dämpfen. Als Beispiel betrachte man den Fall, dass das Flugzeug schwebt und ein Windstoss auftritt, welcher die Last 22 nach Steuerbord treibt, so wie es in der Figur 1 dargestellt ist. Durch die . Trägheit der Last ist die A*nderungsgeschwindigkeit des Winkels des Kabels 24 bezüglich der Last am Anfang sehr gross; dann versucht die Last in Obereinetimmung mit den Gesetzen der einfachen harmonischen Bewegung, seine Maximalstellung zu erreichen, in welcher die A'nderungsgeschwindigkeit gleich Null ist. Am Anfang, wenn die Anderungsgeschwindigkeit gross ist, wird, diese als ein Polaritä'tssignal benutzt, um zu bewirken, dass der Hubschrauber sich zuerst nach Steuerbord bewegt und versucht über der Last zubleiben; dann, mit abnehmender A'nderungsgeschwindigkeit und zunehmendem Winkel, werden beide eventuell einander gleich werden und der Winkel der wichtigere Faktor, sowie die A'nderungsgeschwindigkeit de3 Winkels ■ich dem Wert Null nähert. Die Gesamtpolarität wird dann umgekehrt, damit das Flugzeug so gekippt wird, wie es in der Figur 2 dargestellt ist, um zu versuchen ander Last in einer Richtung zu ziehen, welche derjenigen entgegengesetzt ist, in welcher die Last mit einfacher harmonischer Bewegung schwingt; in anderen Worten, so wie es ι in der Figur 2 dargestellt ist, versucht die Bewegung des Flugzeuges die kinetische Energie der Last zu dämpfen. Mittels eines Verzögerungsfilters ist es jedoch im eingeschwungenen Zustand (nach einem Zeitinterval gleich mehreren Zeitkonstanten des Verzögerungs-

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filters) möglich, dass die Last mit der Senkrechten einen stationären von Null verschiedenen Winkel bildet, so wie es in der Figur 3 dargestellt ist, aber kein stationären Steuersignal anliegt. Dies ist notwendig, weil im Geradeausflug, mit oder ohne Beschleunigung die Last wegen der aerodynamischen Widerstandskräfte hinter dem Flugzeug nachläuft, so wie es in der Figur 3 dargestellt ist. Eine ähnliche Lage beim Fliegen einer Kurve tritt auf, weil es notwendig ist, aerodynamische Widerstandskräfte, Zentrifugalkräfte,welche zur Beschleunigung in der Kurve notwendig sind, und den Nachlauf der

zu. Last hinter dem Flugzeug/überwinden. All diese Funktionen sind in einer Ausführungsform der Erfindung untergebracht, sowie es in der Figur 4 dargestellt ist.

In der Figur 4 ist das Flugzeug mit seinem Rumpf 20' und den davon getrennten Blöcken für den Kanal der periodischen Steigungssteuerung for die Bewegung des Hubschraubers und die Querachse gezeigt. Wie bekannt ist, bedient der Pilot einen kombinierten Hebel 30 für die periodische Steigungssteuerung un die Längs- und Querachse« welcher mechanisch mit einem mechanischen Sunmierglied 34 verbunden (32) ist, das die Steigung der Blätter 36 des Hauptrotors des Hubschraubers 20' periodisch steuert. Wie bekannt ist, wurde die Verstellung des Hebels 30 aus der Stellung, welche mit ausgezogenen Linien dargestellt ist, in die Stellung 30', welche gestrichelt dargestellt ist, bewirken, dass das Flugzeug nach oben kippt, steigt und den Vorwärtsflug verlangsamt. Die tatsächliche mechanische Bewegung am Ausgang 36 des Summiergliedes 34 weicht von der mechanischen Bewegung am Eingang 32 durch einen mechanischen Eingang zum Summierglied 34 von einer elektromechanischen Betätigungsvorrichtung 40 ab. Die elektromechanische Betätigungsvorrichtung 40 bezieht ein Eingangssignal von einem Summiernetzwerk 42, welches seinerseits auf ein Paar Verstärker 44, 46 anspricht, welche die Verstärkungen K3 und K 4 aufweisen. Die Verstärker 44und 46 sprechen ihrerseits auf einen Kippkreisel 48, bzw. einen Kippgeschwindigkeitskreisel 50 an. Die eben beschriebenen Vorrichtungen 40 bis 50 stel len das automatische Flugeteuerungssystem des Flugzeuges dar, welches manchmal als innere Steuerschleife des Flugzeuges bezeichnet wird,weil seine Funktion darin besteht, die Bewegung des Hebels selbst nicht zu be-

