DE2715262A1 - Flugzeug-instrument - Google Patents
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- G05D1/0607—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft
- G05D1/0653—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing
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Description
Flugzeug-Instrument
Die Erfindung betrifft ein Flugzeug-Instrument bzw. -Gerät zur sogenannten"Head up"-Anzeige von vor dem
Umgebungs-Hintergrund eingeblendeter Sichtflug-Information
für den Flugzeugführer, und zwar in der "Abfangflug" genannten Übergangsphase zwischen dem Anflug und
dem Aufsetzen des Flugzeugs auf dem Boden bzw. beim Übergang in den Niedrighöhe-Horizontalflug und während dieses
Horizontalfluges.
Es wurden bereits Flugzeug-Instrumente zur Head up-Anzeige entwickelt, die als Fiihrungs- bzw. Lenkhilfe für
den Flugzeugführer dienen, damit dieser sein Flugzeug auf einer vorgegebenen Anflug- bzw. Annäherungsbahn zum Ziel hin
lenkt (vgl. US-PS 3 128 623, 3 654 8o6 und 3 686 626).
Darüber hinaus wurde in der US-PS 3 686 626 bereits eine Abfangflug-Führungseinrichtung zum Abfangen des Flugzeugs
vor dem Aufsetzen erwogen.
Die in den US-PS 3 654 8o6 und 3 686 626 angegebenen
Head up-Anzeigen verwenden einen halbdurchlässigen Kolli-
572-(BOO 953 West Germ.)-DWF
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mator-Schirm, in den eine Anstellwinkel- bzw. Steigungs-Skala und Plugbahn-Marken bzw. -Markierungen einblendbar
sind, um dem Flugzeugführer beim Ansteuern eines Ziels
oder des Aufsetzpunktes eine Leithilfe zur Verfügung zu stellen. In der US-PS 3 Ö16 00^>
sind Einzelheiten des Schirms und der Markierungs-Erzeugung dargestellt. In der
US-PS 3 85I 303 ist eine Schaltanordnung zur Erzeugung
eines komplementierten Anstellwinkel-Signals beschrieben,
das die Anstellwinkel-Skala-Markierung ansteuert, ferner eine Positioniereinrichtung für die Einstellung der Flugbahn-Markierung
oder eines Balkens während des Anflugs.
Aufgabe der Erfindung ist, eine Einrichtung zur Steuerung von während des Abfangflugs angezeigten Markierungen sowie
eine beim Niedrighöhe-Horizontalflug, z. B. beim Abwerfen einer Ladung aus geringer Höhe, benötigte Head up-Anzeige
anzugeben.
Diese Aufgabe wird für ein Flugzeug-Instrument der eingangs
genannten Art erfindungsgemäß gelöst durch ein von einem Abfang-Auslöse-Signal steuerbaren ersten Stellglied
zum Einstellen einer Bezugs-Markierung auf eine Abfang-Position auf dem Bildschirm, und durch ein zweites Stellglied
zum Einstellen einer Flugbahn-Markierung gemäi3 einem Abfangflug-Befehl derart, daß der Flugzeugführer das
Flugzeug auf die Abfangbahn lenken kann. Die Bezugs-Markierung ist vorzugsweise winkelstabilisiert (d. h. mit konstanten
Anstellwinkeln versehen) und wird vom Anflug-Zielpunkt kontinuierlich zum Horizont hin verschoben. Das Flugzeug-Instrument
weist ferner einen Mischer auf zur Mischung von Anflug-Befehlen mit den Abfangfiug-Befehlen im umgekehrten
Verhältnis als Funktion der Flugzeug-Höhe, um die
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Plugbahn-Markierung kontinuierlich von der Anflugbahn zur
Abfangbahn zu verschieben.
KLne erste vorteilhafte Weiterbildung der Erfindung besteht
darin, daß das Abfang-Auslöse-Signal durch einen die Plugzeug-Höhe und den Anflugbahn-Winkel steuerbaren Abfang-Auslöse-Detektor
derart erzeugbar ist, daß das Abfang-Auslöse-Signal bei einer Höhe ausgelöst wird, die unmittelbar
vom Anflugbahn-Winkel abhängt.
:iino zweite vorteilhafte Weiterbildung der Erfindung
weist auf: einen von einem Bodenhöhe-Signal gespeisten Abfangbahn-Generator;
ein Differenzierglied zur Differentiation des Bodenhöhe-SignaIs zu einem Höhenänderung-Signal; einen
Vertikalbeschleunigung-Signalgenerator; ein das Höhenänderung-Signal
und das Vertikalbeschleunigung-Signal verknüpfendes Komplementärfilter zur Erzeugung eines komplementierten
Höhenänderung-Signals; und einen Addierer zur Addition des Bodenhöhe-Signals und des komplementierten Höhenänderung-Signals,
um daraus ein Abfangflug-Befehl-Signal zu erzeugen.
