DE2715693A1 - System zum regeln der annaeherung an den schwebeflug - Google Patents

Description

System zum Regeln der Annäherung an den Schwebeflug

Die Erfindung bezieht sich auf Flugregelsysteme und betrifft insbesondere ein elektronisches System zum automatischen Steuern der Annäherung an den Schwebeflug, in welchem Flugparameter während der Annäherung an den Schwebeflug in einem gewünschten Ziel und in einer gewünschten Höhe berechnet werden.

Bei dem Fliegen eines Hubschraubers treten häufig Schwebeflugmanöver auf, in welchen der Hubschrauber in einem festen Punkt in bezug auf die Erde und in einer niedrigen Höhe gehalten wird. Bei einigen Operationen,beispielsweise bei Rettungsoperationen,

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beim Warten von Sonobojen, und dgl. kann es vorkommen, daß das Manöver über Wasser und häufig bei Nacht auszufuhren ist. Das macht das Manövrieren des Hubschraubers in eine gewünschte Schwebeposition sehr schwierig, wenn keine Unterstützung durch automatische Navigationshilfen vorhanden ist, die in Abhängigkeit von Trägheits- und anderen Fühlern arbeiten. Bekannte Hubschrauber— flugregelsysteme geben dem Piloten nur eine begrenzte Unterstützung. Insbesondere liefern taktische Navigationsrechner dem Piloten zwar optische Anzeigen in bezug auf Kurse und Entfernungen zu gewünschten Wegpunkten oder Zielen, sie bewirken jedoch keine automatische Steuerung des Fluges des Flugzeuges. Zusätzlich kann der Pilot Unterstützung durch ein Autopilotsystem erhalten, das eine kontrollierte Fluggeschwindigkeitsabnahme, eine kontrollierte Sinkgeschwindigkeit, kontrollierte Rollwinkel in Kurven, und dgl. erzeugt. Es ist bekannt, daß es zur Erzielung eines stabilen Schwebefluges ohne aufwärts geneigtes oder nach einer Seite quergeneigtes Flugzeug erwünscht ist, im Schwebeflug das

Flugzeug Kurs gegen den Wind halten zu lassen. Bislang muß der Pilot zur Erzielung eines solchen Schwebefluges das Flugzeug eine gewisse Strecke von dem gewünschten Zielpunkt weg mit dem Wind fliegen, wobei er die Anzeigen seines taktischen Navigationsrechners beobachtet, bis er der Meinung ist, daß er sich um eine gewünschte Strecke windabwärts von dem Zielpunkt befindet, so daß er die Fluggeschwindigkeit verringern und aus seiner gegenwärtigen Geschwindigkeit und Höhe sicher in einen Schwebeflug in einer gewünschten Höhe über dem Zielpunkt sinken kann. In bekannten Systemen sind in dem Autopiloten Einrichtungen für eine automatische Sinkgeschwindigkeit und eine automatische

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Fluggeschwindigkeitsabnahme vorgesehen, die eingeschaltet werden können. Die Benutzung dieser Systeme derart, daß am Schluß in einer gewünschten Höhe über dem Zielp-inkt die Geschwindigkeit Null vorhanden ist, verlangt von dem Piloten, den Zeitpunkt abzuschätzen, in welchem er in ein Fenster eintritt, das ihn den gewünschten Schwebepunkt bei Nullgeschwindigkeit mit den festgelegten Werten für die Geschwindigkeitsabnahme und die Sinkgeschwindigkeit, die das Autopilotsystem liefert, erreichen läßt. Nach dem Stand der Technik erfolgt keine Berechnung der tatsächlichen Entfernung oder ein Vergleich mit der tatsächlichen Geschwindigkeit,und Störungen in dem tatsächlichen Flugprofil, das erreicht wird, werden nicht korrigiert. Wenn das Flugzeug tatsächlich schneller sinkt als mit der durch das Autopilotsystem festgelegten Sinkgeschwindigkeit (was aufgrund einer Fallströmung oder aufgrund einer Zunahme der Windgeschwindigkeit vorkommen kann), so kann der Pilot die gewünschte Schwebeflughöhe erreichen, während er sich noch mit einer zu großen Geschwindigkeit bewegt, was zu einem gefährlichen Flug mit zu hoher Geschwindigkeit in zu großer Nähe der Erdoberfläche führt. Andererseits, wenn das Sinken in bezug auf die Fluggeschwindigkeitsabnahme zu langsam erfolgt, kann der Pilot über dem gewünschten Zielpunkt in zu großer Höhe fliegen und in diesem Fall müßte das Flugzeug beträchtlich sinken, um die gewünsdnte Höhe zu erreichen, was dann mit hoher Vertikalgeschwindigkeit erfolgt. Da diese Manöver unter extrem gefährlichen Bedingungen ausgeführt werden, in welchen die Geschwindigkeits- und Höhenverhältnisse hinsichtlich Prozeduren zum Beheben eines Motorausfalls, die erforderlich sein können, schlecht sind, sind

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/Γ

psychologisch schlechte Manöver, wie hohe Sinkgeschwindigkeiten oder Fliegen mit hoher Geschwindigkeit in niedriger Höhe zu vermeiden.

Ziel der Erfindung ist es, eine vollautomatische Regelung für die Annäherung an den Schwebeflug in einem Zielpunkt und in gewünschter Höhe zu schaffen.

Gemäß der Erfindung wird der Flug durch eine äußere Kurve und eine innere Kurve bis zum Beginn einer Annäherung an den Schwebeflug gesteuert, wobei die Annäherung gegen den Wind erfolgt und wobei die Abnahme der Fluggeschwindigkeit und die Sinkgeschwindigkeit durch ständig auf den neuesten Stand gebrachte Berechnungen kontrolliert werden, so daß das Flugzeug die gewünschte Höhe mit einer niedrigen Geschwindig keit und den Zielpunkt und eine gewünschte Höhe mit Null geschwindig keit erreicht. In weiterer Ausgestaltung der Erfindung wird die Fluggeschwindigkeit beibehalten, bis die Annäherung beginnt, woraufhin eine Fluggeschwindigkeitsabnahme so berechnet wird, daß sie bis zur NuUgeschwindigkeit in dem Zielpunkt gleichförmig abnimmt. In noch weiterer Ausgestaltung der Erfindung beginnt die Annäherung windabwärts des gewünschten Zielpunktes aus einer inneren Kurve, die erreicht wird, indem erst eine äußere Kurve gemacht wird, die sich mit der inneren Kurve schneidet, und die gewünschte Höhe bei dem Beginn der Annäherung wird an dem Anfang der inneren Kurve durch gleichmäßiges Sinken erreicht, mit welchem begonnen wird, wenn sich das Flugzeug innerhalb eines bestimmten

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/(ο

Bereiches von dem Ziel befindet. Der Kurs des Flugzeuges wird nach dem Einschalten des automatischen Systems so geregelt, daß das Flugzeug entweder eine äußere Rechtskurve oder eine äußere Linkskurve fliegt, damit es schnellstens auf einen direkten Anflug zu dem Schnittpunkt mit einer inneren Kurve kommt, welche auf einer Nennkurvenfluggeschwindigkeit beruht und welche bewirkt, daß das Flugzeug den Zielpunkt mit einem Gegenwindkurs anfliegt. In noch weiterer Ausgestaltung der Erfindung wird während der geregelten Kurvenflüge die Kurvendrehgeschwindigkeit kontinuierlich so geregelt, daß sich ein kreisförmiger Flugweg über Grund ergibt, obwohl sich der Steuerkurs des Flugzeuges in bezug auf die Windgeschwindigkeit ständig ändert.

Gemäß der Erfindung wird das automatische System erst in Betrieb gesetzt, wenn eine ausreichende Fluggeschwindigkeit, eine ausreichende Entfernung zwischen der gegenwärtigen Position des Flugzeuges und dem Schnittpunkt mit einem inneren Kreis, so daß ein richtiger Anflug an den Schwebezustand möglich ist, und ausreichend Zeit zum Sinken aus der gegenwärtigen Höhe in die gewünschte Höhe beim Eintritt in den Annäherungsbetrieb vorhanden sind. In weiterer Ausgestaltung der Erfindung wird das gewünschte Sinkflugprofil fortwährend berechnet und, wenn das Flugzeug in einer Höhe ist, die niedriger als das gewünschte Sinkflugprofil ist, wird seine Höhe beibehalten, bis sie sich mit ihm schneidet, woraufhin der Sinkflug durch das Profil gesteuert wird.

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Eine bevorzugte Ausfuhrungsform der Erfindung wird im folgenden unter Bezugnahme auf die beigefugten Zeichnungen näher beschrieben. Es zeigen:

Fig. 1 ein vereinfachtes Blockschaltbild eines die

Erfindung enthaltenden Flugregelsystems eines Flugzeuges ,

Fig. 2 eine schematische Darstellung des Kurses

eines Flugzeuges in einem vollständigen Anflug zum Schweben unter Verwendung eines Systems nach der Erfindung,

Fig. 3 ein Blockschaltbild einer Schaltung zum

Erzeugen von gewissen Parametern, die in der Aus füh rungs form der Erfindung benutzt werden,

Fig. 4 ein Blockschaltbild des Sinkflugregelteils

einer Ausfuhrungsform der Erfindung,

Fig. 5 ein Blockschaltbild des Höhenhalteteils einer

Aus füh rungs form der Erfindung,

die Fig. 6 und 7 Blockschaltbilder von Schaltungen zur Ei—

zeugung von Parametern, die in einer Ausfuhrungsform der Erfindung benutzt werden,

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Fig. 8 ein Blockschaltbild des RoUageregelteils

der Aus füh rungs form der Erfindung,

Fig. 9 ein Blockschaltbild des Steuerkurshalte-

teils der Aus füh rungs form der Erfindung,

Fig. 10 ein Blockschaltbild von Teilen der Ausführungs·

form, welche das Flugg eschwindig — keitshalteuntersystem, den Schwebekoppler und das Geschwindigkeitsabnahmesteuerungsuntersystem eines Hubschraubers steuern, und

Fig. 11 ein Blockschaltbild eines Überwachungs

gerätes und verschiedener Steuereinrichtungen zum Steuern des Einschaltens des in der Aus füh rungs form der Erfindung verwendeten Systems.

Gemäß Fig. 1 weist ein Hubschrauber, der mit Flugreglern versehen ist, fiir welche das hier beschriebene Ausführungsbeispiel der Erfindung vorgesehen ist, die normalen Flugzeugsteuerfunktionen 20 auf, zu welchen Steuerungen 21 für die kollektive Hauptrotorblattverstellung, Steuerungen 22 fur die periodische Hauptrotorlängsblattverstellung, Steuerungen 23 für die periodische Hauptrotorquerblattverstellung und Steuerungen 24 für die kollektive Heckrotorblattverstellung gehören. Es handelt sich dabei um die normalen Steuerungen, die durch den Piloten in dem äußeren Steuerstrom — kreis betätigt werden, wobei die Stabilität durch einen inneren Steuerstromkreis in bekannter Weise erzeugt wird. Darüberhinaus

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sind diese Flugzeugsteuerungen 20 in den automatischen Flugbetriebsarten durch ein Autopilotsystem 25 automatisch betätig— bar, zu welchem gehören: ein Radarhöhenhalteuntersystem 26, ein Barometerhöhenhalteuntersystem 27, ein Sinksteuerungsuntersystem 28, ein Fluggeschwindigkeitshalteuntersystem 29, ein Geschwindigkeitsabnahmesteuerungsuntersystem 30, ein SchwebekoppIer 31, ein Rollagehalteuntersystem 32, ein Steuer— kurshalteuntersystem 33 und ein Kurvenflugkoordinator 34. Das Autopilotsystem 25 erzeugt Steuersignale auf Signale hin, die ihm über eine Vielfachleitung 35 aus Fühlei—, Navigations- und Steuereinheiten 36 geliefert werden, welche außer einem taktischen Navigationsrechner 37 ein Dopplerradar 38, eine Pilotentafel 39, einen Fluggeschwindigkeitsanzeiger 40, einen Radarhöhenmesser 41, einen barometrischen Höhenmesser 42, einen Längsbeschleunigungsmesser 43 und weitere Fühler umfassen.