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- 7 einflössen, sondern nur das Resultat dieser Bewegung zu verändern.

In der Figur 4 ist eine Vorzeichenübereinstimmung getroffen, die darin besteht, dass das Kippen nach oben, wie dargestellt, einem positiven Kippwinkel entspricht, und es wird angenommen, dass als Folge eines solchen positiven Kippens das Ausgangssignal des Kippkreisels 48 und das Ausgangssignal das Kippgeschwindigkeitskreisels 50 solcher Polarität ist, dass beide Signale beim Anlegen an das ■ Summiernetzwerk 42 und die elektromechänische Betätigungsvorrichtung 40 dem positiven Kippen des Flugzeuges entgegenwirken. Deshalb sind diese Signale als negative Eingangssignale zum Summiernetzwerk 42 dargestellt.

In Übereinstimmung mit der Erfindung wird das Steuersystem des Flugzeuges so umgeändert, dass es die Last 22 stabilisiert, derart, dass das Kabel 24 senkrecht bleibt (obschon nicht notwendigerweise senkrecht zum Rahmen des Flugzeuges). Gemä'ss der Erfindung ist ein Kabelgeschwindigkeitskreisel 52 auf dem Flugzeug in solcher Weise mon-

de tiert, dass es nur die Geschwindigkeitsänderung (-rr) des Winkels e des Kabels bezüglich der Senkrechten in einer durch die Längsachse des Flugzeuges hindurchgehenden senkrechten Ebeneinisst, und dabei die Fluglage des Flugzeuges oder die Seitenabweichungen nicht berücksichtigt. Das Ausgangssignal des Kabelwinkelgeschwindigkeitskreisels 52 wird einem Verstärker 54 mit der Verstärkung Kl zugeführt, dessen Ausgang an das Summierungsnetzwerk 42 angeschlossen ist. Das Ausgangssignal des Kabelgeschwindigkeitskreisel 52 wird

K2 auch einem Verzögerungskreis 56 mit der Funktion r—τ~Τ» ^{wo K2} der Verstärkungsfaktor, t die Zeitkonstante, und S der LaPlace-Operator (entspricht der zeitlichen Ableitung) ist, zugeführt. Die Zeitkonstante t ist so ausgewählt, dass die Funktion des Kreises auf Kurzzeitbasis gleich dem Winkel e ist. Es ist zu bemerken, dass die Polarität des Verstärkers 54, so wie er an das Summiernetzwerk 42 angeschlossen ist, negativ ist (die gleiche Polarität wie die Kreisel 48 und 50), sodass, wenn die Ladung zu schwingen anfangt und die Geschwindigkeitsänderung des Winkels bezüglich der Zeit (e) gross ist, das Flugzeug zuerst ein Eingangssignal von entgegengesetzem Vorzeichen erhält, wodurch es nach unten kippt, sodass das Flugzeug, in Übereinstimmung mit der Vorzeichenbestimmung

