DE3908315A1 - Einrichtung und verfahren zum steuern eines luftfahrzeugs, insbesondere eines ferngesteuerten luftfahrzeugs - Google Patents

Einrichtung und verfahren zum steuern eines luftfahrzeugs, insbesondere eines ferngesteuerten luftfahrzeugs

Info

Publication number
DE3908315A1
DE3908315A1 DE3908315A DE3908315A DE3908315A1 DE 3908315 A1 DE3908315 A1 DE 3908315A1 DE 3908315 A DE3908315 A DE 3908315A DE 3908315 A DE3908315 A DE 3908315A DE 3908315 A1 DE3908315 A1 DE 3908315A1
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
aircraft
angle
command signal
signal
drive
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Ceased
Application number
DE3908315A
Other languages
English (en)
Inventor
Zacharia Berejik
Allon Wallach
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
B.T.A. AUTOMATIC PILOTING INTERNATIONAL (1995) LTD
Original Assignee
B T A AUTOMATIC PILOTING SYSTE
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by B T A AUTOMATIC PILOTING SYSTE filed Critical B T A AUTOMATIC PILOTING SYSTE
Publication of DE3908315A1 publication Critical patent/DE3908315A1/de
Ceased legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • GPHYSICS
    • G05CONTROLLING; REGULATING
    • G05DSYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00Control of position, course or altitude of land, water, air, or space vehicles, e.g. automatic pilot
    • G05D1/0011Control of position, course or altitude of land, water, air, or space vehicles, e.g. automatic pilot associated with a remote control arrangement
    • G05D1/0033Control of position, course or altitude of land, water, air, or space vehicles, e.g. automatic pilot associated with a remote control arrangement by having the operator tracking the vehicle either by direct line of sight or via one or more cameras located remotely from the vehicle
    • AHUMAN NECESSITIES
    • A63SPORTS; GAMES; AMUSEMENTS
    • A63HTOYS, e.g. TOPS, DOLLS, HOOPS OR BUILDING BLOCKS
    • A63H30/00Remote-control arrangements specially adapted for toys, e.g. for toy vehicles
    • A63H30/02Electrical arrangements
    • A63H30/04Electrical arrangements using wireless transmission
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/02Initiating means
    • B64C13/16Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
    • B64C13/20Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors using radiated signals