Das Annäherungsregelsystem 44 nach der Erfindung enthält kollektive Hauptsteuerungen 45, die im folgenden ausfuhrlich unter Bezugnahme auf die Fig. 3 bis 5 beschrieben sind, Längssteuerungen 46, die im folgenden unter Bezugnahme auf Fig. 10 ausführlich beschrieben sind, Quersteuerungen 47, die im folgenden unter Bezugnahme auf die Fig. 6 bis 9 ausführlich beschrieben sind, und ein Gerät 48 für Überwachungs- und andere Zwecke, das im folgenden unter Bezugnahme auf Fig. 11 ausführlich beschrieben ist. Das Annäherungs regelsystem 44 benutzt einige derselben Signale, die von den Einheiten 36 an den Autopiloten 25 abgegeben werden. Es ist zwar hier nicht ausführlich

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beschrieben, doch wenn das Annäherungs regelsystem den Autopiloten 25 steuert, spricht der Autopilot normalerweise nicht direkt auf einige der Eingangssignale an, die ihm über die Vielfachleitung 35 aus den Einheiten 36 zugeführt werden, sondern spricht nur zum Teil an.

Im eingeschalteten Zustand steuert das Annäherungs regelsystem 44 automatisch den Flug von irgendeinem besonderen Punkt 50 (Fig. 2) bei irgendeinem Steuerkurs, irgendeiner Höhe und irgendeiner Geschwindigkeit (die einigen im folgenden beschriebenen Bedingungen unterliegt) zu einer ausgewählten Schwebeposition 51 in einer gewünschten Höhe, wobei die Annäherung an die Position windaufwärts erfolgt. Dabei veranlaßt das Regelsystem das Flugzeug, windabwärts des gewünschten Punktes 51 zu fliegen und eine Kurve mit einem bestimmten Radius von einem Punkt P1 zu einem Punkt P2 zu fliegen, so daß die Annäherung windaufwärts erfolgt. Die Höhe, die Geschwindigkeit und der Steuerkurs werden alle während der Annäherung geregelt. Das ist ausfuhrlicher im folgenden beschrieben.

Wie im folgenden unter Bezugnahme auf Fig. 11 ausführlicher beschrieben, wird das Annäherungs regelsystem 44, das hier beschrieben wird, entweder als in Betrieb oder als außer Betrieb angenommen. Wenn es in Betrieb ist, arbeiten die Schaltungen so, wie es im folgenden unter Bezugnahme auf die verschiedenen Figuren beschrieben wird. Wenn es außer Betrieb ist, arbeiten die Schaltungen nicht. Wenn es in Betrieb ist, bilden

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die Schaltungen eine alternative Steuerung zu dem Autopilotsystem solange, bis verschiedene Haltesysteme eingeschaltet sind, in welchem Fall die Haltesysteme in Abhängigkeit von den Einheiten 36 arbeiten, wie sie es normalerweise in einem Flugzeug tun, das nicht mit einer Ausfuhrungsform der Erfindung ausgerüstet ist. Beispielsweise kann während der automatischen Annäherung an den Schwebeflug das Radarhöhenhalteuntersystem 26 durch das Annäherungs regelsystem eingeschaltet werden und, wenn das der Fall ist, die Höhe halten, die durch den Piloten an der Pilotentafel 39 eingestellt worden ist, wie es normalerweise der Fall ist. Das Einschalten des Radarhohenhalteuntersystems erfolgt jedoch nicht wie in dem Normalfall, sondern auf die kollektiven Hauptsteuerungen 45 der hier beschriebenen Ausführungsfomn hin. Weiter kann beispielsweise das Sinksteuerungsuntersystem 28 eingeschaltet sein und einen Geschwindigkeitswert durch die kollektiven Hauptsteuerungen 45 empfangen, bis das Sinken auf eine richtige Höhe beendet ist, woraufhin es dann übei— haupt nicht mehr benutzt und statt ihm das Radarhöhenhalteuntersystem benutzt wird. Ebenso wird das Rollagehalteunter— system 32 während der äußeren und inneren Kurven bei der Flugregelung durch das Annäherungs regelsystem 44 benutzt, es wird aber nicht während des Geradeausfluges benutzt.

In der folgenden Beschreibung ist eine Vereinfachung getroffen worden, um die Erfindung deutlicher zu machen. Die Vereinfachung besteht in der Annahme, daß die Winkelinformation normiert gegeben wird und automatisch wieder umnormiert wird, wenn Winkel voneinander subtrahiert oder miteinander addiert werden. Bekanntlich

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ο ο

werden Systeme mit einem Bereich von 0 bis 360 arbeiten, in welchem Fall bei der Addition von zwei Winkeln, die größer als 180 sind, von dem Ergebnis 360 abgezogen werden müssen. Außerdem ist ein System bekannt, in welchem sämtliche Winkel

ο ο

mit einem geeigneten Sinus als zwischen 0 und 180 liegend ausgedrückt werden. Dann muß bei der arithmetischen Kombination des einen mit dem anderen das Ergebnis in bekannter Weise entsprechend dem,was die Winkel wirklich bedeuten, normiert werden. Das ist hier nicht dargestellt, da es die Komplexität unnötig erhöhen würde und da die hier getroffene Übereinkunft bekannt ist.

Die kollektiven Hauptsteuerungen 45 für das Annäherungsregelsystem 44 sind ausführlich in den Fig. 3 bis 5 dargestellt. Diese Steuerungen geben Einschaltsignale an das Radarhöhenhalteuntersystem 26, das Barometerhöhenhalteuntersystem 27 und das Sinksteuerungsuntersystem 28 ab. Außerdem geben sie ein Signal, das die gewünschte Sinkgeschwindigkeit angibt, an das Sinksteuerungsuntersystem 28 ab.

In Fig. 3 ist die Erzeugung von mehreren Parametern dargestellt, die in den Fig. 4 und 5 benutzt werden. Insbesondere wird das Zielentfernungssignal R über eine Leitung 54 an mehrere Vergleichsschaltungen 55-57 abgegeben, welche es mit geeigneten Bezugsspannungen vergleichen, die von Quellen 58-60 geliefert werden, so daß auf mehreren Leitungen 61-65 Signale erzeugt werden, die angeben, ob die Zi el entfernung größer oder kleiner als 40 000 Fuß, 256 000 Fuß und 600 Fuß ist.

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Die durch den Piloten eingestellte Höhe hp wird über eine Leitung 66 mehreren Summiereinheiten zugeführt (welche insbesondere Widerstandsschaltungen oder Verstärker mit Widerständen, die deren invertierende oder nichtinvertierende Eingänge speisen, in bekannter Weise enthalten). Die Summierschaltungen 67, 68 werden außerdem durch Bezugsspannungsquellen 70-71 versorgt, welche Spannungen liefern, die 25 Fuß bzw. 20 Fuß darstellen, so daß auf Leitungen 72, 73 Signale abgegeben werden, welche die durch den Piloten eingestellte Höhe plus 25 Fuß bzw. die durch den Piloten eingestellte Höhe plus 20 Fuß darstellen. Der Summierschaltung 69 wird ein Radarhöhensignal h über eine Leitung 74 zugeführt, so daß über R

eine Leitung 75 ein Signal abgegeben wird, daß den Fehler

h zwischen der Soll- oder eingestellten Höhe und der durch e

den Radarhöhenmesser ermittelten Isthöhe anzeigt. Dieses Signal wird in einem Vergleicher 82 mit einem Signal aus einer Bezugsspannungsquelle 77 verglichen, die eine Spannung liefert, welche eine Höhe von einem Fuß darstellt, um Signale auf Leitungen 78 und 79 zu erzeugen, die angeben, ob der Höhenfehler größer oder kleiner als 1 Fuß ist. Die Radarhöhe auf der Leitung 74 wird außerdem zwei Vergleichsschaltungen 80, 81 zugeführt, die sie mit Signalen auf den Leitungen 72, 73 vergleichen, so daß Signale auf zugehörigen Leitungen 83, 83*, 84 erzeugt werden, die angeben, ob die Höhe innerhalb von 25 Fuß bzw. innerhalb von 20 Fuß der eingestellten Höhe liegt. Stattdessen ist es dasselbe, wenn festgestellt wird, ob der Höhenfehler h größer oder kleiner als 25 bzw. 20 Fuß ist. Die Radarhöhe auf der Leitung 74 wird außerdem einem Vergleicher 85 zugeführt,

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der sie mit einem 750 Fuß darstellenden Signal aus einer Bezugsspannungsquelle 86 vergleicht, so daß auf Leitungen 87, 88 Signale abgegeben werden, die angeben, ob die Höhe größer oder kleiner als 750 Fuß ist.

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ac

TABELLE EINS- FLUGZEUGPARAMETER

Symbol	Parameter Quelle	Zielentfernung	1	Bezugs-	54
	Fig.	Peilung zum Ziel	1	Nr.	166
RD	Windpeilung	1	165
α	Windgeschwindigkeit (Größe)	1	99
θ	Driftwinkel	1	215
vw	Flugzeugsteuerkurs	1	219
δ	Geschwindigkeit auf Steuerkurs	1	90
ψ	vom Piloten eingestellte Höhe	1	66
vx	Längs fluggeschwindigkeit	1	98
h ρ	(Größe)
VA	Radarhöhe	1	74
	Längsbeschleunigung	1	140
hR
a

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TABELLE ZWEI - ERZEUGTE PARAMETER

Symbol Parameter Quelle Bezugs-

Fig. Nr.

V Grundgeschwindigkeit

(erklärt δ , Fig . 3)

h Höhenfehler 3 75

V Sollgeschwindigkeit bei Beginn der e

Annäherung 3 96

h Sollsinkgeschwindigkeit für Annäherungsbeginn 4 121

h Sollsinkgeschwindigkeit während

der Annäherung

R Annähe rungs entfernung (vgl. Fig. 2)

d Sollannäherungsgeschwindigkeitsabnahme 6

r Sollinnenkurvenradius

D Entfernung zum Mittelpunkt

ψ Steuerkurs zum Anfliegen von P1

Ψ - Ψ

4	143
6	150
6	149
6	155
7	184
7	218
7	221

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Das Signal für die Geschwindigkeit auf Steuerkurs oder Dopplergeschwindigkeitssignal V auf einer Leitung 90 wird einer Summiereinheit 91 zusammen mit einem eine Geschwindigkeit von 10 Knoten darstellenden Signal aus einer Bezugsspamungsquelle 92 zugeführt, so daß auf einer Leitung 93 ein Signal erzeugt wird, welches eine Geschwindigkeit von 10 Knoten unterhalb der dopplerbestimmten Geschwindigkeit auf Steuerkurs angibt. Die Bezugsspannung aus der Quelle 92 wird außerdem an eine Vergleichsschaltung 94 und an eine Summiereinheit 95 angelegt, die außerdem auf ein Signal V auf einer Leitung 96 ansprechen,

das vcn einer Summiereinheit 97 entsprechend der Differenz zwischen der Größe der Längsfluggeschwindigkeit V. auf einer Leitung 98 und der Windgeschwindigkeit V auf einer Leitung 99 geliefert wird. Die Vergleichsschaltung 94 gibt an Leitungen 100, 101 Signale ab, die angeben, ob die Differenz zwischen Flug-und Windgeschwindigkeiten kleiner oder größer als 10 Knoten ist, und die Summiereinheit 95 gibt ein Signal an die Leitung 102 ab, welches 10 Knoten weniger als die Differenz zwischen den Flug- und Windgeschwindigkeiten angibt.