In einem vorteilhaften AusfUhrungsbeispiel der Erfindung
dient eine Stelleinheit zur Einstellung der Markierungen auf dem Bildschirm derart, daß der Flugzeugführer das Flugzeug
beispielsweise zum Abwerfen einer Ladung auf eine Flugbahn über dem Boden und im allgemeinen parallel zu diesem bringen
kann. Insbesondere ist eine winkelstabillserte erste Markierung entsprechend dem Horizont der Umgebung auf dem Schirm
derart angeordnet, daß der Flugzeugführer^inen Zielpunkt angezeigt bekommt. Auf dem Schirm wird ferner eine zweite
Markierung dargestellt, wobei der Flugzeugführer das Flugzeug derart steuert, daß dieses durch Ausrichtung der zweiten
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Markierung auf die erste Markierung in einer über dem Boden
und im allgemeinen parallel zu diesem verlaufenden Flugbahn fliegt.
'sin weiterer Vorteil ist durch ein Anzeigeglied gegeben,
das auf dem Schirm eine Betriebsart-Markierung einblendet,
die dem Flugzeugführer eine in geringer Höhe über dem Boden verlaufende Bahn anzeigt.
Durch die Erfindung wird also ein für Flugmanöver in geringer Höhe geeignetes Flugzeug-Instrument, angegeben, das
einen reflektierenden Bild- bzw. Leucht-Schirm aufweist, auf dem der Pilot bzw. Flugzeugführer eine Kollimations-Head
up-Darsteilung von Flug-FUhrungsinformation vor dem
Hintergrund der Außenumgebung sehen kann. Die Führungsinformation weist eine Konstant-Anstellwinkel-Bezugsmarkierung
sowie eine Flugbahn-Markierung auf, die entsprechend dem
jeweils vorliegenden Flugzeug-Betriebszustand und durch Singriff des Flugzeugführers auf dem Schirm darstellbar
sind, um ein Abfangen des Flugzeugs vor dem Aufsetzen zu ermöglichen, oder um den Flugzeugführer derart zu leiten,
daß dieser das Flugzeug in eine Flugbahn parallel zum Boden bringt, was beispielsweise für das Abwerfen einer Ladung
aus geringer Höhe von Bedeutung ist.
Die Erfindung wird nun anhand der Zeichnung näher erläutert. Es zeigen:
Fig. 1 das Flugprofil eines Flugzeugs und mehrere Schirmbilder mit Markierungen, die in der Anflug-,
Abfang- und Aufsetzphase eingeblendet werden;
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Fig. 2 das Flugprofil eines Flugzeugs und mehrere Schirmbilder mit Markierungen, die während der Anflugphase
und beim Flug parallel zum Boden eingeblendet werden;
Fig. 3 das Blockschaltbild einer SignaIverarbeitungseinheit
des erfindungsgemäßen Flugzeug-Instruments;
Fig. 4 das Blockschaltbild eines Abfangflug-Befehl-Signalgenerators;
und
Fig. b die räumliche Darstellung einer Steuereinrichtung
des Flugzeugführers.
Die vorstehend genannten, bereits entwickelten Flugzeug-Instrumente
stellen eine visuelle Hilfe für den Flugzeugführer beim Anflug zur Landung dar. Durch die Erfindung
wird eine neuartige Anzeige-Steuerung für das zwischen Anflug und Aufsetzen stattfindende Abfang-Manöver angegeben.
Fig. 1 stellt das Flugprofil eines Flugzeugs dar, mit den Bereichen Anflug, Abfangen und Aufsetzen. Ferner sind in
Fig. 1 die an bezeichneten Punkten der Flugbahn erzeugten typischen Anzeige-Markierungen dargestellt. Die einzelnen
Flugbahn-Skalen und -winkel sind zum besseren Verständnis in verschiedenen Maßstäben dargestellt.
Das Flugzeug 10 bewegt sich auf einer Flugbahn 11 abwärts. Der Flugzeugführer sieht auf seinem Schirm 12 zwei
Anstellwinkel-Skalen 13 sowie einen Balken 14, der eine
in senkrechter Richtung verschiebliche Flugbahn-Markierung angibt. Während der Anflugphase steuert der Pilot das Flugzeug
derart, daß der Balken 14 auf die Aufsetzzone am Anfang der Landebahn 15 ausgerichtet wird. Aus dem senkrechten Maßstab
(bezogen auf die Aufsetzzone) geht hervor, daß der Anflugwinkel des Flugzeugs -3° beträgt. Am unteren Rand des
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Schirms 12 zeigen ein Symbol 17 und der Buchstabe F an, daß die Geschwindigkeit des Flugzeugs etwas zu hoch iat.