Description

Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf eine Einrichtung und ein Verfahren zum Steuern eines Luftfahrzeugs. Die Erfindung ist insbesondere zum Stabilisieren ferngesteuerter Luftfahrzeuge, wie Modellflugzeuge, Zielflugzeuge und kleiner unbemannter Flugkörper, hinsichtlich Rollen und Nicken (Schräglage und Anstellwinkel) anwendbar und wird unten deshalb mit Bezug auf diese Anwendung beschrieben.
Viele Techniken zur Ausstattung ferngesteuerter Luftfahrzeuge, wie etwa Modellflugzeuge. mit einer Roll- und Nick-Stabilisierung sind hereits vorgeschlagen worden.
Ein bekanntes System zur Bereitstellung einer Roll- Stabilisierung schließt Flügel-Steller ein; während dieses System eine ziemlich gute Langzeit-Stabilität liefert, ist es durch eine schlechte Reaktion auf unmittelbare Befehlsänderungen gekennzeichnet. Ein anderes bekanntes System zur Bereitstellung einer Roll-Stabilisierung, und auch einer Nick-Stabilisierung, umfaßt einen vertikalen Kreisel; dieses System ist im allgemeinen jedoch durch hohen Leistungsbedarf, hohes Gewicht, hohen Preis und geringe Zuverlässigkeit gekennzeichnet.
Ein bekanntes System zur Bereitstellung einer Nick- Stabilisierung schließt einen Wendekreisel ein, aber dieses System liefert eine dynamische Stabilisierung ohne Lage­ stabilisierung; das heißt, im allgemeinen hält es einen Horizontalflug nicht über lange Zeitabschnitte aufrecht. Ein weiteres bekanntes System zur Bereitstellung einer Nick- Stabilisierung schließt mechanische oder elektro-mechanische Höhenmeßwandler zum Halten der Höhe ein, die die Steiggeschwindigkeit des Luftfahrzeugs erfassen; solche Systeme sind jedoch aufgrund Hysterese und niedriger Empfindlichkeit nicht präzise und deshalb normalerweise nur zur Aufrechterhaltung von Horizontalflügen geeignet. Ein weiteres bekanntes System umfaßt eine elektrostatische Stabilisierung; zu den Nachteilen eines solchen Systems gehören jedoch seine Empfindlichkeit gegenüber örtlichen Wetteränderungen und atmosphärischen Störungen sowie das Erfordernis radioaktiven Materials zum Beschichten der Fühler-Elektroden.
Eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung besteht in der Bereitstellung einer Einrichtung und eines Verfahrens, die eine Roll- und/oder Nick-Stabilisierung bei einem Luftfahrzeug, insbesondere einem ferngesteuerten Luftfahrzeug, hervorbringen und Vorteile in den oben genannten Gesichtspunkten aufweisen.
Gemäß einer Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung wird ein ferngesteuertes Luftfahrzeug bereitgestellt mit Querrudern zum Steuern der Schräglage-Änderungen des Luftfahrzeugs, einem Querruderantrieb, Höhenrudern zum Steuern der Anstellwinkel-Änderungen des LuItfahrzeugs, einem Höhenruderantrieb, und einem Empfänger zum Empfangen eines Schräglage-Befehlssignals von einem entfernt gelegenen Sender, welches dem Querruderantrieb zum Steuern der Schräglage-Änderungen des Luftfahrzeugs zuzuführen ist, und eines Anstellwinkel-Befehlssignals, welches dem Höhenruderantrieb zum Steuern der Anstellwinkel-Änderungen des Luftfahrzeugs zuzuführen ist; dadurch gekennzeichnet, daß das Luftfahrzeug ferner umfaßt einen Sensor zum Erfassen des Ist-Werts der Wendegeschwindigkeit des Luftfahrzeugs und zum Erzeugen eines dazu proportionalen Wendegeschwindigkeits- Signals, welches inhärent auch dem Ist-Wert des Schräglagewinkels des Luftfahrzeugs proportional ist; und Mittel zum Zuführen des Wendegeschwindigkeits-Signals an den Querruderantrieb als ein negatives Rückkopplungssignal zusammen mit dem Schräglage-Befehlssignal, um dadurch den Schräglagewinkel des Luftfahrzeugs in einer Lage zu stabilisieren.
Nach einer anderen Ausgestaltung der Erfindung umfaßt das Luftfahrzeug einen weiteren Sensor zum Erfassen des Ist-Werts der Steiggeschwindigkeit des Luftfahrzeugs und zum Erzeugen eines dazu proportionalen Steiggeschwindigkeits-Signals, welch letzteres Signal inhärent auch dem Ist-Wert des Anstellwinkels des Luftfahrzeugs proportional ist; und Mittel zum Zuführen des Steiggeschwindigkeits-Signals an den Höhenruderantrieb als ein negatives Rückkopplungssignal zusammen mit dem Anstellwinkel-Befehlssignal, um dadurch den Anstellwinkel des Luftfahrzeugs in einer Lage zu stabilisieren.
Es ist besonders hervorzuheben, daß die Erfindung eine Lage­ Stabilisierung, d.h. Stabilisierung der Lage des Luftfahrzeugs bezüglich des Horizonts, beinhaltet. Die Lage­ Stabilisierung der vorliegenden Erfindung ist zu unterscheiden von der im Stand der Technik bekannten, dynamischen Stabilisierung, d.h. einer Stabilisierung des Luftfahrzeugs bezüglich Änderungen des Anstellwinkels oder der Schräglage ohne Bezugnahme auf die absolute Lage.
Die Erfindung ist befähigt, in zwei Betriebsarten zu arbeiten, nämlich in einer Normalen Betriebsart oder in einer Automatischen Betriebsart. In der Normalen Betriebsart spezifizieren das Schräglage-Befehlssignal und das Anstellwinkel-Befehlssignal die Änderungen der Schräglagewinkel und der Anstellwinkel und definieren nicht einen speziellen Schräglagewinkel oder Anstellwinkel; in der Automatischen Betriebsart hingegen bestimmen das Schräglage­ Befehlssignal und das Anstellwinkel-Befehlssignal die Lage des Luftfahrzeugs, d.h. die Werte des Schräglagewinkels und des Anstellwinkels selbst.
Wie aus der nachfolgenden Beschreibung deutlicher wird, bringt die Erfindung eine Anzahl wichtiger Vorteile gegenüber den oben genannten bekannten Stabilisierungs-Techniken mit sich. So z.B. erfassen die bekannten Wendekreisel-Techniken nur die Änderungsrate des Schräglagewinkels und des Anstellwinkels; deshalb werden kleine Änderungen nicht erfaßt und haben die Tendenz, sich zu akkumulieren. Bei der vorliegenden Erfindung hingegen wird durch Erfassung der Wendegeschwindigkeit ein dem Ist-Wert des Schräglagewinkels proportionales Signal erzeugt, und durch Erfassung der Steiggeschwindigkeit wird ein dem Ist-Wert des Anstellwinkels proportionales Signal erzeugt; diese Signale werden zusammen mit dem Schräglage-Befehlssignal und dem Anstellwinkel- Befehlssignal dem Querruderantrieb bzw. dem Höhenruderantrieb zugeführt und verkörpern Gegenkopplungssignale, die das Luftfahrzeug bezüglich Schräglagewinkel und Anstellwinkel tendenziell stabilisieren.