Gemäß Fig. 4 werden manche von den Signalen, die in der zuvor mit Bezug auf Fig. 3 beschriebenen Weise erzeugt werden, benutzt, um das Sinksteuerungsuntersystem 28 mittels eines Signals auf einer Leitung 103 einzuschalten und um ein Geschwindigkeitseingangssignal an das Sinksteuerungsuntersystem 28 mittels eines Geschwindigkeitssignals auf einer Leitung 104 abzugeben, und zwar sowohl in der Reiseflugbetriebsart, die durch ein Signal auf einer Leitung 105 angegeben wird, und in einer

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Annäherungsbetriebsart, die durch ein Signal auf einer Leitung 106 angegeben wird, welches das Reiseflugsignal auf der Leitung 105 über einen Inverter 107 ergibt. Die Erzeugung des Annäherungssignals auf der Leitung 106 wird anhand von Fig. 7 weiter unten beschrieben. Darüberhinaus liefern die kollektiven Haupt— Steuerungen 45 (gemäß Fig. 5) Einschaltsignale auf Leitungen 108, 109, um das Barometerhöhenhalteuntersystem 27 und das Radarhöhenhalteuntersystem 26 einzuschalten, so daß ein Sinken durch das Sinksteuerungsuntersystem 28 bei Bedarf veranlaßt wird, während Grobhöhen (wenn gestattet) durch das Barometerhöhenhalteuntersystem 27 eingehalten und am Schluß der Annäherung und im Schwebeflug eine genaue Einhaltung der Höhe durch das Radarhöhenhalteuntersystem 26 erfolgt.

In logischer Reihenfolge wird in der Reiseflugbetriebsart die Barometerhöheneinhaltung durch das Einschaltsignal auf der Leitung 108 (Fig. 5) veranlaßt, das durch eine ODER-Schaltung 110, die einer UND-Schaltung 111 nachgeschaltet ist, erzeugt wird, wenn das Signal auf der Leitung 63 angibt, daß die Entfernung größer als 256 000 Fuß ist. Somit kann jede vernünftige Höhe eingehalten werden, wenn die größten Entfernungen von dem Ziel vorliegen. Wenn jedoch die Zi el entfernung kleiner als 256 000 Fuß ist, aber größer als 4O 000 Fuß, wird die ODER-Schaltung 110 durch eine UND-Schaltung 112 nur betätigt, wenn die Radarhöhenangabe kleiner als 750 Fuß ist, wie durch das Signal auf der Leitung 87 angegeben. Wenn jedoch die Radarhöhe größer als 750 Fuß ist, dann ist das Signal auf der

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Leitung 87 in Fig. 5 nicht vorhanden und die UND-Schaltung 112 arbeitet nicht. Um die Höhe auf 750 Fuß herunterzubringen (wenn die Zi el entfernung in dem Bereich zwischen 40 000 und 256 000 Fuß liegt),betätigt eine UND-Schaltung 113 (Fig. 4) eine ODER-Schaltung 114, so daß das Einschaltsignal auf der Leitung 103 erzeugt und somit das Sinksteuerungsuntersystem 28 anstatt des Barometerhöhenhalteuntersystem 27 von Fig. 5 eingeschaltet wird. In der Reiseflugbetriebsart wird das Geschwindigkeitseingangssignal auf der Leitung 104, welches das Sinksteuerungsuntersystem 28 veranlaßt, einen Sinkflug mit einer besonderen Geschwindigkeit hervorzurufen, durch eine Analogtorschaltung 115 aufgrund eines Signals auf einer Leitung 116 an dem Ausgang einer Funktionsgeneratoi—Begrenzerschaltung 117, bei welcher es sich um eine bekannte Knickpunktdiodenschaltung handeln kann, durchgelassen. Die Schaltung 117 ist so aufgebaut, daß sie bei großen Eingangssignalen eine feste maximale Sinkgeschwindigkeit von 500 Fuß pro Minute festlegt, aber bei Eingangssignalen, die 75 oder weniger darstellen, ist das Geschwindigkeitsausgangssignal auf der Leitung 116 zwischen 0 und 500 Fuß pro Minute eine lineare Funktion des Eingangs— signals. Das Eingangssignal der Schaltung 117 stammt aus

einer Summiereinheit 118, die als positives Eingangssignal die Radarhöhe auf der Leitung 74 und, für Zielentfernungen von mehr als 40 000 Fuß, wie durch ein Signal auf der Leitung 61 angegeben, ein negatives Eingangssignal aus einer Analogtorschaltung 119 empfängt, die ein 750 Fuß darstellendes Signal aus einer Bezugsspannungsquelle 120 durchläßt. Somit wird für Zielentfernungen von mehr als 40 000 Fuß die Differenz der Isthöhe (die durch

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den Radarhöhenmesser bestimmt wird) von 750 Fuß in die Schaltung 117 eingegeben, so daß ein Befehl für eine Geschwindigkeit erzeugt wird, die maximal 500 Fuß pro Minute beträgt und unterhalb von 825 Fuß linear bis zu einer fallgeschwindigkeit bei 750 Fuß abnimmt.

Eine Sollsinkgeschwindigkeit wird berechnet, um eine gewünschte Eintrittshöhe zu erhalten, bevor die Innenkurve erreicht wird. Insbesondere wird ein Sollhöhensignal h auf einer Leitung 121 in Fig. 4 erzeugt, das in der Schaltung 117 eine Sinkgeschwindigkeit verursacht, die einen gleichmäßigen Sinkflug aus irgendeiner Höhe, die das Flugzeug hat, ergibt, wenn seine Zielentfernung 40 000 Fuß zu der Sollwerthöhe (d.h. der gewünschten Höhe im Zielpunkt) in einem Zeitpunkt beträgt, wenn das Flugzeug eine Grundgeschwindigkeit von 10 Knoten erreicht hat (ungeachtet der Zi el entfernung). Beispielsweise kann flir jeden Knoten Geschwindigkeit oberhalb von 10 Knoten die gewünschte Höhe auf diesem Profil (zwecks Erzeugung einer Sinkgeschwindigkeit in der Schaltung 117) in der Größenordnung von 2 Fuß pro Knoten liegen. In Fig. 4 werden Geschwindigkeiten von mehr als 10 Knoten, die durch das Signal V_—10 auf der Leitung 102 angegeben sind, in einer Multiplizierschaltung 122 mit einer gewünschten Steigung M multipliziert, die durch ein Signal auf einer Leitung 123 aus einer Bezugsspannungsquelle 124 dargestellt ist, welche ein Spannung liefert, die 2 Fuß pro Knoten äquivalent ist. Die Multiplizierschaltung 122 liefert ein eine gleichmäßige Sinkgeschwindigkeit angebendes Signal zu der durch den Piloten eingestellten Höhe, wobei diese Geschwindigkeit aber nur benutzt wird, bis die Annäherung erreicht ist, wie im folgenden beschrieben. Während der Annäherung liefern andere Schaltungen die Geschwindigkeit, wie

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im folgenden beschrieben. Für Geschwindigkeiten über 10 Knoten wird das Ausgangssignal der MultipUzierschaltung in einer Summiereinheit 126 mit der Sollzielhöhe oder vom Piloten eingestellten Höhe h addiert, wie durch ein Signal auf der Leitung 66 angegeben, so daß das Sollprofühöhensignal h an die Leitung 121 abgegeben wird. Die Profilhöhe h bleibt (ebenso wie die vom Piloten eingestellte Höhe h ) für Geschwindigkeiten von weniger als 10 Knoten fest, weil das Aus gangs signal der MultipUzierschaltung Null ist. Diese gewünschte Höhe auf der Leitung 121 wird durch eine Analogtorschaltung 127 geleitet, wenn die Zi el entfernung kleiner als 40 000 Fuß ist, wie durch das Signal auf der Leitung 62 angegeben. Das Sollprofilhöhensignal h auf der Leitung 121 veranlaßt über die Schaltung 117 einen Sinkflug durch die Sollwerthöhe.

Die vorstehend geschilderte Benutzung des Signals h erfolgt jedoch nur, wenn die Flugzeughöhe größer ist als die Sollprofilhöhe, die durch das Signal h angegeben wird. Das wird durch eine Vergleichsschaltung 128 bestimmt, die ein Signal über eine Leitung 129 abgibt, so daß eine UND-Schaltung die ODER-Schaltung 114 freigibt, damit das Einschaltsignal 103 geliefert wird, so daß das Sinksteuerungsuntersystem 28 so lange benutzt wird, wie die Radarhöhe die Profilhöhe überschreitet. Wenn aber die Radarhöhe kleiner als die Profilhohe ist, gibt die Vergleichsschaltung 128 ein Signal über eine Leitung 131 ab, welches in Fig. 5 in Kombination mit dem Signal auf der Leitung 62 benutzt wird, um eine UND-Schaltung

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132 zu veranlassen, die ODER-Schaltung 110 zu betätigen
und dadurch das Einschaltsignal auf der Leitung 108 zu liefern, damit stattdessen das Barometerhohenhalteuntersystem 27
eingeschaltet wird. Sollte das Flugzeug unter dem gewünschten Punkt auf dem Profil sein, wird es deshalb in einer konstanten Höhe fliegen, bis es das Sollprofil schneidet, und dann werden die Rollen des Halteuntersystems 27 und des Sinksteuerungsuntersystems 28 umgekehrt, so daß das Sollprofilhöhensignal
h auf der Leitung 121 (Fig. 4) die Steuerung des SoUsinkfluges übernimmt. Da bekanntlich kein Pilot ein Flugzeug in Schwebe— flughöhe fliegen wird und somit immer eine geeignete Höhe
vorhanden ist, die die automatische Annäherung an den Schwebe— flug in der beschriebenen Weise gestattet, wird sichergestellt, daß das Profil erreicht wird, wenn sich die Fluggeschwindigkeit 10 Knoten nahe der Sollwerthöhe nähert. Die gewünschte Höhe an dem Eintritt in die Annäherungsbetriebsart ist die Sollwert— höhe (die durch den Piloten als die gewünschte Schwebeflughöhe angegebene Höhe), die durch das Signal h auf der Leitung
66 angegeben wird,da, wie beschrieben, das Signal h einfach das Signal h enthält, nachdem eine Geschwindigkeit von 10 Knoten erreicht worden ist, erzeugt die Vergleichsschaltung 128
tatsächlich das Signal auf der Leitung 131 statt das Signal
auf der Leitung 129, wenn das Flugzeug die vom Piloten eingestellte Höhe h erreicht hat. Das wiederum veranlaßt die UND-Schaltung 132, das· Barometerhohenhalteuntersystem 27 einzuschalten, wie anhand von Fig. 5 beschrieben. Anschließend, nachdem die Annäherungsbetriebsart hergestellt ist, ist das Reiseflugsignal auf der Leitung 105 nicht länger vorhanden, so daß die UND-Schaltung

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132 nicht langer arbeiten kann. Aber das Annäherungssignal ward auf der Leitung 106 vorhanden sein. In Fig. 5 wird dann, wenn die Differenz zwischen der Radarhöhe h und der vom

Fn.