Im Punkt 20 der Plugbahn, bei 100 ft Höhe, wird die Anstellwinkel-Skala der Anzeige gelöscht und stattdessen eine
beleuchtete Abfang-Markierung 21 eingeblendet. Die Lage
zweier Punkte der Abfang-Markierung auf dem Schirm gibt den gewählten Anflug-Winkel an. Der Flugzeugführer sorgt dafür,
daß die Lage des Balkens 14 mit jener der beiden Punkte der Abfang-Markierung und des Aufsetzpunktes auf der Startbahn
übereinstimmt. Das Geschwindigkeits-Symbol 17 zeigt nun an, daß sich das Flugzeug mit Soll-Geschwindigkeit bewegt. Dadurch
setzt das Flugzeug seinen Weg auf der ausgewählten Anflug-Bahn fort. Im Abfang-Auslösepunkt, der bei etwa
45 oder 50 ft Höhe liegt, verschieben sich sowohl die Abfang-Symbole
21 als auch der Balken 14 in Richtung Horizont nach oben. Während des Abfang-Manövers steuert der Flugzeugführer
das Flugzeug derart, daß die Lage des Balkans mit jener der Punkte der Abfang-Markierung übereinstimmt. Infolge der
Bewegung des Zielpunktes und der Flugbahn-Markierung bewegt sich das Flugzeug auf einer exponentiell verlaufenden Bahn
auf den Aufsetzpunkt 26 der Startbahn zu. Im dritten Anzeigebild, das die Situation beim Abfang-Auslösepunkt 23
darstellt, zeigen der Buchstabe S und das Geschwindigkeits-Symbol 17 an, daß die Geschwindigkeit des Flugzeugs etwas
zu niedrig ist. Im vierten Bild, das sich dem Flugzeugführer im Aufsetzpunkt 26 bietet, befinden sich die Abfang Symbole
21 am Horizont und der Buchstabe S ohne das Geschwindigkeits-Symbol
bedeutet, daß die Geschwindigkeit des Flugzeugs nun wesentlich geringer als die gewählte Anflug-Geschwindigkeit
ist.
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Die beiden Abfang-Symbole 21 an beiden Seiten des Bildschirms
12 helfen dem Flugzeugführer, das Flugzeug auf die Landebahn auszurichten. Wenn das Flugzeug derart gesteuert
wird, daß die Symbole symmetrisch bezüglich der Eckpunkte der Landebahn liegen, ist das Flugzeug korrekt ausgerichtet.
Dies ist insbesondere beim Landen mit Seitenwind, d. h. mit einem bestimmten Vorhaltewinkel vorteilhaft.
Durch die Erfindung wird der Flugzeugführer auch mit einer Information versorgt, die bei einer in einem Horizontalflug
in geringer Höhe resultierenden Bodenannäherung benötigt wird. Dieses Manöver wird zur Entladung des Flugzeugs
verwendet, ohne daß das Flugzeug auf dem Boden aufsetzen muß. Das Flugzeug fliegt in diesem Fall beispielsweise
etwa 5 ft über dem Boden und es wird eine auf einer
Palette befindliche Last mit Hilfe eines sich entfaltenden Fallschirms durch eine Entlade-Luke abgeworfen. Wenn sich
der Fallschirm spannt, zieht er die Palette und die Ladung vom Flugzeug weg. Diese Betriebsart, die in Fig. 2 dargestellt
ist, heißt LAPES und ist die Abkürzung von Low Altitude Parachute Ejection System. Umgekehrt kann ein
mit Winde und Seil ausgerüstetes Flugzeug;ohne zu Landen,
auch eine Last aufnehmen.
Dieses LAPES-Manöver ist insbesondere zur Belieferung von Versorgungsstationen vorteilhaft,wenn das Flugzeug nicht
sicher landen kann, z. B. in Polargebieten, wo die Landebahnen mit Schnee und Eis bedeckt sein können. Das Manöver
im Schnee ist besonders schwierig, da in diesem Fall oft kein Sicht-Horizont vorhanden ist und der Schnee keine guten
visuellen Bezugspunkte für den Flugzeugführer liefert.
Nach Fig.2 weist die Flugbahn eines Flugzeugs 30 einen
Anflugbereich 31, einen Ubergangsbereich 32 und einen Bereich
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auf, der parallel zur Oberfläche des Bodens 34 verläuft. Die sich demFlugzeugführer während des Anflugs darstellende
Sichtanzeige (z. B. im Punkt 36) weist wie beim Landeanflug Steigungs-Skalen 13 und einen Flugbahn-Markierungsbalken
auf. In der oberen Mitte des Schirms 12 wird das Wort DROP eingeblendet, das dem Flugzeugführer mitteilt, daß
die Betriebsart LAPES eingestellt ist. Etwa in 100 ft Höhe (Punkt 37) werden die Steigungs-Skalen und die Markierung
DROP gelöscht, Abfang-Symbole 21 dagegen eingeblendet. In
etwa 50 ft Höhe (Punkt 38) beginnt der Ubergangsbereich 32
der Flugbahn, vergleichbar mit dem Abfangbereich nach Fig. Die Abfang-Symbole 21 und der Querbalken 14 verschieben sich
nach oben zum Horizont hin. Der Flugzeugführer steuert das Flugzeug derart, daß der Balken 14 mit den Punkten der
Abfang-Markierungen zusammenfällt. In der dritten Anzeige nach Fig.2 ist der Balken 14 unter den Punkten, d. h. die
tatsächliche Flugbahn des Flugzeugs ist tiefer als die Soll-Flugbahn, so daß der Flugzeugführer die Geschwindigkeit
und/oder den Anstellwinkel des Flugzeugs erhöhen muß.
Im Punkt 40 wird die DROP-Höhe erreicht und das Flugzeug fliegt horizontal und parallel zum Boden. Die Abfang-Markierungen
werden auf den Horizont ausgerichtet und der Flugzeugführer steuert das Flugzeug derart, daß der Balken 14
mit den Punkten zusammenfällt. Der Geschwindigkeitsmesser zeigt an, daß die Geschwindigkeit des Flugzeugs etwas höher
als die gewählte Geschwindigkeit ist. Wiederum wird die Markierung DROP eingeblendet, um den Flugzeugführer zu informieren,
daß nun die Entladung beginnen kann.