Wenn z.B. das Schräglage-Befehlssignal gegeben ist, liefert der Wendegeschwindigkeitssensor am Luftfahrzeug ein Ausgangssignal, das dem Schräglage-Befehlssignal entgegengesetzt ist, so daß im eingeschwungenen Zustand ein konstanter Schräglagewinkel erzielt wird; dies führt zu der befohlenen Wende des Luftfahrzeugs, während der Schräglagewinkel stabilisiert ist. Die Stabilisierung des Anstellwinkels wird in der gleichen Weise durch das Gegenkopplungssignal erreicht, das mittels des Steiggeschwindigkeits-Sensors erzeugt wird, welcher den Ist- Wert des Anstellwinkels und nicht dessen Änderungsrate mißt; dieses Signal wird dem Höhenruderantrieb des Luftfahrzeugs zusammen mit dem Anstellwinkel-Befehlssignal zugeführt und bewirkt dadurch den befohlenen Anstieg des Luftfahrzeugs, während der Anstellwinkel stabilisiert wird.
Ein weiterer wichtiger Vorteil der Erfindung besteht darin, daß herkömmliche Wendegeschwindigkeits- und Steiggeschwindigkeits-Sensoren, wie sie gegenwärtig zu vernünftigen Kosten in der mit funkferngesteuerten Modellflugzeugen befaßten Industrie verwendet und verfügbar sind, eingesetzt werden können, um das Luftfahrzeug bezüglich Schräglagewinkel und Anstellwinkel zu stabilisieren.
Fig. 1 zeigt schematisch ein erfindungsgemäß gebautes ferngesteuertes Luftfahrzeug;
Fig. 2 zeigt den am Boden stationierten Befehlssender zum Steuern des Luftfahrzeugs gemäß Fig. 1;
Fig. 3 ist ein Blockdiagramm zur Illustration des Bord- Steuersystems im Luftfahrzeug, inclusive einer erfindungsgemäßen Erweiterungseinheit; und
Fig. 4 ist ein Block-Diagramm zur Illustration eines erfindungsgemäß gebauten Systems, welches als Erweiterungseinheit im Bord-Steuersystem der Fig. 3 einsetzbar ist.
Fig. 1 zeigt schematisch ein ferngesteuertes Luftfahrzeug herkömmlicher Bauart, mit Querrudern 2 zum Steuern von Roll- Bewegungen des Luftfahrzeugs und mit Höhenrudern 4 zum Steuern der Anstellwinkel-Änderungen des Luftfahrzeugs. Die Querruder 2 werden durch einen schematisch als ED dargestellten Querruderantrieb betätigt, der ein herkömmlicher Querruder-Servomotor sein kann; und die Höhenruder 4 werden durch einen schematisch als ED dargestellten Höhenruderantrieb betätigt, der ein herkömmlicher Höhenruder-Servomotor sein kann.
Das in Fig. 1 dargestellte Luftfahrzeug umfaßt ferner einen Wendegeschwindigkeits-Sensor, der schematisch mit Block ROTS angegeben ist, und einen Steiggeschwindigkeits-Sensor, der schematisch mit Block ROCS angegeben ist. Beide Sensoren können von einer bekannten Bauart sein, wie sie gegenwärtig zu niedrigen Kosten für den Einsatz bei der Steuerung funkferngesteuerter Modellflugzeuge erhältlich sind. Wie unten genauer beschrieben, wird in der vorliegenden Erfindung der Wendegeschwindigkeits-Sensor ROTS zur Stabilisierung des Luftfahrzeugs bezüglich des Rollens (oder des Schräglagewinkels) und der Steiggeschwindigkeits-Sensor ROCS zur Stabilisierung des Luftfahrzeugs bezüglich des Anstellwinkels verwendet.
Das Luftfahrzeug gemäß Fig. 1 wird durch einen allgemein mit 10 bezeichneten, am Boden befindlichen Befehlssender gesteuert, der zur Herstellung einer Kommunikation mit dem in der Luft befindlichen Luftfahrzeug mit einer Antenne 12 versehen ist. Der Befehlssender 10 enthält zwei manuell bewegbare Steuerknüppel 14 und 16. Der Steuerknüppel 14 ist vertikal bewegbar, um den Drossel- (oder Drehzahl-) Antrieb im Luftfahrzeug zu steuern, indem Drehzahl-Befehlssignale erzeugt werden, die über die Antenne 12 an das Luftfahrzeug gesendet werden. Der Steuerknüppel 14 kann auch horizontal bewegt werden, um das Steuerruder (oder eine Wende) des Luftfahrzeugs zu steuern, indem Wende-Befehlssignale erzeugt und an das Luftfahrzeug gesendet werden. In ähnlicher Weise ist der Steuerknüppel 16 vertikal bewegbar, um Anstellwinkel- Befehlssignale zu erzeugen, die an den Höhenruderantrieb des Luftfahrzeugs zu senden sind, um den Anstellwinkel oder Anstieg zu steuern; in horizontaler Richtung ist der Steuerknüppel 16 hingegen bewegbar, um Roll-Befehlssignale zu erzeugen, die zum Steuern des Rollens oder Wendens des Luftfahrzeugs an den Querruderantrieb des Luftfahrzeugs zu senden sind.
Der Befehlssender 10 am Boden umfaßt ferner einen Betriebsarten-Wahlschalter 18, zur Auswahl einer von zwei Betriebsarten eingestellt werden kann: (1) eine Normale Betriebsart, in der der Bediener des Befehlssenders das Luftfahrzeug direkt steuert; oder (2) eine Automatische Betriebsart, in der die manuellen Befehlssignale, die zum Luftfahrzeug gesendet werden, durch Wendegeschwindigkeits­ und Steiggeschwindigkeits-Signale verändert werden, um eine Roll- und Nick-Stabilisierung hervorzubringen, wie unten näher beschrieben. Das Luftfahrzeug enthält ferner vorprogrammierte Lagesteuermittel zur Erzeugung von Lage- Befehlssignalen und einen Funkverbindungs-Identifikator, der bei einer Störung oder Unterbrechung der Funkverbindung zwischen Funksender und Luftfahrzeug Schaltmittel betätigt, um die Lage-Befehlssignale, die von den vorprogrammierten Lagesteuermitteln erzeugt werden, dem Querruderantrieb und dem Höhenruderantrieb zuzuführen. Letztere Maßnahme greift sowohl während der Normalen Betriebsart als auch während der Automatischen Betriebsart, wie gewählt mittels des Betriebsarten-Wahlschalters 18 des Befehlssenders 10.
Fig. 3 erläutert das an Bord des Luftfahrzeugs befindliche System zum Empfangen der verschiedenen Befehlssignale vom Befehlssender 10 am Boden. So etwa enthält das Steuerungssystem des Luftfahrzeugs einen aus einer Batterie 22 versorgten Funkempfänger 20 mit Antenne 24, wie in einem herkömmlichen System. Ebenfalls wie in einem herkömmlichen System gibt der Funkempfänger 20 die Drehzahl-Befehlssignale und die Wende-Befehlssignale an den (nicht näher dargestellten) Drossel- bzw. Steuerruder-Antrieb des Luftfahrzeugs weiter. Im Unterschied zum herkömmlichen System jedoch werden die Roll-Befehlssignale und die Anstiegs- Befehlssignale vom Funkempfänger 20 nicht direkt an den Querruderantrieb bzw. den Höhenruderantrieb geleitet, sondern vielmehr zuerst einer allgemein mit 30 bezeichneten Erweiterungseinheit zugeführt, die diese Signale verändert, bevor sie dem Querruderantricb bzw. dem Höhenruderantrieb übergeben werden.
Fig. 4 stellt den Aufbau der Erweiterungseinheit 30 nach Fig. 3 genauer dar. So z.B. enthält die Erweiterungseinheit 30 zusätzlich zu dem oben im Zusammenhang mit Fig. 1 genannten Wendegeschwindigkeits-Sensor ROTS und zum Steiggeschwindigkeits-Sensor ROCS ferner einen Begrenzungs- Schaltkreis LR, der das Schräglage-Befehlssignal vom Boden empfängt, und einen weiteren Begrenzungs-Schaltkreis LP, der das Anstellwinkel-Befehlssignal vom Boden empfängt. Um ein Abkippen und eine Instabilität zu verhindern, begrenzt der Begrenzungs-Schaltkreis LR das Schräglage-Befehlssignal auf sichere Werte, z.B. ±30°, bevor das Signal dem Querruderantrieb AD zugeführt wird; hingegen begrenzt der Begrenzungs-Schaltkreis LP, um einen Strömungsabriß und einen schnellen Abstieg zu verhindern, das Anstellwinkel- Befehlssignal auf sichere Werte, z.B. ±10°, bevor dieses Signal dem Höhenruderantrieb ED zugeführt wird.