Piloten eingestellten Höhe h , die hier als h definiert ist,

P β

gleich oder kleiner als 1 Fuß ist, wie durch das Signal auf der Leitung 79 angegeben, eine UND-Schaltung 133 das Einschaltsignal auf der Leitung 109 erzeugen, um das Radarhöhen— halteuntersystem 26 zu veranlassen, die Höhe für den übrigen Teil der Annäherung und während des Schwebefluges einzuhalten. Wenn aber die Differenz h zwischen der vom Piloten eingestellten

Höhe und der gegenwärtigen Höhe (die durch den Radarhöhenmesser angegeben wird) mehr als 1 Fuß beträgt, dann wird eine UND-Schaltung 134 (in Fig. 4 oben) durch das Signal auf der Leitung 78 und das Annäherungssignal auf der Leitung 106 betätigt, um das Sinksteuenjngsuntersystem 28 einzuschalten und um an die Leitung 104 ein Geschwindigkeitssignal aus einer Analog— torschaltung 135 abzugeben.

Wenn die Sinkgeschwindigkeit, die während der Reiseflugbetriebsart in der unmittelbar vorher beschriebenen Weise erzeugt wird, das Flugzeug in die gewünschte Höhe gebracht hat (was im allgemeinen nicht der Fall ist), wird selbstverständlich die Schaltung oben in Fig. 4 nicht benutzt. Für den allgemeinen Fall aber werden die kollektiven Hauptsteuerungen 45 fortwährend eine gewünschte Sinkgeschwindigkeit berechnen, die das Flugzeug aus seiner Isthöhe in die vom Piloten eingestellte Sollschwebeflughöhe h in derselben Zeitspanne bringt, die das Flugzeug

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benötigt, um seine Geschwindigkeit von seiner vorhandenen Grundgeschwindigkeit linear auf 10 Knoten zu verringern. Da die Reiseflug-Sinkflug-Steuerungen, die vorstehend beschrieben worden sind, das Flugzeug zu einem Höhenpunkt auf dem gewünschten Annähe rungs profil gebracht haben (durch das Signal h auf der Leitung 121, wie oben beschrieben) und da die Längssteuerungen 46 (die anhand von Fig. 10 beschrieben werden) an diesem Punkt begonnen haben wenden, eine Sinkgeschwindigkeit in der Größenordnung von 1 Knoten pro Sekunde anzuordnen, wird diese gewünschte berechnete Sinkgeschwindigkeit während der Annäherung 2 Fuß pro Sekunde oder 120 Fuß pro Minute betragen. Die fortwährende Berechnung stellt sicher, daß Fehler, die sich aus Wind- und Geschwindigkeitsabnahmeänderungen, Regelsystemungenauigkeiten, äußeren Störungen sowie anfänglichen Systemeinschaltungen in einer Höhe unterhalb des gewünschten Annäherungsprofils ergeben, kompensiert werden und dadurch eine genauere Regelung erhalten wird, als mit einer festen Sinkgeschwindigkeit. Insbesondere wird die Sollsinkgeschwindigkeit h gefunden, indem der Fehler zwischen der Isthöhe, die der Radarhöhenmesser h angibt, und der vom Piloten eingestellten

Höhe h durch die verbleibende Zeit geteilt wird. Die verbleibende P

Zeit wiederum wird bestimmt, indem die erforderliche verbleibende Geschwindigkeitsabnahme durch die gegenwärtige Längsbeschleunigung geteilt wird. Diese Funktionen werden oben in Fig. 4 durch eine Multiplizierschaltung 139 erfüllt, die die Längsbeschleunigung a auf der Leitung 140 mit denn Höhenfehler h auf der Leitung 79 multipliziert, während das Ergebnis in einer Teilerschaltung 141 durch die verbleibende gewünschte

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Geschwindigkeitsverringerung bis zu der Geschwindigkeit vcn 10 Knoten geteilt wird, wie durch das Signal V -10 auf der Leitung 93 angegeben. Das ergibt das Sollsinkgeschwindigkeits— signal h auf einer Leitung 143, welches durch einen Begrenzer 144 geleitet wird (um sicherzustellen, daß die Sollgeschwindigkeit nicht zu groß ist). Die begrenzte Sollsinkgeschwindigkeit wird durch eine Tastspeicherschaltung 145 zu einer Multiplizierschaltung 138 geleitet, um über die Leitung 1O4 als das Geschwindigkeitseingangssignal dem Sinksteuerungsuntersystem 28 zugeführt zu werden. Wenn jedoch die Höhe innerhalb 25 Fuß von der durch den Piloten eingestellten oder Sollschwebeflughöhe liegt, wie durch ein Signal auf der Leitung 82 angegeben, wird das berechnete Signal in der Tastspeicherschaltung 145 eingefroren und bleibt auf seinem zuletzt berechneten Wert, mit dem es an die Multiplizierschaltung 138 angelegt worden ist. Diese Sinkgeschwindigkeit bleibt bestehen und, wenn die Fehlerhöhe innerhalb von 20 Fuß von der Soll- oder vom Piloten eingestellten Höhe liegt, verringert die über einen Begrenzungsfunkttonsgenerator 145 an die Multiplizierschaltung 138 angelegte Fehlerhöhe linear das Multiplizierschaltungsausgangssignal, so daß der Sinkgeschwindigkeitssteuerbefehl in Abhängigkeit von dem festlichen Höhenfehler linear unter 20 FuS verringert wird.

Wenn der Höhenfehler kleiner als 1 Fuß ist, was anzeigt, daß sich das Flugzeug innerhalb von 1 Fuß der von dem Piloten eingestellten Höhe h befindet, dann wird das Signal auf der Leitung 78 (Mitte von Fig. 4) verschwinden, so daß die UND-Schaltung 134 blockiert wird und die ODER-Schaltung 114 nicht

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ob

länger ein Einschaltsignal über die Leitung 103 an das Sinksteuerungsuntersystem 28 abgibt; außerdem veranlaßt das Signal auf der Leitung 79 (Fig. 5) die UND-Schaltung 133, das Einschaltsignal über die Leitung 109 abzugeben, damit das Radarhöhehalteuntersystem 26 die vom Piloten eingestellte Höhe des Flugzeuges während des übrigen Teils der Annäherung und während des Schwebefluges aufrechterhält.

Die Quersteuerungen 47 werden ausführlich unter Bezugnahme auf die Fig. 6-9 beschrieben. Diese Steuerungen liefern Winkel und Einschalteingangssignale an das Rollagehalteuntersystem und das Steuerkurshalteuntersystem 33 des Autopiloten 25, Das Steuerkurshalteuntersystem steuert seinerseits in bekannter Weise die periodische Hauptrotorquerblattversteüung und die kollektive Heckrotorblattverstellung.

Gemäß Fig. 2 wird der Kurs, der bei der automatischen Annäherung bis zum Schwebepunkt 51 von irgendeinem Anfangspunkt 50 aus zu verfolgen ist, in einer zusammengesetzten Weise entsprechend gewissen gewünschten Flugparametern erreicht. Wie oben bereits erwähnt, erfolgt die Annäherung gegen den Wind, Außerdem ist bereits als Beispiel angegeben worden, daß die Annäherung mit einer konstanten Geschwindigkeitsabnahme von beispielsweise 1 Knoten pro Sekunde erfolgt. Dann kann die Entfernung R von dem Endpunkt 51 zu dem Punkt P2, wo der Eintritt in den Annäherungsvorgang erfolgt, aus der Geschwindigkeit an dem Eintrittspunkt und der gewünschten konstanten Sinkgeschwindigkeit bestimmt werden. Da die Annäherung gegen

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den Wind erfolgt, wird die Grundgeschwindigkeit bei dem Beginn der Annäherung die Differenz zwischen der Fluggeschwindigkeit und der Windgeschwindigkeit sein, so daß die Annäherungsentfernung dann der negative Wert des Quadrates der Geschwindigkeit V in dem Eintrittspunkt dividiert durch die doppelte e

Geschwindigkeitsabnahme dist, wie in Gleichung (1) der Gleichungstabelle angegeben. Das wird oben in Fig. 6 durch eine Multiplizierschaltung 147 erreicht, die das V -Signal auf der Leitung

96 quadriert und ihr Ausgangssignal an eine Teilerschaltung 148 abgibt, die das Quadrat durch die zweifache Sollgeschwindigkeits— abnähme dividiert, welche durch eine Bezugsspannungsquelle 149 festgelegt wird, deren Spannung 2 Knoten pro Sekunde äquivalent ist. Das Ergebnis ist das Annäherungsentfernungssignal R auf einer Leitung 150, das in einer Multiplizierschaltung 151 quadriert wird, die das Quadrat der Annäherungs entfernung

2
(R ) an eine Leitung 152 abgibt.

^ra = -

GLEICH UNGSTABELLE 2

a ST

(2) D = [r_a ² + R_n ² + r² - 2R (R cos|a-e| + r sin | α-θ ]

κ sin I α-θ j —r cos

(3) ψ = α + 180 + δ i(sin~ ^ + sin"¹ ^ )

-1 ^vxK-^vw^cos <⁹-^ψ·

(4) Φ s tan —

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Als nächstes ist zu betrachten, daß es eine Kurve mit gleichmäßigem Bodenradius r von einem Punkt P1 (der auf dem Kurvenkreis in einem Tangen tialpunkt zu der Annäherung an die Kurve liegt) zu dem Punkt P2 gibt (der direkt windabwärts des Endpunktes in der Annäherungsentfernung R liegt). Der Radius r wird durch eine festgelegte N ennku rvend rehges chwi ndig—

keit bestimmt, die in dem hier betrachteten Beispiel 3 pro Sekunde beträgt und durch eine Bezugsspannungsquelle 153 (unten in Fig. 6) an eine Teilerschaltung 154 abgegeben wird, die die Lärgsfluggeschwindigkeitssignalgröße auf der Leitung 98 dividiert, um den Radius r auf einer Leitung 155 zu erzeugen. Um den Punkt PI anzusteuern, muß das Flugzeug in der Reisebetriebsart eine Außenkurve fliegen, die an dem Anfangspunkt 50 beginnt, und einem Kurs zu dem Punkt P1 folgen. Zur Erzeugung des Steuerkurses ψ für das Schneiden des Punktes P1 ist es zuerst erforderlich, die Entfernung D des Flugzeuges von dem Mittelpunkt der Innenkurve aus rein geometrischen Beziehungen gemäß der Gleichung (2) der Gleichungstabelle zu erzeugen. Das beginnt in Fig. 6 (mit der Erzeugung der Parameter von Gleictx:r,g 2), indem das Signal auf der Leitung 155, das den Radius r darstellt, beiden Eingängen einer Multiplizierschaltung

2 156 zugeführt wird, so daß ein Faktor r auf einer Leitung erzeugt wird, und indem eine die Schwerkraft darstellende Bezugsspannung 158 erzeugt wird, welche in einer Multiplizierschaltung 159 mit r multipliziert wird, so daß ein Signal gr auf einer Leitung 160 erzeugt wird. Außerdem wird das Zielentfernungssignal R auf der Leitung 54 in der Multiplizierschaltung

2 161 quadriert, so daß auf der Leitung 162 R erzeugt wird,und durch einen Verstärker 163 hindurchgeleitet, der einen Verstärkungsfaktor von zwei hat, so daß auf einer Leitung 164 ein

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Signal 2R erzeugt wird. Das Windpeilungssignal Θ, das von dem taktischen Navigationsrechner 37 an die Leitung 165 abgegeben wird, wird von dem Peüung-zum-Ziel-Signal α auf der Leitung 166 in einer Summiereinheit 167 subtrahiert, so daß ein Signal auf einer Leitung 168 erzeugt wird, das gleich dem eingeschlossenen Winkel zwischen der laufenden Peilung zu dem Endpunkt 51 und der reziproken Peilung zu dem Punkt 51 auf der Leitung 168 ist. Dieses Signal wird in dem Vergleicher 169 mit einer Nullbezugsspannung aus einer Quelle 170 verglichen, so daß durch Signale auf Leitungen 171, 172 festgelegt wird, ob es positiv oder negativ ist. Wenn es positiv ist, wird das Signal auf der Leitung 168 durch eine Analogtorschaltung 173 hindurch zu einem Verstärker 174 geleitet. Wenn es aber negativ ist, wird ein Signal aus einem invertierenden Verstärker 175 zur Hindurchleitung durch eine Analogtorschaltung 176 zu dem Verstärker 174 ausgewählt, um dadurch an dem Eingang eines Resolvers (Koordinatenwandlers) 177 den Absolutwert der Differenz der beiden Winkel bereitzustellen. Der Resolver 175 liefert in bekannter Weise ein Sinussignal auf einer Leitung 178 und ein Cosinussignal auf einer Leitung 179.