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.der Figur 4, nach vorne fliegen würde und damit versuchte momentan über der Last zu bleiben. Jedoch beginnt nach einer kurzen Zeit- .„[. Periode das Ausgangssignal des Verstärkers 56 sich aufzubauen und ? bewirkt eventuell eine positive Anstellung des Flugzeuges, sodass das Flugzeug versuchte seinen Flug zu verlangsamen, wodurch eine entgegengesetzte, nach hinten gerichtete Beschleunigung an der r'äl Last 22 durch das Label 24 angelegt würde, die versuchen würde 4äie Pendelbewegung der Last zu dämpfen. Um diese kombinierte Wirkung ^t. j darzustellen, zeigt Figur 5 genau einen Teil der Schwingung der Last von der Senkrechten weg nach vorne zu dem in der Figur 4 dargesteliE*- ten Punkt. Dieses Beispiel steht für das Ansprechen der Last auf " einen kurzen Winds toss, welcher versucht, die Last nach vorne zu schwenken. Der Betrieb der Verstärker 54, 56 als Antwort auf den Kabelwinkelgeschwindigkeitskreisel, ist hier grob dargestellt, wobei kein bestimmter Hasstab zugrunde gelegt worden ist. So wie es in der Figur 5, dargestellt ist, zeigt Darstellung A den Fall wo _; der Kabelwinkel nicht von Null (Senkrechte) bis zu einem Wert +e (ist in der Figur 4 dargestellt) zum Zeitpunkt T3 aufbaut. In diesem Fall wird die Zeitkonstante t relativ lang bezüglich einer Kurz- ,_A \ zeitschwingung (kurz bedeutet in diesem Fall gleich T3) ausgewählt. Die Darstellung B zeigt, dass die A'nderungsgeschwindigkeit des W in τ kels e sich von Null bis Maximum bei Tl aufbaut und dann bis zu dem Wert Null im Zeitpunkt T3 abnimmt. Andererseits zeigt die Darstellung C, dass die Verzögerungs funktion -—· kurzzeitig im we-

uS τ X ■ ^J:>'- ·

sentlichen gleich dem Winkel e ist (abhängig vom Verstärkungsfaktor ,. D2), sodass sie ihrem Maximalwert irgendwo nahe dem Zeitpunkt T3 .^ annimmt, und dass, wenn einmal dieAnderungsgeschwindigkeit des Winkels durch Null geht (zum Zeitpunkt TS)₁SXe wieder bis auf Null abnimmt. Die Kombination der beiden (welche die Wirkung ist, welche .,., die Ausgangssignale der beiden Verstärker 54 und 56 auf das Suramiernetzwerk 42 haben) ist in der Darstellung D gezeigt. Dies ist das Steuereingangssignal, welches dem Flugzeug zugeführt wird, um die Wirkung der Pendelbewegung der Last zu überwinden. Zuerst wird ein negatives Eingangssignal geliefert, welches versucht das Flugzeug über der Last zu fliegen; dann liegt im Zeitpunkt T2 kein Ein- * gangssignal vor, und danach wird ein positives Signal angelegt,

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welches die Bremsung des Flugzeuges bewirkt (siehe Figur 4) wodurch dem Schwingen der Ladung entgegengewirkt wird, sodass während der Zeitperiode zwischen T2 und T3 bev/irkt wird, dass das Flugzeug gegen die Schwingung an der Last zieht, wodurch kinetische Energie verbraucht oder die harmonische Bewegung der Last gedämpft wird. Das Steuereingangssignal zieht weiter an der Last und versucht vom Zeitpunkt T3 an dieselbe unter das Flugzeug zu ziehen. Selbstverständlich werden in einer realen Lage die Wellenformen der Figur 5 komplizierter, weil die Änderungsgeschwindigkeit des Hinkeis nach dem Zeitpunkt T3 negativ wird, so wie die Last anfängt nach hinten zurückzuschwingen. Dies wird desweitern noch dadurch kompliziert, dass das Flugzeug selbst in Bewegung ist, und nicht nur Eingangssignale empfängt, die versuchen die Last zu stabilisieren, aber andere Eingangssignale vom automatischen Flugsteuerungs- system und vielleicht auch vom Piloten. Aus diesem Grunde wurde nur der einfache Teil des Zyklus in der Figur 5 dargestellt.