Die Erweiterungseinheit 30 an Bord des Luftfahrzeugs umfaßt ferner einen Addier- und Former-Schaltkreis ASR, der sowohl das Signal vom Wendegeschwindigkeits-Sensor ROTS als auch das Schräglage-Befehlssignal vom Begrenzer LR empfängt. Schaltkreis ASR addiert das Signal von dem Wendegeschwindigkeits-Sensor ROTS, nach Begrenzung auf eine vorbestimmte Frequenz, als negatives Rückkopplungssignal zu dem Schräglage-Befehlssignal von Begrenzer LR und führt erst dann das resultierende Signal dem Querruderantrieb AD zu. Da das Wendegeschwindigkeits-Signal inhärent auch dem Ist-Wert des Schräglagewinkels des Luftfahrzeugs proportional ist, stabilisiert es den Schräglagewinkel des Luftfahrzeugs, wenn es als negatives Rückkopplungssignal zusammen mit dem Schräglage-Befehlssignal dem Querruderantrieb AD zugeführt wird.
In vergleichbarer Weise ist das Steiggeschwindigkeits-Signal von Sensor ROCS inhärent auch dem Ist-Wert des Anstellwinkels des Luftfahrzeugs proportional. Dieses Signal wird als negatives Rückkopplungssignal zusammen mit dem Anstellwinkel- Befehlssignal einem zweiten Addier- und Former-Schaltkreis ASP zugeführt. Dieser Schaltkreis begrenzt auf eine bestimmte Frequenz und liefert das Signal für den Höhenruderantrieb ED, welches den Anstellwinkel des Luftfahrzeugs steuert. So stabilisiert das Signal vom Steiggeschwindigkeits-Sensor ROCS, indem es als negatives Rückkopplungssignal zusammen mit dem Anstellwinkel-Befehlssignal angewendet wird, das Luftfahrzeug bezüglich des Anstellwinkels.
Die Erweiterungseinheit 30 (Fig. 3) an Bord des Luftfahrzeugs enthält ferner von dem Betriebsarten-Wahlschalter 18 des Senders 10 gesteuerte Schaltkreise zum Betreiben des Luftfahrzeugs gemäß der Normalen Betriebsart, bei der der Steuerknüppel 16 den Querruderantrieb AD und den Höhenruderantrieb ED und damit die Lageänderungen des Luftfahrzeugs direkt steuert, oder gemäß einer Automatischen Betriebsart, bei der die letztgenannten Antriebe von den Mitteln zur Roll- und Nick-Stabilisierung innerhalb der Erweiterungseinheit 30 an Bord des Luftfahrzeugs gesteuert werden. So etwa enthält die Erweiterungseinheit 30 an Bord des Luftfahrzeugs ferner einen Logikschaltkreis LOG, einen Funkverbindungs-Identifikator RLI, vorprogrammierte Lage­ Steuereinheiten TRIM-1 und TRIM-2, und zwei Wahlschalter SEL- 1 und SEL-2, die beide von dem Funkverbindungs-Identifikator RLI gesteuert werden.
Wenn der Betriebsarten-Wahlschalter 18 auf der Normalen Betriebsart steht, werden sowohl der Querruderantrieb AD als auch der Höhenruderantrieb ED direkt durch den Steuerknüppel 16 gesteuert, wie unten eingehender beschrieben; aber wenn der Betriebsarten-Wahlschalter 18 auf der Automatischen Betriebsart steht, werden das Schräglage-Befehlssignal und das Anstellwinkel-Befehlssignal, nachdem sie durch den Begrenzungs-Schaltkreis LR bzw. LP begrenzt wurden und zu den vom Wendegeschwindigkeits-Sensor ROTS bzw. Steiggeschwindigkeits-Sensor ROCS empfangenen Signalen addiert wurden, dem Querruderantrieb AD bzw. dem Höhenruderantrieb ED zugeführt.
Das in der Erweiterungseinheit 30 installierte, vorprogrammierte und eigensichere Lage-Steuersystem besteht aus dem Logik-Schaltkreis LOG, der beständig wirksam ist, um den Funkverbindungs-Identifikator RLI in die Lage zu versetzen, über die Wahlschalter SEL-1 und SEL-2 zu schalten. Das vorprogrammierte, eigensichere Lage-Steuersystem schließt ferner zwei Einheiten TRIM-1 und TRIM-2 ein, welche vorprogrammierte Lage-Steuerungen sind, um den Querruderantrieb AD und den Höhenruderantrieb ED immer dann gemäß dem vorprogrammierten Schräglagewinkel und Anstellwinkel zu steuern, wenn der Funkverbindungs- Identifikator RLI eine Störung oder Unterbrechung der Funkübertragung vom Sender 10 zum Empfänger 20 an Bord des Luftfahrzeugs feststellt; dadurch wird eine für Notfälle vorprogranmierte Lage-Stabilisierung des Luftfahrzeugs erreicht. Die Einheiten TRIM-1 und TRIM-2 können z.B. veränderbare Widerstände sein, die jeweils an eine feste Spannung angeschlossen sind, wobei der Wert des Widerstandes die abgegriffene Spannung und damit die vorprogrammierte Lage des Luftfahrzeugs bestimmt, z.B. einen Schräglagewinkel von 5 Grad nach rechts und einen Anstellwinkel von 2 Grad nach oben, was für die Flugbahn eine nach oben gerichtete Spirale bedeutet.
Das vorprogrammierte, eigensichere System übernimmt automatisch die Kontrolle über das Luftfahrzeug, wenn eine Störung oder Unterbrechung der Funkverbindung vom Funkverbindungs-Identifikator RLI festgestellt wird. Der letztgenannte Schaltkreis steuert die Wahlschalter SEL-1 und SEL-2, um die vorprogrammierten Steuereinheiten TRIM-1 und TRIM-2 an die Addier- und Former-Schaltkreise ASR und ASP zu schalten und damit letztere zu veranlassen, die der Situation angemessene Spannung dem Querruderantrieb AD bzw. dem Höhenruderantrieb ED zuzuführen und dadurch die Lage­ Stabilisierung vorzuprogrammieren. Die vorgenannte Beschreibung gilt unabhängig von der Stellung des Betriebsarten-Wahlschalters 18, d.h. unabhängig davon, ob die gewählte Betriebsart die Normale Betriebsart oder die Automatische Betriebsart ist.
Das in den Zeichnungen dargestellte System arbeitet wie folgt:
Wenn der Betriebsarten-Wahlschalter 18 des Senders 10 in der Normalen Betriebsart steht, steuert der Logik-Schaltkreis LOG die Wahlschalter SEL-1 und SEL-2 der Erweiterungseinheit 30 an Bord des Luftfahrzeugs so, daß der Querruderantrieb AD und der Höhenruderantrieb ED des Luftfahrzeugs auf Empfang der Befehle vom Befehlssender 10 geschaltet sind. Während dieser Betriebsart bestimmt die horizontale Stellung des Steuerknüppels 16 den zum Empfänger 20 an Bord des Luftfahrzeugs gesendeten Roll- oder Schräglageänderungs- Befehl, der den Querruderantrieb AD steuert; und die vertikale Stellung des Steuerknüppels 16 bestimmt den Anstellwinkeländerungs-Befehl, der dem Höhenruderantrieb ED an Bord des Luftfahrzeugs zugeführt wird.