Die in Fig. 6 erzeugten Parameter werden in Fig. 7 benutzt, um den Abstand D zu dem Mittelpunkt des Innenkreises zu erzeugen. Insbesondere erzeugen zwei Multiplizierschaltungen 180, 181 die Cosinus- und Sinusglieder der Gleichung (2) und eine Summiereinheit 182 verknüpft sämtliche Glieder und gibt

2
an ihrem Ausgang D ab. Die Quadratwurzel davon wird in

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einer Quadratwurzelschaltung 183 gezogen (bei welcher es sich um einen Verstärker mit hohem Verstärkungsfaktor handeln kann, welcher eine Rückkopplung zum Eingang über eine Multiplizierschaltung hat, in welcher das Ausgangssignal quadriert wird, so daß die Quadratwurzel in bekannter Weise erzeugt wird). Das ergibt das Signal D auf einer Leitung 184, welches u.a. benutzt wird, um zu bestimmen, wann die Innenkurve ei— reicht worden ist, was hier der Fall ist, wenn der Abstand D innerhalb von 100 Fuß des Radius r des Innenkreises liegt. Insbesondere wird der Radius r auf der Leitung 155 in einer Summiereinheit 185 mit der Spannung aus einer 10O-Fuß-Bezugsspannungsquelle 186 addiert und in einem Vergleicher 187 mit D verglichen. Wenn der Vergleicher anzeigt, daß D innerhalb von 100 Fuß des Radius r liegt, wird eine bistabile Schaltung

188 rückgesetzt, so daß ein Innenkurvensignal auf einer Leitung

189 erzeugt wird. Die bistabile Schaltung 188 wird bei dem Einschalten der Einheit (wie im folgenden beschrieben) durch ein Betätigungssignal auf einer Leitung 190 gesetzt, damit ein Nichtinnenkurvensignal auf einer Leitung 191 erzeugt wird. Somit ist das Nichtinnenkurvensignal ab dem Start des Betriebes vorhanden, bis der Schnittpunkt mit der Innenkurve nahezu erreicht ist, während für den übrigen Teil der Annäherung und den gesamten Weg zum Schwebeflug das Innenkurvensignal danach vorhanden ist.

Der Steuerkurs, den das Flugzeug haben muß, damit es den Punkt P1 , den Annäherungseintrittspunkt P2 und den Zielpunkt 51 erreicht, wird hier als Ψ bezeichnet. Er wird in Fig. 7 gemäß Gleichung (3) der Gleichungstabelle erzeugt. Wie inn folgenden

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näher beschrieben, wird die Winddrift durch den Steuerkurs immer dann nicht kompensiert, wenn die Flugzeugfluggeschwindigkeit unter 60 Knoten abfällt, so daß das Glied δ an diesem Punkt entfernt wird. Das Vorzeichen der Arcus—sinus—Glieder wird durch das Vorzeichen von α-θ festgelegt. Zwei Multiplizierschaitungen 192, 193 und eine Summiereinheit 197 erzeugen die Sinus- und Cosinusglieder der Gleichung (3), die einer Teiler— schaltung 195 zugeführt werden und deren Arcus-sinus in einer Arcus-sinus-Schaltung 196 gebildet wird (die einen Verstärker mit hoher Verstärkung enthalten kann, der einen Resolver in seinem Rückkopplungsweg hat, wobei das Sinusaus— gangssignal des Resolvers zu dem Eingang des Verstärkers rückgekoppelt wird, so daß der Verstärker so gesteuert wird, daß er den Arcus-sinus in bekannter Weise liefert). Ebenso liefert eine Teilerschaltung 197 das r-Glied der Gleichung (3) und der Arcus—sinus desselben wird durch eine Arcus—sinus— Schaltung 198 gebildet. Die Arcus-sinus-Glieder werden in einer Summiereinheit 199 addiert, um den Klammerausdruck der Gleichung (3) zu bilden. Der Sinus dieses Teils wird in einem Vergleicher 200 durch Vergleich mit einer Spannung aus einer Nullbezugsquelle 201 bestimmt, so daß Signale auf Leitungen 202 und 203 gebildet werden, die angeben, ob der Klammerausdruck positiv oder negativ ist. Wenn er positiv ist, arbeitet eine UND-Schaltung 204, falls α - θ ebenfalls positiv ist, wie durch das Signal auf der Leitung 171 angegeben. Falls er negativ ist, arbeitet eine UND-Schaltung 205, wenn α- θ ebenfalls negativ ist, wie durch die Leitung 172 angegeben. Mit anderen Worten, immer dann, wenn der Sinus des Klammerausdrucks gleich dem Sinus von α- θ ist, wird eine ODER-Schaltung

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206 durch die eine oder die andere der beiden UND-Schaltungen 204, 205 betätigt. Das wiederum kann eine UND-Schaltung

207 veranlassen, eine Analogtorschaltung 208 aufzusteuern, damit der Klammerausdruck einer Summiereinheit 209 ohne Inversion zugeführt wird. Andernfalls kann ein Inverter 210 eine UND-Schaltung 211 veranlassen, eine Analogtorschaltung 212 zu betätigen, so daß ein Signal aus einem Inverter 213 zu der Summiereinheit 209 geleitet wird. Wenn somit der Klammei— teil mit dem Sinus von α - θ übereinstimmt, wird er ohne Inversion weitergeleitet, und, wenn er nicht mit ihm übereinstimmt, wird er invertiert, bevor er zu der Summiereinheit 209 weiter— geleitet wird. Eine der beiden UND-Schaltungen 207, 211 kann r?jr vor dem Eintritt in die Innenkurve arbeiten, wie durch das Nichiinrienkurvensignal auf dar Leitung 191 angegeben. Die übrigen Glieder der Gleichung (3) werden in der Summiereinheit 209 addiert. Eine 180 darstellende Spannung wird durch eine

ο
180 -Bezugsspannungsquelle 214 geliefert. Die Peilung zu dem Ziel wird auf der Leitung 166 geliefert. Der Driftwinkel wird auf einer Leitung 215 von dem taktischen Navigationsrechner i^y geliefert; er wird aber erst durch eine Analogtoi— schaltung 216 durchgelassen, wenn die Fluggeschwindigkeit größer als 60 Knoten ist, wie durch ein Signal angegeben, das in der unten beschriebenen Weise auf einer Leitung 217 erzeugt wird. Wenn somit die Fluggeschwindigkeit kleiner als 60 Knoten ist, ist die Analogtorschaltung 216 blockiert, so daß das Glied Ψ nicht länger ein Drift eingangssignal enthält, und die Drift wird unterhalb von 60 Knoten nicht durch den Steuerkurs korrigiert. Das Ausgangssignal der Summiereinheit 209 enthält das ψ -Signal

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auf der Leitung 218.

Unten in Fig. 7 wird der Flugzeugsteuerkurs Ψ, der auf der Leitung 219 durch den taktischen Navigationsrechner 37 geliefert wird, von dem Sollsteuerkurs ψ zum Schnittpunkt P1 auf der Leitung 218 in einer Summiereinheit 220 subtrahiert, so daß ein Signal auf einer Leitung 221 erzeugt wird, das an einen Fenstervergleicher 222 mit einem 9 darstellenden Signal aus einer Bezugsspannungsquelle 223 angelegt wird, so daß ein (^S^J>9)-Signal auf der Leitung 224 oder ein (Δψέ 9)-Signal auf einer Leitung 225 erzeugt wird. Nachdem die Innenkurve erreicht worden ist und ΔΥunter 9° abfällt, erzeugt eine UND-Schaltung 226 das Annäherungssignal auf der Leitung 106.

Zusätzlich zu der Bestimmung, wann der Flugzeugsteuerkurs innerhalb von 9 des erforderlichen Steuerkurses zum Schneiden des nächsten Punktes auf dem Kurs ist, wird der Steuerkurs Ψ zum Schnittpunkt außerdem benutzt, um festzustellen, ob eine Rechtskurve oder eine Linkskurve für den äußeren Kreis für die direkteste Annäherung an den Punkt P1 benötigt wird, wie mit Bezug auf den mittleren Teil von Fig. 8 im folgenden beschrieben. Sowohl die innere als auch die äußere Kurve werden mit konstanter Fluggeschwindigkeit geflogen und, da sich der Windwinkel mit dem Steuerkurs in Kurven ändert, ergibt das eine veränderliche Grundgeschwindigkeit. Um eine Kurve mit konstantem Radius in Grundkoordinaten aufrechtzuerhalten, ist es erforderlich, daß die Kurvendrehgeschwindigkeit während der Kurve ständig geändert wird. Deshalb muß der Rollwinkel für die Außen- und Innenkurven fortwährend berechnet werden. Für

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einen koordinierten Kurvenflug (bei welchem sich die Beschleunigungskräfte und die Schwerkraft in einem Vektor durch den Boden des Flugzeuges vereinigen) mit einer unveränderlichen Windgröße wird der Rollwinkel4> in der in Gleichung (4) der Gleichungstabelle angegebenen Weise gebildet. Das wird oben in Fig. 8 durch einen Resolver 227 erreicht, der ein Signal auf einer Leitung 228 liefert, welches gleich dem Cosinus der Differenz zwischen der Windpeilung und dem Flugzeugsteuerkurs ist, wobei der Resolver auf eine Summiereinheit 229 anspricht, die das Steuerkurssignal auf der Leitung 219 von dem Windpeilungssignal auf der Leitung 165 subtrahiert. Die Cosinus funktion auf der Leitung 228 wird mit dem Windgeschwindigkeitssignal auf der Leitung 99 durch eine Multiplizierschaltung 230 multipliziert und das Produkt wird in einer Summier einheit 231 von dem Geschwindigkeit-auf-Steuerkurs-Signal auf der Leitung 90 subtrahiert. Das Differenzausgangssignal wird in einer Multiplizierschaltung 232 mit der Geschwindigkeit-auf-Steuerkurs multipliziert und das Produkt wird in einer Teilerschaltung 233 durch den Schwerkraftfaktor (gr) dividiert. Dann wird der Arcus-tangens durch eine Arcus-ta ng ens-Schaltung 234 gebildet, um den Winkel Φ auf einer Leitung 235 zu erzeugen. Dieser Winkel wird in abklingender Weise einer Leitung 236 durch eine Verzögerungsschaltung 236a ohne Inversion durch eine Analogtorschaltung 237 oder nach Inversion in einem Inverter 238 mittels einer Analogtorschaltung 239 zugeflJhrt, je nachdem, ob eine Rechtskurve oder eine Linkskurve gewünscht wird. Eine Rechtskurve wird durch die Betätigung einer ODER-Schaltung 24Ο angegeben und, bei Nichtvorhandensein dieser Betätigung, wird eine Linkskurve durch Betätigung eines Inverters 241 angegeben.