Fig.3 und 4 stellen Blockschaltbilder zur Erzeugung der
gezeigten Schirm-Anzeigen dar. Fig.5 zeigt die Steuereinrichtung des Flugzeugführers, mit deren Hilfe die Betriebsart
und weitere Parameter eingestellt werden können. Die einzelnen Schaltungen und die zugehörigen Betriebszustände sind
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in den nachfolgenden Figuren näher beschrieben.
Einige der Eingangssignale sind analoge Gleichspannungssignale.
Beispielsweise erzeugt ein Steigungs- bzw. Anstellwinkel-Generator 40, der in der US-PS 3 85I 303 beschrieben
ist, ein berechnetes Anstellwinkel-Signal θ . Die Höhe des
Flugzeugs über dem Boden, die Bodenhöhe hR,wird von einem
Funk-Höhenmesser 41 gemessen. Die Vertikal-Beschleunigung V. des Flugzeugs wird durch einen Vertikal-Beschleunigungsmesser
gemessen. Sin Anflugbahn-Befehlssignal K (y+ yStrL) wird
von einem Anflugbahn-Befehl-Signalgenerator 43 abgeleitet,
der ebenfalls in der zuletzt genannten US-PS beschrieben ist. Die in Fig.5 dargestellte Steuereinrichtung 45 des
Flugzeugführers weist einen Betriebsarten-Schalter 46 auf,
der in die Stellung VAM (Landeanflug) oder in die Stellung LAPES
gebracht werden kann. Sin drei-poliger Schalter 47 stellt
die LAPES-DROP-Höhe ein, z. B. 5i7,5 oder 10 ft.Dekadische
Schalter 48 und 49 dienen zur Einstellung der Flugbahn- und
Anflug-Geschwindigkeit. Die Steuereinrichtung liefert
analoge Ausgangssignale, die die Flugbahn-Geschwindigkeit (Γστντ )» die Anflug-Geschwindigkeit und die DROP-Höhe dar-
stellen, ferner wird ein logisches Signal, das die gewählte Betriebsart dars teilt, abgegeben.
Die Signalverarbeitungsanordnung nach Fig. 3 liefert analoge Ausgangssignale, die zur Ansteuerung des Flugbahn-Markierungsbalkens
14 und der Anstellwinkel-Skala sowie der Abfang-Symbole 13 und 21 dienen. Die Beleuchtung der Markierungen
DROP, Anstellwinkel-Skala und Abfang-Symbole wird durch logische Signale gesteuert.
Während der Anflugphase des Flugmanövers wird die Anstellwinkel-Skala
14 gemäß dem berechneten Anstellwinkel-Signal Θ*, das in einen Addierer 52 eingespeist wird, eingestellt.
Die weiteren EingangsSignaIe des Addierers 52 sind Null.
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Das Anflugbahn-Befehlssignal aus dem Generator 43 wird über
einen Multiplizierer 53 und einen Addierer 54 des Signalmischers
55 in einen weiteren Addierer 56 eingespeist. Die Verstärkung des Multiplizierers 53 ist während dieses Abschnitts
der Anflugphase 1. Funktion und Arbeitsweise des Signalmischers 55 werden nachstehend näher erläutert. Das
Signal Υ"σρ·τ wird im Addierer 56 vom Anflugbahn-Befehlssignal
subtrahiert, das Ausgangssignal des Addierers 56 wiederum wird im Addierer 57 zur Erzeugung des Balken-Ansteuerungssignals
vom Anstellwinkel-Signal θ abgezogen. Der Flugzeugführer steuert das Flugzeug derart, daß die Lage des
Balkens mit dem beabsichtigten Aufsetzpunkt auf der Landebahn zusammenfällt.
Die gewählte AnfiUg_GesChwindigkeit wird mit der Ist-Luftgeschwindigkeit
verglichen und das Ergebnis dieses Vergleichs wird, wie Fig.l und 2 zeigen, zur Beleuchtung der entsprechenden
Geschwindigkeits-Markierungen verwendet. Die Luftgeschwindigkeits-Signalverarbeitung ist nicht Gegenstand
der Erfindung und somit auch nicht in der Zeichnung dargestellt.
In einer bestimmten Höhe, die ausreichend größer als die Abfang-Auslösehöhe ist, die dem Flugzeugführer mitteilt,
daß das Abfang-Manöver in Kürze beginnt, wird die Anstellwinkel-Skala 14 gelöscht und die Abfang-Symbole 21 werden
eingeblendet. Dies kann z. B. in einer Höhe von etwa 100 ft durchgeführt werden. Ein Vergleicher 60 vergleicht das Höhensignal
mit einem 100 ft-Bezugssignal und erzeugt bei der Höhe 100 ft ein Logik-Ausgangssignal, das zur Beleuchtung der
Abfang-Symbole verwendet wird. Ein Inverter 62 erzeugt
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-ye -
ein Logik-Ausgangssignal für die Anstellwinkel-Skala, die beim Einblenden des Abfang-Symbols gelöscht wird. Das Ausgangssignal
des Höhen-Vergleichers 60 bewirkt das Schließen eines Schalters 63, über den im Addierer 52 das Signal
zum Signal Θ* addiert wird. Das Abfang-Symbol wird mechanisch
auf die Marke 0° der Anstellwinkel-Skala ausgerichtet (vgl. Fig. 11 in der US-PS 3 8l6 005), und die Addition des
Signals T"sk.t bewirkt die Einstellung des Punktes des
Abfang-Symbols auf den entsprechenden Flugbahn-Winkel. Der Flugzeugführer setzt seinen Sinkflug längs der Anflugbahn
fort, wobei der Balken 14 über die in der Mitte der Abfang-Symbole
angeordneten Punkte sowie über den gewünschten Aufsetzpunkt gelegt wird.