Auf diese Weise wird immer dann, wenn eine Wende des Luftfahrzeugs gewünscht wird, durch horizontales Bewegen des Steuerknüppels 14 ein Wende-Befehl gesendet, oder es wird durch horizontales Bewegen des Steuerknüppels 16 ein Schräglage-Befehl gesendet. Der Wende-Befehl wird direkt dem (nicht näher dargestellten) Steuerruderantrieb des Luftfahrzeugs in der herkömmlichen Weise zugeleitet, wie in Fig. 3 gezeigt; oder der Schräglage-Befehl wird direkt dem Querruderantrieb AD zugeleitet; und der Anstellwinkeländerungs-Befehl wird direkt dem Höhenruderantrieb ED zugeleitet.
Es ist somit ersichtlich, daß während der Normalen Betriebsart die oben genannten Maßnahmen zum Stabilisieren der Schräg- und Steiglage des Luftfahrzeugs außer Kraft gesetzt sind und das Luftfahrzeug direkt durch die vom Bediener unter Sichtkontakt zum Luftfahrzeug gesendeten Befehlssignale gesteuert wird. Sollte jedoch der Funkkontakt unterbrochen oder gestört werden, würde der Funkverbindungs- Identifikator RLI dies erkennen und die beiden Wahlschalter SEL-1 und SEL-2 umsteuern, um die Addier- und Former- Schaltkreise ASR, ASP von den Begrenzungs-Schaltkreisen LR und LP zu trennen, welche die Befehle von dem Sender erhalten, und die vorprogrammierten Lage-Steuermittel TRIM-1 und TRIM-2 mit den Addier- und Former-Schaltkreisen ASR, ASP zu verbinden. Der Querruderantrieb AD und der Höhenruderantrieb ED würden dadurch gemäß der vorprogrammierten Lage der Einheiten TRIM-1 und TRIM-2 gesteuert.
Während dieses vorprogrammierten Betriebs sind die Schaltkreise zur Stabilisierung der Schräglage und des Anstellwinkels aktiviert. Somit ist der Wendegeschwindigkeits-Sensor ROTS mit dem Schaltkreis ASR verbunden, um ein gegenüber dem Schräglage-Befehlssignal (von Einheit TRIM-1) negatives Rückkopplungssignal zu liefern, wodurch das Luftfahrzeug bezüglich des Schräglagewinkels stabilisiert wird. In entsprechender Weise wird der Steiggeschwindigkeit-Sensor ROCS mit dem Schaltkreis ASP verbunden, um ein dem Ist-Wert des Anstellwinkels des Luftfahrzeugs proportionales Signal als negatives Rückkopplungssignal zusammen mit dem Anstellwinkel- Befehlssignal (von Einheit TRIM-2) zu verwenden, wodurch das Luftfahrzeug bezüglich des Anstellwinkels stabilisiert wird.
Wenn der Betriebsarten-Wahlschalter 18 des Senders 10 auf der Automatischen Betriebsart steht, steuert der Logik- Schaltkreis LOG die Wahlschalter SEL-1 und SEL-2 der Einheit 30 an Bord des Luftfahrzeugs so, daß sie die Begrenzungs- Schaltkreise LR und LP mit den Addier- und Former- Schaltkreisen ASR und ASP verbinden. Um ein Abkippen (Abschmieren) und eine Instabilität zu verhindern, begrenzt der Begrenzungs-Schaltkreis LR das Schräglage-Befehlssignal auf sichere Werte, z.B. ±30 Grad, bevor das Schräglage­ Befehlssignal dem Addier- und Former-Schaltkreis ASR zugeführt wird.
Die oben beschriebenen Schaltkreise zur Stabilisierung des Schräglagewinkels und des Anstellwinkels werden ebenfalls während dieser Automatischen Betriebsart aktiviert. So empfängt, wie in Fig. 4 gezeigt, der Addier- und Former- Schaltkreis ASR auch ein Wendegeschwindigkeits-Signal von dem Wendegeschwindigkeits-Sensor ROTS, welches als negatives Rückkopplungssignal zusammen mit dem Schräglage-Befehlssignal dem Addier- und Former-Schaltkreis ASR zugeführt wird. Wie weiter oben beschrieben, ist das Wendegeschwindigkeits-Signal von dem Wendegeschwindigkeits-Sensor ROTS inhärent dem Ist- Wert des Schräglagewinkels des Luftfahrzeugs proportional, und deshalb stabilisiert es den Schräglagewinkel des Luftfahrzeugs, wenn es als negatives Rückkopplungssignal zusammen mit dem Schräglage-Befehlssignal dem Addier- und Former-Schaltkreis ASR zugeführt wird, bevor das letztere Signal dem Querruderantrieb AD zugeleitet wird.
Die Stabilisierung des Anstellwinkels des Luftfahrzeugs wird auf ähnliche Weise mittels des Steiggeschwindigkeits-Signals vom Sensor ROCS erreicht, welches als negatives Rückkopplungssignal zusammen mit dem Anstellwinkel- Befehlssignal dem Addier- und Former-Schaltkreis ASP zugeführt wird, bevor dessen Ausgangssignal dem Höhenruderantrieb ED zugeleitet wird. So ist das Steiggeschwindigkeits-Signal vom Sensor ROCS inhärent auch dem Ist-Wert des Anstellwinkels des Luftfahrzeugs proportional und stabilisiert deshalb dessen Anstellwinkel, wenn es als negatives Rückkopplungssignal zusammen mit dem Anstellwinkel-Befehlssignal verwendet wird.
Die oben beschriebenen vorprogrammierten Lage-Steuermittel, mit den Einheiten TRIM-1 und TRIM-2, sind ebenfalls während der Automatischen Betriebsart aktiviert, wenn der Funkkontakt unterbrochen oder gestört werden sollte. So betätigt der Funkverbindungs-Identifikator RLI nach Feststellung einer Unterbrechung oder Störung des Funkkontakts die beiden Wahlschalter SEL-1 und SEL-2, um die Addier- und Former- Schaltkreise ASR, ASP von den Begrenzungs-Schaltkreisen LR und LP zu trennen, die die Befehle vom Sender empfangen, und verbindet die vorprogrammierten Lagesteuereinheiten TRIM-1 und TRIM-2 mit den Addier- und Former-Schaltkreisen ASR, ASP. Entsprechend werden der Querruderantrieb AD und der Höhenruderantrieb ED nun gemäß der vorprogrammierten Lage der Einheiten TRIM-1 und TRIM-2 gesteuert.
Während dieses vorprogrammierten Betriebszustands sind der Schräglagewinkel und der Anstellwinkel des Luftfahrzeugs stabilisiert. So bleibt der Wendegeschwindigkeits-Sensor ROTS mit dem Schaltkreis ASR verbunden, um ein gegenüber dem Schräglage-Befehlssignal (von Einheit TRIM-1) negatives Rückkopplungssignal zu liefern und dadurch das Luftfahrzeug bezüglich des Schräglagewinkels zu stabilisieren. Ähnlich bleibt der Steiggeschwindigkeits-Sensor ROCS mit dem Schaltkreis ASP verbunden, um ein dem Ist-Wert des Anstellwinkels des Luftfahrzeugs proportionales Signal als negatives Rückkopplungssignal zusammen mit dem Anstellwinkel- Befehlssignal (von Einheit TRIM-2) zu verwenden, wodurch das Luftfahrzeug bezüglich des Anstellwinkels stabilisiert wird.
Während die Erfindung mit Bezug auf eine bevorzugte Ausführungsform beschrieben wurde, welche zur Stabilisierung ferngesteuerter Luftfahrzeuge, wie Modellflugzeuge, Zielflugzeuge und kleiner unbemannter Flugkörper anwendbar ist, wird bei verständiger Würdigung erkennbar, daß die Erfindung ebenso in vielen Typen ziviler Luftfahrzeuge und Helikopter angewendet werden könnte, um Flüge von Luftfahrzeugen über lange Strecken in einem vorprogrammierten Zustand im Fall einer Störung oder Unterbrechung der Funkverbindung zu ermöglichen. Viele andere Varianten, Abänderungen und Anwendungen der Erfindung erschließen sich dem Fachmann aus der vorliegenden Offenbarung.