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Die Bestimmung, ob eine innere Rechtskurve gewünscht wird, durch die die ODER-Schaltung 240 betätigt wird, erfolgt durch Vergleichen der Peilung zum Ziel mit der Windpeilung in einem Fenstervergleicher 242, um festzustellen, ob dieser Winkel

ο ο

zwischen 0 und 180 ist, und zwar aufgrund einer Quelle

243, die eine 0 angebende Spannung liefert, und einer Quelle

244, die eine 180 anzeigende Spannung liefert, gegenüber dem Ausgangssignal einer Summiereinheit 245, die die Peilung zum Ziel auf einer Leitung 166 von der Windpeilung auf der Leitung 165 subtrahiert. Wenn dieser Winkel zwischen 0 und 180 liegt und wenn die innere Kurve erreicht ist, was durch das Signal auf der Leitung 189 angegeben wird, dann wird eine Rechtskurve angezeigt. Wenn aber dieser Winkel zwischen 180 und 360 während einer inneren Kurve liegt, so zeigt das Nichtvorhanden— sein der Betätigung der UND-Schaltung 245 an, daß eine Linkskurve erforderlich ist. Vor dem Erreichen der inneren Kurve kann das Nichtinnenkurvensignal auf der Leitung 191 die Außenkurve über eine UND-Schaltung 246 steuern. Wenn

der Flugzeugsteuerkurs innerhalb +18O des Steuerkurses zu dem inneren Kreis liegt, was durch ein Signal auf einer Leitung 247 aus einem Fenstervergleicher 248 angegeben wird, bevor die innere Kurve erreicht wird, gibt die UND-Schaltung 245 an, daß eine Rechtskurve gewünscht wird. Wenn aber der Flugzeugsteuerkurs nicht innerhalb +180 des Steuerkurses zu dem inneren Kreis liegt, dann wird eine Linkskurve durch das Fehlen der Betätigung der UND-Schaltung 245 angezeigt. Das Nichtanzeigen einer Rechtskurve durch jede UND-Schaltung 245, 245 veranlaßt die ODER-Schaltung 240, nicht zu arbeiten, so daß der Inverter 241 stattdessen eine Linkskurve angibt. Der

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Τ»

Fenstervergleicher vergleichert das SoUsteuerkurssignal auf der Leitung 219 mit dem Flugzeugsteuerkurssignal auf der Leitung 219 und mit dem Ausgangssignal einer Summier—

einheit 249, die ein Signal liefert, welches 180 höher als der Flugzeugsteuerkurs ist. Weder die ODER-Schaltung 24O noch der Inverter 241 betätigen eine der Analogtorschaltungen 237, 239, mit der Ausnahme, wenn die Differenz in dem Flug— zeugsteuerkurs und dem Steuerkurs zum Schnittpunkt aufgrund der Betätigung einer der beiden UND-Schaltungen 250, 251 durch das Signal auf der Leitung 224 größer als 9 ist. Stattdessen, wenn der Fehler kleiner als 9 ist, betätigt das Signal auf der Leitung 225 eine Analogtorschaltung 252, die eine Spannung aus einer Nullwinkelbezugsquelle 253 zu der Verzögerungsschaltung 23& leitet. Die Verzögerungsschaltung 23Si ist so ausgelegt, daß das stufenweise Weiterschalten von einer Analogtorschaltung zur nächsten keine Schrittfunktionsänderungen an dem Eingang des Rollagehalteuntersystems 32 verursacht, sondern da3 stattdessen diese Änderungen in bekannter Weise glatt erreicht werden. Die Arcus-tangens-Schaltung 234 kann einen Verstärker i it hohem Verstärkungsfaktor enthalten, der in seinem Rückkopplungskreis einen Resolver aufweist, wobei das Sinus— ausgangssignal des Resolvers durch das Cosinus aus gangssignal des Resolvers geteilt und das Ergebnis zu dem Eingang des Verstärkers rückgekoppelt wird, so daß das Eingangssignal vei— suchen wird, den Tangens des Eingangssignals zu erreichen, wodurch in bekannter Weise das Ausgangssignal veranlaßt wird, den Arcus-tangens zu erreichen. Das Rollagehalteuntersystem 32 wird durch das Signal auf der Leitung 217 eingeschaltet, welches

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angibt, daß die Fluggeschwindigkeit größer als 60 Knoten ist.

Dieses Signal wii~d in einem Ver-gleiohei~ 254 auf das Flügge— schwindigkeitssignal auf der Leitung 98 und eine 60 Knoten angebende Spannung aus einer Bezugsspannungsquelle 255 hin erzeugt.

Immer dann, wenn die Fluggeschwindigkeit kleiner als 60 Knoten ist, wie durch ein Signal 256 angegeben (Fig. 9), oder wenn die Differenz zwischen dem Flugzeugsteuerkurs und dem Kurs zu dem Punkt P1 kleiner als 90 ist, was durch das Signal auf der Leitung 255 angegeben wird, erzeugt eine ODER-Schaltung 257 ein Einschaltsignal auf der Leitung 258, um das Kurshalteuntersystem 33 statt das Rollagehalteuntersystem 32, das in Fig. 8 beschrieben ist, einzuschalten. Dem Kurshalteuntersystem 33 wird ein Kurswinkel auf einer Leitung 259 durch eine Verzögerungsschaltung 259a aus einer Tastspeicherschaltung 260 zugeführt, die das den Steuerkurs zu dem Punkt P1 angebende Signal auf der Leitung 218 zu der Verzögerungsschaltung durchläßt, bis sie durch ein Signal auf der Leitung 261 angehalten wird. Dieses Signal wird durch eine ODER-Schaltung 262 immer dann erzeugt, wenn die Zi el entfernung kleiner als 600 Fuß ist, was durch ein Signal auf der Leitung 65 angegeben wird, oder wenn eine UND-Schaltung 263 in der Reiseflugbetriebsart durch das Signal auf der Leitung 105 gleichzeitig mit einem Signal auf der Leitung 264 betätigt wird, das angibt, das die Entfernung zu dem Punkt P1 innerhalb von 3000 Fuß des Radius liegt. Das wird durch eine Vergleichsschaltung 265 bestimmt, welche die

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27Ί5693

Entfernung D zu dem Mittelpunkt des Innenkurvenkreises auf der Leitung 184 mit dem Ausgangssignat einer Summiereinheit 266 vergleicht, welche ein Signal liefert, das gleich der Summe des Radius des Innenkurvenkreises auf der Leitung 155 und des Ausgangssignals einer Bezugsspannungsquelle 267, das gleich 3 000 Fuß ist, ist. Somit wird der Steuerkurs in der Tastspeicherschaltung 260 immer dann aufrechterhalten, wenn die Zi el entfernung kleiner als 600 Fuß ist, oder immer dann, wenn der Abstand zu dem Mittelpunkt des inneren Kreises innerhalb 3 000 Fuß des Radius des inneren Kreises liegt.

Wenn das System am Anfang während des Reisefluges betätigt wird, ist eine der Bedingungen, daß die Fluggeschwindigkeit größer als 60 Knoten ist. Wenn das der Fall ist, wird gemäß Fig. 10 das Signal auf der Leitung 217 durch eine UND-Schaltung 269 in Gegenwart des Reiseflugsignals auf der Leitung 105 durchgelassen, um das Fluggeschwindigkeitshalteuntersystem 29 einzuschalten, so daß die Anfangsgeschwindigkeit aufrechterhalten wird. Wenn aber die Fluggeschwindigkeit unter 60 Knoten abfällt ( bei der Annäherung), schaltet das Signal auf der Leitung 256 den Querkanal des Schwebekopplers 31 ein und, wenn die Dopplergeschwindigkeit unter 1 Knoten abfällt, schaltet ein Signal auf einer Leitung 269 den Längskanal des Schwebekopplers 31 ein. Dieses Signal wird durch eine Vergleichsschaltung 270 auf eine 1 -Knoten-Bezugsspannung aus einer Spannungsquelle und auf das Dopplergeschwindigkeitssignal auf der Leitung 90 hin erzeugt. Wenn der Eintritt in den Annäherungsbetrieb erfolgt, was durch ein Signal auf der Leitung 106 angegeben wird, schaltet

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die UND-Schaltung 272 das Geschwindigkeitsabnahmesteuerungsuntersystem ein.

Die Schaltungsanordnung in Fig. 10 unten berechnet kontinuierlich eine lineare Geschwindigkeitsabnahme aus der bekannten verbleibenden Entfernung R zum Ziel und der Grundgeschwindigkeit \/. Das erfolgt anhand der bekannten Beziehung zwischen Beschleunigung und Zeit, die besagt, daß die Beschleunigung gleich der Hälfte des Quadrates der Geschwindigkeit über der restlichen Entfernung ist. In Fig. 10 wird die Grundgeschwindigkeit auf der Leitung 90 in der Multiplizierschaltung 273 quadriert und das Produkt wird durch den negativen Wert der doppelten restlichen Entfernung auf der Leitung 164 durch eine Teilerschaltung 274 dividiert. Das Ergebnis wird ständig durch eine Tastspeicher— schaltung 275 und eine Multiplizierschaltung 276a hindurch und über eine Leitung 276 zur Erzeugung der Geschwindigkeitsab— nähme über das Geschwindigkeitsabnahmesteuerungsuntersystem 30 zu dem Autopiloten 25 geleitet. Diese Berechnung wird zwar ständig durchgeführt, sie ist aber solange ohne Wirkung, bis die UND-Schaltung 272 das Geschwindigkeitsabnahmesteuerungsuntersystem in dem Annähe rungs bet rieb einschaltet. Eine 400-Fuß-Bezugsspannung wird von einer Bezugsspannungsquelle 277 an einen Eingang eines Vergleichers 278 abgegeben, der sie mit dem Zielentfernungssignal auf der Leitung 54 vergleicht, um ein Signal auf einer Leitung 279 zu erzeugen, das angibt, daß weniger als 400 Fuß bis zum Ziel verbleiben. Das zwingt die Tastspeicherschaltung 275 in den Speicherbetrieb, so daß die Beschleunigungsgeschwindigkeit nicht länger berechnet wird, sondern

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SO

auf ihrem letzten berechneten Wert bei 400 Fuß gehalten wird. Der Grund dafür besteht darin, daß äußerst kleine Änderungen in der Grundgeschwindigkeit sehr große Änderungen in der berechneten Geschwindigkeitsabnahme ergeben, wenn die Zielentfernung sehr klein wird. Um die Geschwindigkeitsabnahme auf Null abklingen zu lassen, wird das Grundgeschwindigkeits— signal auf der Leitung 90 an einen Begrenzungsfunktionsgenerator 280 angelegt, welcher das andere Eingangssignal der MultipHzierschaltung 276a liefert und die Multiplizierschaltung veranlaßt, das Signal aus der Tastspeicherschaltung einfach mit eins zu multiplizieren oder ungedämpft bis zu der Zeit durchlassen, zu der die Grundgeschwindigkeit 10 Knoten oder weniger erreicht. Dann ist das Eingangssignal an der Multiplizierschaltung 276 aus dem Begrenzungsfunktionsgenerators linear auf Null abgeklungen, wenn V sich Null nähert, so daß eine gleichmäßige Verringerung der Geschwindigkeitsabnahme bis zu der Zeit erreicht wird, zu der die Grundgeschwindigkeit 1 Knoten erreicht, zu welcher Zeit die UND-Schaltung 272 blocku , t wird und dadurch nicht länger das Geschwindigkeitsabnahmesteuerungsuntersystem eingeschaltet hält. Dann übernimmt der Schwebekoppler, um das Flugzeug in bekannter Weise ständig im Schwebeflug zu halten.