Bei der Abfang-Auslösehöhe werden das Abfang-Symbol 21
und der Balken 14 zum Horizont hin nach oben verschoben. Gleichzeitig wird das Balken-Ansteuerungssignal kontinuierlich
vom Anflugbahn-Befehlssignal K(Y + TSEL) zum Abfangflug-Befehlssignal
£. verschoben. Ein Vergleicher 65 stellt fest, wenn das Flugzeug die Abfang-Auslösehöhe überschritten hat
und betätigt einen Schalter 66, durch den das Signal ίΓορτ
in eine Exponentialschaltung 67 eingespeist wird, deren Zeitkonstante
Is beträgt. Das Ausgangesignal der Exponentialschaltung
67 beginnt bei Null und nähert sich exponentiell dem Signal ySEr an· Dieses Ausgangssignal wird in die
Addierer 52 und 56 eingespeist, wo es jeweils vom Signal Γ"σκ·τ.
subtrahiert wird. Auf diese Weise wird das Abfang-Symbol, das durch das Anstellwinkel-Signal θ gesteuert wird, zum
Horizont hin verschoben. Der Balken 14 bewegt sich ebenfalls in Richtung zum Horizont hin. Der Flugzeugführer steuert
das Flugzeug weiterhin derart, daß die Lage des Balkens mit
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den Punkten des Abfang-Symbols übereinstimmt.
Der Signalmischer 55 arbeitet nach der Abfang-Auslösung
und mischt das Anflugbahn-Befehlssignal K(f + y^n>L) mit
dem Abfang-Befehlssignal fc, im umgekehrten Verhältnis und in
Abhängigkeit von der Flugzeug-Höhe. Das Abfang-Befehlssignal
£,aus dem Generator 69 wird über den Multiplizierer 70
in den Addierer 54 eingespeist. Dabei werden Steuersignale
für die Multiplizierer 53 und 70 entsprechend der Flugzeug-Höhe
aus einem Steuersignal-Generator 71 abgeleitet. Wenn sich das Flugzeug Über der Abfang-Auslösehöhe befindet, hat
das Ausgangssignal des Generators 71 den Wert 1 und das Anflugbahn-Befehlssignal wird ungeschwächt zur Balken-Ansteuerung
verwendet. Im Addierer 72 wird der Wert 1 vom Ausgangssignal des Generators 71 subtrahiert und dient als
Steuereingang für den Mulziplizierer 70, der oberhalb der
Abfang-Auslösehöhe abgeschaltet ist. Unterhalb der Abfang-Auslösehöhe nimmt das Ausgangssignal des Generators 71 abhängig
von der Höhe auf 0 ab. Während also die Verstärkung des Multiplizierers 53 verringert wird, erhöht sich jene des
Multiplizierers 70. Das Abfang-Befehlssignal l ist an
den negativen Eingang des Addierers 54 angeschlossen, da das
Steuersignal des Multiplizierers 70 negativ ist. Die Signalmischung wird in einer typischen Anordnung, wenn das Flugzeug
unter I5 ft absinkt, in weniger als 1,5 s abgeschlossen.
Die Abfang-Auslösehöhe ist vorzugsweise eine Funktion des Flugbahn-Winkels. Dementsprechend weisen der Vergleicher
und der Steuersignal-Generator 71 Eingänge für das Signal TsEL auf * Beispielsweise gilt für die Betriebsart LAPES,
daß das Abfang-Signal bei einem Flugbahn-Winkel von -3° in 47,5 ft Höhe ausgelöst wird, bei einem Flugbahn-Winkel von
-6° dagegen bei 57,5 ft Höhe.
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-VF-
Der Abfang-Befehl-Signalgenerator 69 ist in Fig.4 dargestellt.
Der Zusammenhang zwischen Flugzeug-Höhe und -^Sinkgeschwindigkeit ist derart, daß der Weg bis zum Aufsetzpunkt
exponentiell verläuft. Das Bodenhöhe-Signal hR
aus dem Funk-Höhenmesser 41 wird Über einen Begrenzer 75 und ein Rauschbegrenzungsfilter 76 in einen Addierer 77 eingespeist.
Ein Komplementärfilter 75 erzeugt aus dem Bodenhöhe-Signal
hR bzw. aus dem Vertikalbeschleunigung-Signal V.
ein komplementiertes oder Ergänzungs-Höhenänderung-Signal h*.