Claims (6)

1. Ferngesteuertes Luftfahrzeug mit Querrudern (2) zum Steuern der Schräglage-Änderungen des Luftfahrzeugs, einem Querruderantrieb (AD), Höhenrudern (4) zum Steuern der Anstellwinkel-Änderungen des Luftfahrzeugs, einem Höhenruderantrieb (ED), und einem Empfänger (20) zum Empfangen eines Schräglage-Befehlssignals von einem entfernt gelegenen Sender (10), welches dem Querruderantrieb (AD) zum Steuern der Schräglage­ Änderungen des Luftfahrzeugs zuzuführen ist, und eines Anstellwinkei-Befehlssignals, welches dem Höhenruderantrieb (ED) zum Steuern der Anstellwinkel- Änderungen des Luftfahrzeugs zuzuführen ist; dadurch gekennzeichnet, daß das Luftfahrzeug ferner umfaßt einen Sensor (ROTS) zum Erfassen des Ist-Werts der Wendegeschwindigkeit des Luftfahrzeugs und zum Erzeugen eines dazu proportionalen Wendegeschwindigkeits-Signals, welches inhärent auch dem Ist-Wert des Schräglagewinkels des Luftfahrzeugs proportional ist; und Mittel (ASR) zum Zuführen des Wendegeschwindigkeits-Signals an den Querruderantrieb (AD) als ein negatives Rückkopplungssignal zusammen mit dem Schräglage­ Befehlssignal, um dadurch den Schräglagewinkel des Luftfahrzeugs in einer Lage zu stabilisieren.
2. Luftfahrzeug nach Anspruch 1, weiterhin dadurch gekennzeichnet, daß das Luftfahrzeug ebenfalls umfaßt: einen weiteren Sensor (ROCS) zum Erfassen des Ist-Werts der Steiggeschwindigkeit des Luftfahrzeugs und zum Erzeugen eines dazu proportionalen Steiggeschwindigkeits- Signals, welchletzteres Signal inhärent auch dem Ist-Wert des Anstellwinkels des Luftfahrzeugs proportional ist; und Mittel (ASP) zum Zuführen des Steiggeschwindigkeits- Signals an den Höhenruderantrieb (ED) als ein negatives Rückkopplungssignal zusammen mit dem Anstellwinkel­ Befehlssignal, um dadurch den Anstellwinkel des Luftfahrzeugs in einer Lage zu stabilisieren.
3. Luftfahrzeug nach Anspruch 2, wobei das Schräglage­ Befehlssignal dem Querruderantrieb (AD) durch eine Einrichtung mit folgenden Merkmalen zugeführt wird: einem Begrenzungs-Schaltkreis (LR) zum Begrenzen des Schräglage-Befehlssignals auf sichere Werte, um ein Abkippen zu verhindern, und einem Addier-Schaltkreis (ASR) mit einem Tiefpaßfilter zum Optimieren der dynamischen Reaktionscharakteristik des Luftfahrzeugs und zum Addieren des Wendegeschwindigkeits-Signals und des Schräglage-Befehlssignals, um ein Querruderantriebs- Signal, welches dem Querruderantrieb (AD) zugeführt wird, hervorzubringen.
4. Luftfahrzeug nach Anspruch 2, wobei das Anstellwinkel- Befehlssignal dem Höhenruderantrieb (ED) durch eine Einrichtung mit folgenden Merkmalen zugeführt wird: einem Begrenzungs-Schaltkreis (LP) zum Begrenzen des Anstellwinkel-Befehlssignals auf sichere Werte, um einen Strömungsabriß und einen schnellen Abstieg zu verhindern, und einem Addier-Schaltkreis (ASP) mit einem Tiefpaßfilter zum Optimieren der dynamischen Reaktionscharakteristik des Luftfahrzeugs und zum Addieren des Steiggeschwindigkeits-Signals und des Anstellwinkel-Befehlssignals, um ein Höhenruderantriebs- Signal, welches dem Höhenruderantrieb (ED) zugeführt wird, hervorzubringen.
5. Luftfahrzeug nach Anspruch 2, wobei das Schräglage­ Befehlssignal und das Anstellwinkel-Befehlssignal mittels einer Funkverbindung von einem entfernt gelegenen Sender (10) gesendet werden und das Luftfahrzeug ferner enthält: vorprogrammierte Lage-Steuermittel (LOG) zum Erzeugen von Lage-Steuersignalen; Schaltmittel (SEL-1, SEL-2), die normalerweise das Schräglage-Befehlssignal und das Anstellwinkel-Befehlssignal vom Funksender (10) dem Querruderantrieb (AD) bzw. dem Höhenruderantrieb (ED) zuführen; und einen Funkverbindungs-Identifikator (RLI), der bei Störung oder Unterbrechung der Funkverbindung zwischen dem Funksender (10) und dem Luftfahrzeug die Schaltmittel (SEL-1, SEL-2) betätigt und sie veranlaßt, die von dem vorprogrammierten Lage-Steuermittel (LOG) erzeugten Lage-Steuersignale dem Querruderantrieb (AD) bzw. dem Höhenruderantrieb (ED) zuzuführen.
6. Steuerungssystem für ein Luftfahrzeug, mit folgenden Merkmalen: einem ferngesteuerten Luftfahrzeug nach Anspruch 5; einem Funksender (10) mit Mitteln (12, 14, 16) zum Senden des Schräglage-Befehlssignals und des Anstellwinkel-Befehlssignals an das ferngesteuerte Luftfahrzeug über eine Funkverbindung; einem Betriebsarten-Wähler (18) zum Auswählen entweder einer Normalen Betriebsart oder einer Automatischen Betriebsart; wobei das Schräglage-Befehlssignal und das Anstellwinkel-Befehlssignal in der Normalen Betriebsart die Änderungen des Schräglagewinkels und des Anstellwinkels und in der Automatischen Betriebsart den Schräglagewinkel und den Anstellwinkel selbst spezifizieren und das Luftfahrzeug Einrichtungen (RLI, SEL-1, SEL-2) enthält, die bei Wahl einer Normalen Betriebsart des Senders (10) normalerweise die Schräglagewinkel- und Anstellwinkel-Lagestabilisierung stillegen, aber diese und auch das vorprogrammnierte Lage­ Steuermittel (LOG) bei Störung oder Unterbrechung der Funkverbindung aktivieren; wobei das Luftfahrzeug ferner Einrichtungcn (RLI, SEL-1, SEL-2) enthält, die bei Wahl einer Automatischen Betriebsart des Senders (10) die Schräglagewinkel- und Anstellwinkel-Lagestabilisierung aktivieren und auch das vorprogrammierte Lage­ Steuermittel (LOG) bei Störung oder Unterbrechung der Funkverbindung aktivieren.
DE3908315A 1988-03-14 1989-03-14 Einrichtung und verfahren zum steuern eines luftfahrzeugs, insbesondere eines ferngesteuerten luftfahrzeugs Ceased DE3908315A1 (de)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
IL8573188A IL85731A (en) 1988-03-14 1988-03-14 Aircraft control facility and method, in particular remotely controlled aircraft