Gemäß Fig. 11 erzeugt das Überwachungsgerät 48 ein Einschalt— durchlaßsignal auf einer Leitung 284 immer dann, wenn eine bistabile Schaltung 285 durch eine UND-Schaltung 286 gesetzt wird, die die Anfangsbedingungen überwacht, wenn das Annähe— rungs regelsystem der vorliegenden Aus füh rungs form durch den

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Piloten einzuschalten versucht wird, wie durch ein Signal auf einer Leitung 287 aus einem Betriebsartwählschalter auf der Pilotentafel 39 (Fig. 1) angegeben. Dieses Signal wird über eine Verzögerungsschaltung 288 geleitet, deren Verzögerungszeit gerade ausreicht, um dem System zu gestatten, sich einzustellen, nachdem es eingeschaltet worden ist, und dann ei— zeugt sie das Betätigungssignal auf der Leitung 198, welches beiläufig die Nichtinnenkurven-Schaltung in Fig. 7 setzt, wie oben beschrieben, und, was wichtiger ist, die Bedingungen an der UND-Schaltung 286 testet. Immer dann, wenn die Benutzung des .Annäherungsregelsystems nicht erwünscht 1st, wird das Nichtvorhandensein des Signals auf der Leitung 287 über einen Inverter 289 geleitet, um die Schaltung 285 rückzusetzen. Das Einschaltdurchlaßsignal auf der Leitung 284 wird, obwohl es nicht ausführlich in den anderen Figuren dargestellt ist, benutzt, um die Einschaltsignale jeweils zu den Autopilotuntersystemen durchzulassen, die oben angegeben sind. Das kann erreicht werden, indem eine UND-Schaltung in jede der Einschaltleitungen eingefügt wird, so daß die Untersysteme ohne das Vorhandensein des Einschaltdurchlaßsignals auf der Leitung 284 nicht eingeschaltet werden körnen. Zur Betätigung muß die UND-Schaltung 286 abfühlen, daß die Fluggeschwindigkeit größer als 60 Meilen pro Stunde ist, wie durch das Signal auf der Leitung 217 angegeben. Sie muß außerdem abfühlen, daß die Entfernung zu dem Mittelpunkt der Innenkurve größer als dreimal der Radius der Innenkurve ist, da im schlimmsten Fall das Flugzeug gegen den Wind in einer Entfernung von dem Punkt PI fliegen könnte, der von P1 um den NennsoUkurvendurchmesser für die Innere und die äußere Kurve getrennt ist. Dieser Zustand wird durch

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ein Signal auf einer Leitung 290 aus einer Vergleichsschaltung

291 angegeben, die die Entfernung D zu dem Mittelpunkt der Innenkurve auf einer Leitung 84 mit dem Radiussignal auf der Leitung 155 vergleicht, nachdem dieses in einem Verstärker

292 mit 3 multipliziert worden ist. Die UND-Schaltung 286

spricht außerdem auf ein Signal auf einer Leitung 293 aus einer Vergleichsschaltung 294 an, die feststellt, ob die Zeit, die zum Sinken von der Istradarhöhe zu der Solleintrittshöhe h mit einer Sinkgeschwindigkeit von 500 Fuß pro Minute verbleibt,kleiner tst als die minimale Zeit, die für das Zurücklegen der Strecke zu dem Punkt P1 bei der gegenwärtigen Grundge^· schwindigkeit. Die Entfernung von dem Punkt P1 wird auf einer Leitung 295 als die in einer Quadratwurzelschaltung gebildete Quadratwurzel der Differenz zwischen dem Quadrat der Entfernung von dem Mittelpunkt des Innenkurvenkreises und dem Quadrat des Radius des Innenkreises, die in einer Summierschaltung 297 gebildet wird, erzeugt. Sie wird darm durch die Grundgeschwindigkeit auf der Leitung 96, die sich in Fig. 3 als die Differenz in der Fluggeschwindigkeit ergibt, durch eine Teilerschaltung 298 dividiert. Die Zeit zum Sinken auf die Eintrittshöhe ergibt sich duroh Subtrahieren der Isthöhe auf der Leitung 74 von der berechneten Eintrittshöhe auf der Leitung 121 in einer Summiereinheit 299, deren Ausgangssignal durch 500 Fuß pro Minute aus einer Bezugsspannungsquelle 300 in einer Teilerschaltung 301 dividiert wird. Somit wird das Einschaltdurchlaßsignal auf der Leitung 284, wenn die Betätigung des Annäherungs regelsystems gewünscht wird, nur erzeugt, wenn die Fluggeschwindigkeit größer als 60 Knoten ist, wenn das Flugzeug weit genug weg ist, um in den

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Punkt P1 kurven zu können und wenn genug Zeit verbleibt, um die gewünschte Annäherungseintrittshöhe zu erreichen.

Obwohl nicht dargestellt, könnte das Abfühlen einer sehr niedrigen Windgeschwindigkeit (d.h. von weniger als 5 Knoten) benutzt werden, um Ψ zwangsläufig auf den Wert Ψ zu bringen und dadurch direkt zum Schwebezustand zu fliegen, wobei der Annäherungsbetrieb aufgenommen wird, wenn die Zi el entfernung gleich der Annäherungsentfernung R ist, einfach um Flugzeit zu sparen, wenn das Drehen in den Wind nicht erforderlich ist.

In der vorstehend beschriebenen Ausführungsform ist keine besondere Übereinkunft für die Winkel getroffen worden und es ist keine besondere Methode zum Normieren der Winkel

ο ο

(so daß Additionen und Subtraktionen zwischen 0 und 360 mit dem geeigneten Vorzeichen herauskommen) gezeigt worden, wie erwähnt. Darüberhinaus sind manche der Signale als durch den taktischen Navigationsrechner geliefert dargestellt worden, während einige Signale tatsächlich direkt durch die Navigationsfühler des Flugzeuges geliefert werden können. Ein Beispiel ist der Flugzeugsteuerkurs, der typisch erweise direkt aus Navigationsfühlern des Flugzeuges und nicht aus dem taktischen Navigationsrechner erhalten wird. Darüberhinaus sind eine andere Terminologie und SignalverknüpfTjngsbeziehungen in einer allgemeinen oder vereinfachten Weise dargelegt worden. So können in Abhängigkeit von Übereinkünften, die bei sorgfältiger Definition von Flugzeugflugsteuerungsparametern benutzt werden, gewisse Signale, die hier addiert werden, subtrahiert werden, je nach

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SV

Ausführung, und gewisse Signale, die als positiv angenommen worden sind, können in gewissen Fällen tatsächlich negativ sein.

Beispielsweise wird auf die Längsbeschleunigung Bezug genommen, aber tatsächlich hat das Signal nur eine Bedeutung, wenn das Flugzeug seine Geschwindigkeit verlangsamt, da es nur während einer Geschwindigkeitsabnahme des Flugzeuges aus seiner anfänglichen Fluggeschwindigkeit zu einem Sinkflug kommt. Obwohl keine Vorkehrungen getroffen worden sind, um sicherzustellen, daß das automatische Schwebeflugannäherungssystem nach der Erfindung nur eingeschaltet wird, wenn eine ausreichende Höhe erreicht ist, ist davon auszugehen, daß es sicher ist, daß kein Flugzeug ohne besonders ausreichende Gründe in unzulänglicher Höhe geflogen wird, und diese Höhe kann deshalb als größer als die durch den Piloten eingestellte Sollwerthöhe angenommen werden. Selbstverständlich könnte eine Minimalhohe vDn 50 Fuß in ähnlicher Weise wie bei der Minimalfluggeschwindigkeit vorgeschrieben werden, wie oben mit Bezug auf Fig. 11 angegeben.

Die vorliegende Ausfuhrungsform zeigt nicht die Details der Benutzung des Einschaltdurchlaßsignals, das in Fig. 11 erzeugt wird, zum Blockieren der Benutzung des Systems beim Einschalten der verschiedenen Untersysteme des Autopilotsystems, weil die Natur des Systems in jeder gegebenen Ausführung der Erfindung die Art festlegt, in welcher diese Signale verwendet werden sollten. Beispielsweise kann die automatische Schwebeflugannäherung eine Betriebsart eines für mehrere Betriebsarten vorgesehenen Flugregelsystems darstellen, wobei das Einschalten und Ausschalten der Autopilotuntersysteme in

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dieses System integriert ist. Deshalb sind die Einzelheiten hier nicht dargelegt worden, denn die Art der Benutzung eines Signals, wie beispielsweise des Einschaltdurchlaßsignals, bleibt dem Fachmann überlassen.

Der Einfachheit halber sind in der Beschreibung Geschwindigketts— begrenzungsfunktionsgeneratoren, wie die Generatoren 146 und 117 in Fig. 4 und der Generator 280 in Fig. 10, mit Geschwindigkeiten dargestellt worden, die linear auf Null abnehmen. Selbstverständlich liegt es im Rahmen der Erfindung, diese Geschwindigkeiten anders als linear abnehmen zu lassen. Es ist außerdem klar, daß die Geschwindigkeiten nicht vollständig auf Null in demjenigen Fall abnehmen sollten, in welchem das eine asymptotische Annäherung an die Übernahme durch irgendein anderes Untersystem für die Endregelung oder die Erzielung einer Endsollgeschwindigkeit oder Zielhöhe, Geschwindigkeit oder Positon verursachen würde. Diese Geschwindigkeiten können somit in gewünschter Weise auf einen gewünschten kleinen Wert abnehmen, um die Erfindung an jede Ausfuhrungsform anzupassen.

Es ist ein System zum Regeln der Annäherung an den Schwebeflug beschrieben wordn, das in verschiedenerlei Weise analysiert werden kann. Erstens, das System arbeitet nur dann, wenn es eine Reisefluggeschwindigkeit hat, wenn eine ausreichende Entfernung in bezug auf diese Reisefluggeschwindigkeit von dem Eintritt in eine letzte Innenkurve vorhanden ist, um die Kurve zu fliegen, und wenn eine ausreichende Entfernung von dem Ziel vorhanden ist, so daß es in der Lage ist, auf die vom Piloten eingestellte Sollschwebeflughöhe mit einer bestimmten Sinkge-

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schwindigkeit zu sinken, wobei es gleichzeitig die Fluggeschwindigkeit von der Anfangsgeschwindigkeit auf Null zu verringern beginnt, wenn es von dem Ausgang der letzten Innen— kurve zu dem endgültigen Ziel geht. Das System hat eine Reiseflugbetriebsart und geht in eine Annäherungsbetriebsart über, wenn das Flugzeug die letzte Innenkurve verläßt und sich im Anflug gegen den Wind dem endgültigen Ziel nähert. Solange das System im Reiseflugbetrieb arbeitet, wird die Fluggeschwindigkeit auf dem Wert der Anfangsfluggeschwindigkeit gehalten. Danach wird die Fluggeschwindigkeit in Abhängigkeit von der laufenden Fluggeschwindigkeit und der Zi el entfernung gleichmäßig verringert, bis das Flugzeug in kurzer Entfernung von dem Ziel ist, woraufhin sie im wesentlichen linear auf nahezu Null verringert wird.

Die Höhe des Flugzeuges wird in Abhängigkeit von dem Reiseflug- oder Annäherungsbetrieb sowie von der Zi el entfernung gesteuert. Im Reiseflugbetrieb wird bei sehr großen Entfernungen die Höhe auf der laufenden barometrischen Höhe gehalten. Bei mittleren Entfernungen wird der Sinkflug mit einer festen Geschwindigkeit gesteuert, sofern nicht die Höhe unter ein SoIlprofil fällt, welches auf die laufende Geschwindigkeit des Flugzeuges bezogen ist. Bei Geschwindigkeiten, die unter dem Soll— profil liegen, wird die Höhe durch den Radarhöhenmesser gehalten, bis das gewünschte Profil wieder erreicht ist. Im Annäherungsbetrieb wird der Sinkflug des Flugzeuges durch eine Sinkgeschwindigkeit gesteuert, die durch das zu erzielende Verhältnis von verbleibender Höhe zum Sinken zu verbleibender Geschwindigkeitsabnahme in Beziehung zu der Längsgeschwindigkeitsabnahme steht.