Das Bodenhöhe-Signal wird differenziert und über einen Begrenzer 8l in einen Addierer 82 eingespeist. Das Vertikalbeschleunigung-Signal
gelangt Über einen Vierpol 83,
einen Begrenzer 84 und einen Tiefpaß 85 ebenfalls in den
Addierer 82. Die Summe beider Signale wird über ein Rauschbegrenzungsfilter
86 in einen Skalierer 87 eingespeist, der die Abfang-Zeitkonstante (in diesem Beispiel 3,75 s) einstellt.
Das skalierte Höhenänderung-Signal wird im Addierer
zum Bodenhöhe-Signal addiert; das Ausgangssignal des
Addierers 77 stellt das Abfangflug-Befehlssignal I dar. Der
Addierer 77 addiert ein drittes Signal, ein Abfang-Überlagerungssignal, durch das sichergestellt wird, daß das Flugzeug
beim Aufsetzen eine endliche Sinkgeschwindigkeit aufweist. Bei einer Abfang-Zeitkonstanten von 3,75 s stellt das
Abfang-Uberlagerungssignal eine Höhe von 7,5 ft dar und die Aufsetz-Sinkgeschwindigkeit beträgt 2 ft/s. Das Abfangflug-Befehlssignal
kann durch folgende Gleichung berechnet werden:
i=h*r+ (hR+hBIAS),
mit: f = Abfang-Zeitkonstante.
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Im Addierer 89 wird ferner das aus dem Differentiator abgeleitete Anstellwinkeländerung-Signal dem Bodenhöhe-Signal
additiv überlagert, wodurch eine weitere FUhrungsinform^aion
zur Verfügung gestellt wird, die das "Fliegen nach Anzeige" verbessert.
Die LAPES-Betriebsart erfordert mehrere schaltungstechnische
Zusätze. Das LAPES-Betriebsart-Logiksignal wird dazu in ein UND-Gatter 93 (vgl. Fig. 3) eingespeist, dessen zweites
Eingangssignal das invertierte Ausgangssignal des 100-ft-Höhe-Vergleichers
60 ist. In der Betriebsart LAPES und oberhalb 100 ft Höhe steuert das Ausgangssignal des UND-Gatters 93
über ein ODER-Gatter 94 die Beleuchtung der DROP-Markierung.
Bei einer Höhe von 100 ft wird die Anstellwinkel-Skala 14 gelöscht, die Abfangflug-Symbole 21 werden beleuchtet und
die DROP-Markierung wird ebenfalls gelöscht. Ein DROP-Höhe-Vergleicher
96 vergleicht die Flugzeug-Höhe mit der an der Steuereinrichtung des Flugzeugführers eingestellten DROP-Höhe.
Das Ausgangssignal des Vergleichers ist "I11, solange die
Flugzeug-Höhe größer als die DROP-Höhe ist. Wenn die DROP-Höhe erreicht ist, erzeugen das invertierte Ausgangssignal
des Vergleichers 96 und das in das UND-Gatter 97 eingespeiste LAPES-Betriebsart-Signal ein Eingangssignal für
das ODER-Gatter 94 derart, daß die DROP-Markierung beleuchtet
wird.
Das gewählte DROP-Höhe-Signal wird ferner in den Abfangflug-Auslöse-Vergleicher
65 und den MuJtiplizierer-Steuersignal-Generator
7I eingespeist, da die Auslöse-Höhe mit
der DROP-Höhe zunehmen muß. Wenn beispielsweise die Abfangflug-Auslösung beim Landeanflug in 30 ft Höhe erfolgt, geschieht
dies in der Betriebsart LAPES (mit 10 ft DROP-Höhe)
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bei 47,5 ft Höhe.
ähnliche Höhenüberlagerung wird durch den Abfangflug-Befehlsrechner
erzeugt. Das LAPES-Betriebsart-Signal betätigt
einen Schalter 98 (vgl. Fig. k) derart, daß im Addierer 99 ein DROP-Höhe-Uberlagerungssignal zum Abfangflug-Uberlagerungssignal
addiert wird. Die fUr die Betriebsart LAPES gewählte Geschwindigkeit ist größer als bei der Landung und die
Abfangflug-Zeitkonstante kann für eine kürzere Übergangsflugphase
verkleinert werden. Das LAPES-Betriebsart-Signal betätigt dann einen Schalter 100 derart, daß ein Skalierer 101
mit einer Zeitkonstanten von 2,5 s für das Bodenhöhe-Änderungssignal
ausgewählt wird.