Der Kanal for die periodischen Steigungesteuerung für die Bewegung des Hubschraubers um die Längsachse, in Übereinstimmung mit einer Ausfuhrungsform der Erfindung, ist dem in der Figur 4 dargestellten Kanal für die periodische Steigungssteuerung um die Querachse identisch, mit der Ausnahmen, dass die Konstanten verschieden gewählt sind, weil das Flugzeug um die Längsachse und um die Querachse in verschiedener Weise anspricht und die Zeitponstante mag etwas kleiner sein, weil das Flugzeug um die Längsachse schneller anspricht ale um die Querachse. Eine ahnliche VorzeichenCfbereinkunft wird getroffen, indem einfach die Bewegung des Hebels nach Steuerbord poiitiv definiert wird/ Kippen des Flugzeuges nach unten zur Steuer-•«riseite hin ioll positiv sein/ und ei» Kabelwinkel zur Backbord-S«ite der Senkrechten soll positiv sein» Zn der periodischen Steigongssteuerung um die Längsachse liefert ein Kabelwinkelftthler, welcher nur auf die Xnderungsgeechwindigkeit des Winkels des Kabele von der Senkrechten in eine Steuerbord-Backbordebene anspricht, das notwendige Geschwindigkeitssignal.

Hie bekannt ist, wer den die Zeitkonstanten der Verstärker die Verstärkungsfaktoren und die Polaritäten der Eingangssignale so ausge-r wählt, dass sie sich für die Dynamik einer gegebenen Ausführungs-

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BAD ORIGINAL

form der Erfindung eignen. Z.B. wird eine Stabilitatsanalyse für ein gegebenes Flugzeug mit einer typischen Musterlast und einer gegebenen Kabellänge zu einem Satz von Parametern führen; Änderungen der Dynamik des Flugzeuges oder der Länge des Kabels oder wesentliche Änderungen in der Grosse der Last werden die for ein stabilea System erforderlichen Parameter ändern, wobei auch das Vorzeichen oder der Richtungssinn der Signale von den Verstärkern 54 und 56 nicht ausgeschlossen sind. Z.B. Kann ein sehr kurzes Kabel erfordern, dass die Polarität des Ausgangs einer der Verstärker 54 und 56 gegenüber der Vorzeichenübereinkunft nach der Figur 4 umgepolt wird. Es ist wichtig zu bemerken, dass die Auswahl der Parameter, einschliesslich der Vorzeichen, aus der Standardstabilista'tsanalyse bestimmt werden können, was allgemein bekannt ist.

Die hierin beschriebene Aus f uhr ungs form der Erfindung bezieht sich auf Hubschrauber zum Heben schwerer Lasten. Jedoch sei bemerkt, dass andere Flugzeuge in einem System, in dem die vorliegende Erfindung eingebaut ist, benutzt werden können. Obwohl Geschwindigkeitskreisel für die Querachse und die Längsachse gezeigt worden sind, kann die Erfindung auch mit nur einem KippXreisel für Erfassen der Bewegung um die Querachse ausgewertet; werden, wobei die zeitliche Ableitung dessen Aus-gangs signal für die Anderungsgeschwindigkeitsfunktion der Kippbewegung genommen wird. In ähnlicher Weise können die Winkel des Kabels mit Stellungemessfühlern, wie etva Potentiometern, gemessen werden und das Änderungsgeschwindig -keitssignal euren Differentiation des AusgangesignaIs der Stellungsfühler gewonnen werden. Die Erfindung kann auch in anderen Flug-•teuereystem angewandt wedden; χ.B. «in kompletter·· Flugzeugsteuer-•yete» kann Quer- und Ungs beschleunigt»·, «te···* enthalten, welche dazu beitragen das Flugzeug in einer stabilen Art und Weieemi führen, oder es kann auch ein Grundgeschwindigkeiteeihgangesignalenthalten, um das genaue Manövrieren de· Flugzeug·· su erleichtern.