Publications (1)

Publication Number Publication Date
DE3908315A1 true DE3908315A1 (de) 1989-11-09

Family

ID=11058664

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
DE3908315A Ceased DE3908315A1 (de) 1988-03-14 1989-03-14 Einrichtung und verfahren zum steuern eines luftfahrzeugs, insbesondere eines ferngesteuerten luftfahrzeugs

Country Status (4)

Country Link
US (1) US4964598A (de)
JP (1) JPH01285491A (de)
DE (1) DE3908315A1 (de)
IL (1) IL85731A (de)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2655448A1 (fr) * 1989-12-04 1991-06-07 Vigilant Ltd Systeme de controle d'un aeronef teleguide.
EP0562749A1 (de) * 1992-03-23 1993-09-29 Taya Engineering Co. Ltd. Vorrichtung zur Aufhebung der Drift eines Winkelgeschwindigkeits-Fühlers
WO1995030180A1 (en) * 1994-04-29 1995-11-09 Lodge Flying Ltd. Stabilisation of radio controlled aircraft

Families Citing this family (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5131438A (en) * 1990-08-20 1992-07-21 E-Systems, Inc. Method and apparatus for unmanned aircraft in flight refueling
US5904724A (en) * 1996-01-19 1999-05-18 Margolin; Jed Method and apparatus for remotely piloting an aircraft
JP3645038B2 (ja) * 1996-07-05 2005-05-11 富士重工業株式会社 航空機の飛行制御装置
US6460810B2 (en) * 1996-09-06 2002-10-08 Terry Jack James Semiautonomous flight director
US7219861B1 (en) 2000-07-06 2007-05-22 Spirit International, Inc. Guidance system for radio-controlled aircraft
JP3889956B2 (ja) * 2001-02-27 2007-03-07 シャープ株式会社 移動装置
US6847865B2 (en) * 2001-09-27 2005-01-25 Ernest A. Carroll Miniature, unmanned aircraft with onboard stabilization and automated ground control of flight path
US6769645B1 (en) 2001-10-11 2004-08-03 Mac Truong Electronic automatic repulsion system
US20030130767A1 (en) * 2002-01-07 2003-07-10 Carroll Ernest A. Method of and apparatus for acquiring aerial imagery for precision farming
US7451951B2 (en) * 2002-12-30 2008-11-18 Rearden, Llc Miniature airplane apparatus and method
JP2005008059A (ja) * 2003-06-19 2005-01-13 Fuji Heavy Ind Ltd 自動操縦装置
US7099752B1 (en) 2003-10-27 2006-08-29 Leslie Jae Lenell Safelander
US20050151023A1 (en) * 2003-12-16 2005-07-14 Ribbe David J. Control system for model aircraft
DE602004018910D1 (de) * 2004-07-03 2009-02-26 Saab Ab System und Verfahren zur Steuerung eines Flugzeugs während des Fluges
US7471216B2 (en) * 2004-11-17 2008-12-30 Ultra Electronics Measurement Systems, Inc. Handheld controller for vehicles
US7195208B2 (en) * 2005-03-14 2007-03-27 Caron Roger G Multi-device controller for model aircraft
US7275973B2 (en) * 2005-06-03 2007-10-02 Mattel, Inc. Toy aircraft
US7811150B2 (en) 2006-05-03 2010-10-12 Mattel, Inc. Modular toy aircraft
US8133089B2 (en) 2006-05-03 2012-03-13 Mattel, Inc. Modular toy aircraft with capacitor power sources
US7918707B2 (en) * 2006-05-03 2011-04-05 Mattel, Inc. Toy aircraft with modular power systems and wheels
US8202137B2 (en) * 2006-05-03 2012-06-19 Mattel, Inc. Toy aircraft with modular power systems and wheels
GB0616984D0 (en) * 2006-08-29 2006-10-04 Borealis Tech Ltd Transistor
US8200375B2 (en) 2008-02-12 2012-06-12 Stuckman Katherine C Radio controlled aircraft, remote controller and methods for use therewith
US20100258678A1 (en) * 2009-04-09 2010-10-14 Nicholas Jonathan Fermor Aircraft stall protection system
EP2448645B1 (de) * 2009-11-06 2014-03-12 William Mark Corporation Fliegender hai
US9650155B2 (en) 2013-06-25 2017-05-16 SZ DJI Technology Co., Ltd Aircraft control apparatus, control system and control method
CN105938369B (zh) 2013-06-25 2018-11-02 深圳市大疆创新科技有限公司 飞行器的控制系统及控制方法
TWI627989B (zh) * 2013-10-28 2018-07-01 崔賽斯公司 以類似地面車輛控制來遙控飛機
ES2684643T3 (es) 2014-01-10 2018-10-03 Pictometry International Corp. Sistema y procedimiento de evaluación de estructura mediante aeronave no tripulada
US10059446B2 (en) 2016-06-06 2018-08-28 Traxxas Lp Ground vehicle-like control for remote control aircraft