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Claims (1)
- Patentansprüche1. Flugzeug-Instrument zur "Head up"-Sichtflug-Anzeige, mit -einem durch Beeinflussung der Flugzeug-Höhe und -Geschwindigkeit vertikal verschiebliche und zur Ausrichtung auf ein Ziel dienende Markierungen aufweisenden Bildschirm zur Darstellung von vor dem Umgebungs-Hintergrund einblendbarer Kollimatorflug-FUhrungsinformation für den Flugzeugführer,gekennzeichnet durcheine erste Stelleinrichtung zur Einstellung der Markierungen (13, 14, 21) gemäß einer Anflugbahn (DO) bei Annäherung an das Ziel (26) und längs einer sich an die Anflugbahn (20) anschließenden Übergangsbahn (25); undeine zweite Stelleinrichtung zur Einstellung der Markierungen (13, 14, 21 ) derart, daß der Flugzeugführer das Flugzeug (30) in eine über dem Boden und normalerweise parallel zu diesem verlaufende Flugbahn (33) bringt, um eine Ladung von dem sich in der Luft befindlichen Flugzeug (30) abzuwerfen (Fig. 1, 2).2. Flugzeug-Instrument nach Anspruch 1, gekennzeichnet durchauf dem Bildschirm vertikal verschiebliche erste und zweite Markierungen (14, 21);eine erste Stelleinheit zur Einstellung der ersten Markierung (14) auf eine vorbestimmte Bildschirm-Position; undeine zweite Stelleinheit zur Einstellung der zweiten Markierung (21), wobei der Flugzeugführer das Flugzeug derart8 0 9 8 v, 7 / 0 4 8 1ORIGINAL INSPECTEDsteuert, daß dieses durch Ausrichtung der ersten Markierung (14) auf die zweite Markierung (21) in einer über dem Boden und normalerweise parallel zu diesem verlaufender Flugbahn fliegt (Pig. I, 2).5. F lugzeug-Instrument nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch Kinstellung der zweiten Markierung gemäß der Summe aus einem Flugzeug-Höhenänderung-Signal und einem die Differenz zwischen der Ist- und Soll-Bodenhöhe darstellenden Differenzsignal .4. Flugzeug-Instrument nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,daß der Flugzeugführer die Höhe der parallel zum Boden verlaufenden Flugbahn auswählt.5. Flugzeug-Instrument nach Anspruch 1, gekennzeichnet durcheine durch den Flugzeugführer betätigbare Steuereinheit (45) zur Wahl einer Betriebsart des Flugzeug-Instruments, die eine Flugführungs-Anzeige bei Niedrig-Bodenhöhe erzeugt; undein Anzeigeglied, das eine Betriebsart-Markierung auf dem Bildschirm darstellt und dem Flugzeugführer die Niedrig-Bodenhöhe anzeigt (Fig. 5).6. Flugzeug-Instrument nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch ein Betätigungsglied zur Steuerung der Betriebsart-Markierung gemäß der durch den Flugzeugführer betätigbaren Steuereinheit und der Flugzeug-Höhe.7. Flugzeug^Instrument nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch Auslösung einer Übergangsbahn-Anzeige bei einer von der Höhe der parallel zum Boden verlaufenden Flugbahn abhängigen Bodenhöhe.809807/04818. Flugzeug-Instrument nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch Auslösung der Übergangsbahn-Anzeige bei einer vom Winkel der Anflugbahn abhängigen Bodenhöhe.809807/0481
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US05/673,794 US4057782A (en) | 1976-04-05 | 1976-04-05 | Low altitude head up display for aircraft |
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GB (1) | GB1538022A (de) |
IT (1) | IT1075477B (de) |
SE (1) | SE434496B (de) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2838064A1 (de) * | 1977-09-23 | 1979-03-29 | Sundstrand Data Control | Ueberkopf-sichtanflug-flugzeug-instrument |
DE3904077C1 (de) * | 1989-02-11 | 1990-07-19 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8012 Ottobrunn, De |
Families Citing this family (27)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4247843A (en) * | 1978-08-23 | 1981-01-27 | Sperry Corporation | Aircraft flight instrument display system |
FR2487505A1 (fr) * | 1980-07-23 | 1982-01-29 | Dassault Avions | Dispositif d'assistance au pilotage d'un vehicule aerien |
JPS5984791U (ja) * | 1982-11-30 | 1984-06-08 | 三洋電機株式会社 | 電磁調理器 |
US5072218A (en) * | 1988-02-24 | 1991-12-10 | Spero Robert E | Contact-analog headup display method and apparatus |
US4999780A (en) * | 1989-03-03 | 1991-03-12 | The Boeing Company | Automatic reconfiguration of electronic landing display |
EP0545920A1 (de) * | 1990-07-19 | 1993-06-16 | The Secretary Of State For Defence In Her Britannic Majesty's Government Of The United Kingdom Of Great Britain And Northern | Anzeigegerät für ein flugzeug |
US5343395A (en) * | 1992-08-26 | 1994-08-30 | Watts Alan B | Aircraft landing guidance system and method |
DE69625835T2 (de) * | 1995-03-02 | 2003-11-13 | Thales Avionics S.A., Velizy-Villacoublay | Steueranordnung eines handgesteuerten Flugzeugsystemes mit insbesondere einem Head-Up-Display |
US5912700A (en) * | 1996-01-10 | 1999-06-15 | Fox Sports Productions, Inc. | System for enhancing the television presentation of an object at a sporting event |