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Claims (7)

1.1 Verfahren zum Steuern eines Flugzeuges zur Dämpfung ir Pendelbewegung einer an einem Kabel unter dem Flugzeug aufgehängten Last, welche eine Pendelbewegung ausführt, welche eine Grundperiode besitzt, die ein erstes Zeitinterval aufweist, da sie im wesentlichen durch eine relativ hohe Geschwindigkeit und einen relativ kleinen Winkel bezöglich der Senkrechten gekennzeichnet ist, und ein zweites Interval aufweist, das im wesentlichen durch eine relativ niedrige Geschwindigkeit und einen relativ grossen Winkel bezüglich der Senkrechten gekennzeichnet ist, gekennzeichnet durch Manövrieren des Flugzeuges derart, dass das Flugzeug sich in der gleichen Richtung wie die Last während des ersten Zeitintervals der Schwingung der Last von der Senkrechten weg bewegt, und Manövrieren des Flugzeuges derart, dass dasselbe sich in eine Richtung entgegengesetzt der Bewegung der Last während des zweiten Zeitintervals der Schwingung der Last von der-Vertikalen weg bewegt.

2. Flugzeugsteuereinrichtung zum Stabilisieren einer unter einem Flugzeug mittels eines Kabels aufgehängten Last gegen die von dieser ausgeführten Pendelbewegung, welche eine Grundperiode hat, die ein erstes Zeitinterval aufweist, das im wesentlichen gekennzeichnet ist, durch eine relativ hohe Geschwindigkeit und einen relativ kleinen Winkel bezüglich der Senkrechten und welche ein zweites Interval aufweist, das im wesentlichen gekennzeichnet ist, durch eine relativ kleine Geschwindigkeit und einen relativ grossen Winkel bezüglich der Senkrechten, gekennzeichnet durch Mittel (52) zum Messen der Bewegung des Kabels bezüglich der Senkrechten und zum Erzeugen eines Signals, Funktion dieser Bwegung, und auf dieses Signal ansprechende Mittel (42, 40) zum Bewirken, dass das Flugzeug sich während eines wesentlichen Teiles des ersten Zeitintervals in der gleichen Richtung wie die Last bewegt und dass dasselbe sich während eines wesentlichen Teiles während des zweiten Zeitintervals in entgegengesetzter Richtung zur Bewegung der Last bewegt.

3. Steuereinrichtung nach Anspruch 2, gekennzeichnet dadurch, dass die Mittel zum Erzeugen des genannten Signals eines Messfühler (52), welcher auf die Stellung des Kabels bezüglich der Senkrechten anspricht um ein Geschwindigkeitssignal bezüglich der

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A'nderungs-geschwindigkeit des Winkels des Kabels bezüglich der Senkrechten zu erzeugen, sowie auf dieses Geschwindigkeitssignal ansprechende Mittel (54, 56, 42) zum Erzeugen des genannten Signals als Differenz zwischen dem verzögerten Geschwindigkeitssignal und dem Geschwindigkeitssignal umfassen.

4. Steuereinrichtung nach Anspruch 3, in Verbindung mit einem Flugzeug, das mehrere Steuerflächen zur Steuerung der Plugbewegung desselben umfasstund das in Flugsteuersystem zum Erzeugen mindestens einer Teilsteuerung der Steuerflächen umfasst, dadurch gekennzeichnet, dass die auf das Geschwindigkeitssignal ansprechenden Mittel ein Eingangssignal zur Flugsteuereinrichtung liefern, welches von dem Geschwindigkeitssignal und einer zusätzlichen Funktion dieses Geschwindigkeitssignals in einer Weise abhängt, dass eine Bewegung des Flugzeuges bewirkt wird, welche, der Pendelbewegung der Last entgegenwirkt.

5. Steuereinrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass die zusätzliche Funktion ein verzögertes Geschwindigkeitssignal ist.

6. Steuereinrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass die zusätzliche Funktion proportional zum Integral des GeschwindigkeitssignaIs ist.

7. . Steuereinrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass die zusätzliche Funktion von einem Filter geliefert wird, dessen Übertragungsfunktion proportional zu -—-y— , wobei s der LaPlace-Operator und t eine Zeitkonstante sind.

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