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2620148A (en) * 1947-03-31 1952-12-02 Bendix Aviat Corp Radio-operated controller for all electric automatic pilots
EP0037159A2 (de) * 1980-03-31 1981-10-07 The Boeing Company Auftriebsregelsystem für Flugzeuge

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA500140A (en) * 1954-02-23 Bendix Aviation Corporation Radio-operated controller for an all-electric automatic pilot
US4054254A (en) * 1975-12-04 1977-10-18 General Dynamics Corporation Rolling airframe autopilot
DE3634192A1 (de) * 1986-10-08 1988-04-21 Bodenseewerk Geraetetech Vorrichtung zur messung der rollrate oder rollage eines flugkoerpers

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2620148A (en) * 1947-03-31 1952-12-02 Bendix Aviat Corp Radio-operated controller for all electric automatic pilots
EP0037159A2 (de) * 1980-03-31 1981-10-07 The Boeing Company Auftriebsregelsystem für Flugzeuge

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
GB-B.: "Automatic Flight Control" E.H.J. Pallet, 3. Aufl. 1987, BSP Professional Books Oxford u.a., S. 117 *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2655448A1 (fr) * 1989-12-04 1991-06-07 Vigilant Ltd Systeme de controle d'un aeronef teleguide.
EP0431662A1 (de) * 1989-12-04 1991-06-12 Techno Sud Industries System zum Steuern eines ferngesteuerten Luftfahrzeugs
EP0562749A1 (de) * 1992-03-23 1993-09-29 Taya Engineering Co. Ltd. Vorrichtung zur Aufhebung der Drift eines Winkelgeschwindigkeits-Fühlers
WO1995030180A1 (en) * 1994-04-29 1995-11-09 Lodge Flying Ltd. Stabilisation of radio controlled aircraft

Also Published As

Publication number Publication date
JPH01285491A (ja) 1989-11-16
IL85731A0 (en) 1988-08-31
IL85731A (en) 1995-05-26
US4964598A (en) 1990-10-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE3908315A1 (de) Einrichtung und verfahren zum steuern eines luftfahrzeugs, insbesondere eines ferngesteuerten luftfahrzeugs
EP1744232B1 (de) System und Verfahren zum Überführen eines Flugzeugs von einem ausserhalb eines zulässigen Flugzustandsbereichs in einen innerhalb des zulässigen Flugzustandsbereichs liegenden Flugzustand
DE2335855C2 (de) Automatisches Flugsteuersystem
DE69534774T2 (de) Schutzsystem gegen Strömungsabriss für Autopilot/Flugbahnregler
DE2310045A1 (de) Flugsteuereinrichtung fuer senkrechtoder kurzstartende luftfahrzeuge
DE1274908B (de) Einrichtung zur automatischen Steuerung und Stabilisierung von Tragflaechenbooten
DE2703565A1 (de) Flugsteuersystem
DE3018200A1 (de) Steuerung fuer ein hubschrauber-hoehenruder
DE2808791C2 (de)
EP0935493B1 (de) Vorrichtung zur beeinflussung des fahrverhaltens von ferngesteuerten modellfahrzeugen
DE3200839C1 (de) Vorrichtung zum Trimmen von Flugzeugen
DE3210868C2 (de)
DE3210867C2 (de)
DE2817323A1 (de) Hubschrauber und verfahren zum steuern desselben in kurven mit querneigung
DE1481548C3 (de) Vortriebsregler
DE2715690A1 (de) Stabilitaetsverstaerkungsverfahren und -system
DE1531552C3 (de) Steuersystem für Hubschrauber und Vertikalstartflugzeuge
DE3827482A1 (de) Praezisions-landeanflugregelsystem
DE2701564A1 (de) Verfahren und anlage zur automatischen kurssteuerung
DE102019008219B4 (de) Antriebssteuerungsvorrichtung für einen ferngesteuerten Hubschrauber
DE19614987A1 (de) Funksteuerungsvorrichtung
DE1531517A1 (de) Regelverfahren fuer Flugzeuge
DE3835663C2 (de)
DE202013005886U1 (de) Einrichtung zur Stabilisierung einer Fluglage eines ferngesteuerten Flächenflugzeugs
DE880549C (de) Automatisches Steuergerät für Flugzeuge

Legal Events

Date Code Title Description
8110 Request for examination paragraph 44
8127 New person/name/address of the applicant

Owner name: B.T.A. AUTOMATIC PILOTING INTERNATIONAL (1995) LTD

8131 Rejection