US5953077A (en) * | 1997-01-17 | 1999-09-14 | Fox Sports Productions, Inc. | System for displaying an object that is not visible to a camera |
US7180476B1 (en) | 1999-06-30 | 2007-02-20 | The Boeing Company | Exterior aircraft vision system using a helmet-mounted display |
CN1463374A (zh) * | 2001-03-30 | 2003-12-24 | 皇家菲利浦电子有限公司 | 用于实景增补的方法、***和装置 |
FR2884021B1 (fr) * | 2005-04-04 | 2007-05-11 | Airbus France Sas | Procede et dispositif d'aide au pilotage d'un aeronef lors d'une phase d'approche |
US7737965B2 (en) * | 2005-06-09 | 2010-06-15 | Honeywell International Inc. | Handheld synthetic vision device |
FR2899325B1 (fr) * | 2006-03-29 | 2009-06-05 | Airbus France Sas | Systeme de guidage d'un aeronef. |
US8032267B1 (en) | 2006-04-03 | 2011-10-04 | Honeywell International Inc. | Aviation navigational and flight management systems and methods with emergency landing guidance and radar vectoring |
US7885733B1 (en) | 2006-04-03 | 2011-02-08 | Honeywell International Inc. | Aviation navigational and flight management systems and methods utilizing radar vectoring |
US8185301B1 (en) | 2006-07-26 | 2012-05-22 | Honeywell International Inc. | Aircraft traffic awareness system and methods |
US7869943B1 (en) | 2007-12-21 | 2011-01-11 | Honeywell International Inc. | Flight management systems and methods for use with an aerial vehicle |
US8416152B2 (en) * | 2008-06-11 | 2013-04-09 | Honeywell International Inc. | Method and system for operating a near-to-eye display |
US8831799B1 (en) * | 2013-04-04 | 2014-09-09 | The Boeing Company | Flight director flare guidance |
US9785231B1 (en) * | 2013-09-26 | 2017-10-10 | Rockwell Collins, Inc. | Head worn display integrity monitor system and methods |
FR3023368B1 (fr) * | 2014-07-04 | 2016-08-19 | Airbus Operations Sas | Procede et dispositif d'aide a l'atterrissage d'un aeronef. |
FR3032044B1 (fr) | 2015-01-28 | 2020-07-17 | Airbus | Procede et dispositif d'aide a l'atterrissage d'un aeronef lors d'une phase d'arrondi. |
FR3052906B1 (fr) | 2016-06-21 | 2018-07-13 | Airbus Operations | Procede et dispositif d’aide au declenchement d’une manœuvre d’arrondi d’un aeronef lors d’un atterrissage de l’aeronef. |
US10607494B2 (en) * | 2017-10-05 | 2020-03-31 | 3764729 Canada Inc. | Aircraft approach chart |
US11592315B1 (en) * | 2019-03-08 | 2023-02-28 | John M. Wilson | Aircraft flare-assist landing system |
Family Cites Families (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2504062A (en) * | 1944-12-08 | 1950-04-11 | Specialties Inc | Angle of attack indicator |
FR1342367A (fr) * | 1962-10-12 | 1963-11-08 | Sperry Rand Corp | Appareil de guidage pour avions ou engins aériens analogues |
US3266040A (en) * | 1963-04-22 | 1966-08-09 | Bendix Corp | Flight control system responsive to approach and flare-out bi-angular elevation transmissions |
US3497870A (en) * | 1967-04-24 | 1970-02-24 | Kaiser Aerospace & Electronics | Integrated control and display of aircraft attitudes |
US3569926A (en) * | 1969-03-19 | 1971-03-09 | Singer General Precision | Flight path and speed command display |
US3604908A (en) * | 1969-05-19 | 1971-09-14 | Sperry Rand Corp | Landing control system for aircraft |
US3816005A (en) * | 1970-06-22 | 1974-06-11 | Sundstrand Data Control | Head-up display |
CA954347A (en) * | 1970-06-22 | 1974-09-10 | Robert K. Kirschner | Head-up display |
FR2170916B1 (de) * | 1972-02-08 | 1974-12-13 | Thomson Csf |
-
1976
- 1976-04-05 US US05/673,794 patent/US4057782A/en not_active Expired - Lifetime
-
1977
- 1977-03-16 SE SE7702961A patent/SE434496B/xx not_active IP Right Cessation
- 1977-03-17 CA CA274,458A patent/CA1101111A/en not_active Expired
- 1977-03-30 IT IT48727/77A patent/IT1075477B/it active
- 1977-04-04 JP JP3769377A patent/JPS52121298A/ja active Pending
- 1977-04-04 FR FR7710103A patent/FR2347656A1/fr active Granted
- 1977-04-05 DE DE19772715262 patent/DE2715262A1/de not_active Ceased
- 1977-04-05 GB GB14256/77A patent/GB1538022A/en not_active Expired
-
1982
- 1982-12-27 JP JP1982195777U patent/JPS58129300U/ja active Granted
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2838064A1 (de) * | 1977-09-23 | 1979-03-29 | Sundstrand Data Control | Ueberkopf-sichtanflug-flugzeug-instrument |
DE3904077C1 (de) * | 1989-02-11 | 1990-07-19 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8012 Ottobrunn, De |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US4057782A (en) | 1977-11-08 |
CA1101111A (en) | 1981-05-12 |
JPS52121298A (en) | 1977-10-12 |
JPS6238479Y2 (de) | 1987-10-01 |
GB1538022A (en) | 1979-01-10 |
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FR2347656A1 (fr) | 1977-11-04 |
FR2347656B1 (de) | 1982-04-02 |
IT1075477B (it) | 1985-04-22 |
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