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Die einzigen Absolutwerte bei der Regelung der Geschwindigkeitsabnahme und des Sinkfluges sind die Ist- und Sollhöhen, die Ist- und Sollgeschwindigkeit, die Istzielentfernung und die Istgeschwindigkeitsabnahme. Somit regelt das System sehr genau die Beziehung zwischen Geschwindigkeitsabnahme und Sinkflug in Abhängigkeit von tatsächlich erzielten Sinkgeschwindigkeiten, Fluggeschwindigkeiten, Entfernungen und Höhen, und zwar

kontinuierlich, wenn das Flugzeug nach dem Verlassen der letzten Kurve sich dem Endziel nähert.

Die Regelung des Flugzeugkurses erfolgt gemäß den Rollwinkeln, die für eine Außenkurve und eine Innenkurve festgelegt sind und ständig in sich ändernder Weise während der Kurven berechnet werden, so daß ein gekrümmter Kurs über Grund erreicht wird, der einen konstanten Radius hat, welcher durch die Anfangsfluggeschwindigkeit und eine Nennkurvendrehgeschwindigkeit festgelegt ist. Zusätzlich zu den Rollwinkeln, die berechnet werden, um koordinierte Kurvenflüge sicherzustellen, erzeugt das System einen Kurs, der den Eingang in die Innenkurve in einem Punkt schneidet, welcher tangential zu dem Austritt aus einer ersten äußeren Kurve ist, wobei der Austritt aus der Innenkurve auf dem Gegenwindkurs zu dem Ziel und der Schnitt mit dem Ziel selbst erfolgen. Abgesehen von dem Einsteuern in die Richtung der Außenkurve, um einen Punkt, der zu der Innenkurve tangential ist, mit einem Minimalkurs zu erreichen, und abgesehen von der Berechnung des Rollwinkels für die angegebenen Außen- und Innenkurven sind die Kursberechnungen im wesentlichen herkömmlicher Art.

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Si

Ein Hauptmerkmal der Erfindung ist die Schaffung von neuen Funktionen, die bislang bei keinem System zum Regeln der Annäherung an den Schwebeflug vorhanden sind. Die wichtigste von diesen ist die Berechnung der Geschwindigkeitsabnahnne und der Sinkgeschwindigkeit, die ab einem Punkt des Eintritts einer Annäherung erforderlich sind, um das gewünschte Ziel, die gewünschte Geschwindigkeit und die gewünschte Höhe zu erreichen, Die zweitwichtigste ist die kontinuierliche Berechnung der Geschwindigkeitsabnahnne und der Sinkgeschwindigkeit während der Annäherung, um das gewünschte Ziel und die Höhe gleichzeitig mit der gewünschten Geschwindigkeit zu erreichen. Weitere Funktionen sind das Vorsehen des Eintrittes in eine Gegenwindannäherung bei einer Anfangsfluggeschwindigkeit in einer geeigneten Höhe, um das Sinken auf die gewünschte Höhe nominell mit einer gewünschten Sinkgeschwindigkeit in derselben Zeit zu erreichen, die erforderlich ist, um nominell mit einer gewünschten Geschwindigkeitsabnahme Nullgeschwindigkeit zu erreichen. Das Erreichen dieses Annäherungspunktes mit zwei Kurven mit einem Radius, der in bezug auf Grund konstant ist und durch eine Anfangskurvendrehgeschwindigkeit in Abhängigkeit von der Anfangsfluggeschwindigkeit festgelegt ist, ist noch e ine weitere Funktion, die bislang kein System dieser Art aufweist. Das erlaubt den Eintritt in eine gewünschte Gegenwindannäherung mit einer bekannten Höhe, die auf die Anfangsgeschwindigkeit bezogen ist, unter Zurücklegen eines Minimalflugweges.

In der bevorzugten Ausführungsform wird die Nennsinkgeschwindigkeit aus der Isthöhe in die vom Piloten eingestellte Sollschwebeflughöhe

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5S

ständig in der einen oder anderen Weise berechnet, um den Eintritt in die letzte Innenkurve mit im wesentlichen der korrekten Höhe fur den Eintritt in die Endannäherung in der oben beschriebenen Weise zu erreichen, so daß die Höhe während der Kurve im wesentlichen konstangehalten werden kann, wodurch nachteilige Auswirkungen auf die menschliche Psyche minimiert werden. Andererseits wird die Fluggeschwindigkeit dagegen bis zu Beendigung der letzten Innenkurve beibehalten und die Anfangsfluggeschwindigkeit wird benutzt, um aus einer Sollgeschwindigkeitsabnahme die Annähe rungs entfernung zu bestimmen, die benötigt wird, um nominell mit einer gleichmäßigen Sollgeschwindigkeit bis zum Stillstand im Ziel die Geschwindigkeit zu verringern, worauf sämtliche Berechnungen aufbauen.

Die bevorzugte Aus füh rungs form ist hier in vereinfachter Weise beschrieben worden, und zwar unter Bezugnahme auf analoge elektrische Schaltungen. Es ist jedoch klar, daß es viele Arten und Methoden gibt, die den hier benutzten völlig äquivalent sind und bei der gerätemäßigen Ausführung benutzt werden können, um die Funktionen zu erfüllen, die oben angegeben sind. So kann in Abhängigkeit von dem besonderen Flugzeug und dem zugehörigen Gerät, mit dem das Flugzeug ausgerüstet ist, in welchem die Erfindung benutzt werden soll, als beste Art der Ausführung der Erfindung ein Digitalrechner benutzt werden, welcher Parameter abfragt und Steuerparameter mit Geschwindigkeiten berechnet, die wesentlich größer sind als die normalen Ansprechgeschwindigkeiten

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des Flugzeuges, so daß das Flugzeug mit Steuerbefehlen versorgt wird, die ein gleichmäßiges Manövrieren des Flugzeuges ergeben. Die oben beschriebene Aus füh rungs form sollte die wesentlichen Beziehungen und Verhältnisse der Erfindung deutlich machen, denn eine vollständig digitale, programmierbare Rechnerausführung hätte diese Beziehungen durch ihre Komplexität verdeckt.

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Leerseite

Claims (18)

Patentansprüche:

1. iSystem zum Regeln der Annäherung an den Schwebeflug

r ein Flugzeug mit einem Autopilotsystem und mit Navigations— einrichtungen, welche Signale liefern, die Flugzeugflugparameter sowie den Kurs und die Entfernung zu einem Ziel angeben, und mit einer durch den Piloten einstellbaren Einrichtung zum Einstellen einer Sollschwebeflughöhe, wobei das System auf Signale aus den Navigations einrichtungen und der durch den Piloten einstellbaren Einrichtung anspricht und den Flug des Flugzeuges über das Autopilotsystem regelt, gekennzeichnet durch eine Ku rs einrichtung, die Kurssteuei— signale zum Steuern des Steuerkurses des Flugzeuges liefert, um das Flugzeug auf einen Kurs zu dem Ziel an einem Punkt zu bringen, der wlndabwärts von demselben liegt; durch eine Geschwindigkeitseinrichtung, die Geschwindigkeitssteuersignale zum Steuern der Geschwindigkeit des Flugzeuges liefert, um dessen Geschwindigkeit an dem Punkt auf Nullge— schwindigkeit am Ziel zu verringern; und

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ORIGINAL INSPECTED

durch eine Höh en ei η richtung, die auf die Geschwindigkeitsein— richtung anspricht und Höhensignale zum Steuern der Höhe des Flugzeuges für dessen Sinken von seiner Höhe an dem Punkt auf die gewünschte Höhe liefert und diese Höhensteuersignale in Abhängigkeit von den Geschwindigkeitssteuersignalen und der Zi el entfernung während der Bewegung des Flugzeuges von dem Punkt zu dem Ziel erzeugt.

2. System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Höheneinrichtung die Höhensteuersignale erzeugt, um den Sinkflug des Flugzeuges so zu steuern, daß es aus der Isthöhe auf die Sollhöhe in der Zeit sinkt, die erforderlich ist, um die Geschwindigkeit von dem Istwert auf einen niedrigen, festgelegten Geschwindigkeitswert zu verringern, während sich das Flugzeug aus seiner Istposition zum Ziel bewegt.

3. System nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Höheneinrichtung ein Sinkgeschwindigkeitssignal als Produkt aus dem Verhältnis der Isthöhe über der Sollhöhe zur Istgeschwindigkeit über der Sollgeschwindigkeit in der Sollhöhe und der Istlängsbeschleunigung berechnet.

4. System nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Geschwindigkeits einrichtung die Geschwindigkeitssteuersignale in Abhängigkeit von der Istgrund— geschwindigkeit und der Istziel entfernung liefert.

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5. System nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Geschwindigkeitseinrichtung ein Geschwindigkeitsabnahmesignal im Verhältnis zu dem Quotienten aus dem Quadrat der Istgrundgeschwindigkeit und der Istzielentfernung erzeugt.

6. System nach Anspruch 4, gekennzeichnet durch eine Betriebseinrichtung, die abwechselnd ein Reiseflugsignal, das einen Betrieb des Schwebeflugannäherungssystems in einem Reiseflugbetrieb angibt, bis das Flugzeug im wesentlichen an dem Punkt ist, oder ein Annäherungssignal liefert, welches den Betrieb des Schwebeflugannäherungssystems in einem Annäherungsbetrieb angibt, wenn die Ku rs einrichtung angibt, daß das Flugzeug auf dem Kurs von dem Punkt zu dem Ziel ist,

wobei die Geschwindigkeitseinrichtung auf die Betriebseinrichtung anspricht und die Geschwindigkeitssteuersignale liefert, um das Flugzeug zu veranlassen, die Istfluggeschwindigkeit auf das Reiseflugsignal hin beizubehalten, und um das Flugzeug zu veranlassen, seine Geschwindigkeit von der Istfluggeschwindigkeit bis zur Nullgeschwindigkeit an dem Ziel auf das Annäherungssignal hin zu verringern.

7. System nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Kurseinrichtung die Kurssteuersignale liefert, um das Flugzeug zu veranlassen, sich dem Punkt auf einem gekrümmten Flugweg über Grund mit konstantem Radius zu nähern.

8. System nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Kurs einrichtung die Kurssteuersignale liefert, um das Flugzeug

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zu veranlassen, sich dem gekrümmten Plugweg über Grund tangential zu nähern.

9. System nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß eine Einrichtung vorgesehen ist, die das Schwebeflugannäherungssystem betätigbar macht, nachdem das Flugzeug eine Istfluggeschwindigkeit erreicht hat, die über einer gegebenen Minimalfluggeschwindig— keit liegt, und die ansonsten das Schwebeflugannäherungssystem unbetätigbar macht,

daß die Geschwindigkeitseinrichtung die Geschwindigkeitssteuei— signale erzeugt, um das Flugzeug zu veranlassen, die Istfluggeschwindigkeit vor dem Erreichen des Punktes beizubehalten, und

daß die Ku rs einrichtung die Kurssteuersignale liefert, um das Flugzeug zu veranlassen, sich dem Punkt auf einem gekrümmten Flugweg über Grund mit einem Radius zu nähern, der durch das Verhältnis der Istfluggeschwindigkeit zu einer festen Sollnenndrehkurvenfluggeschwindigkeit an dem Eintritt des Flugzeuges in den Flugweg über Grund festgelegt ist.

10. System nach einem der Ansprüche 7 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Ku rs einrichtung Kurssteuersignale liefert, um den Rollwinkel des Flugzeuges in sich kontinuierlich ändernder Weise auf dem gekrümmten Flugweg über Grund zu steuern, damit Änderungen in der relativen Windrichtung zu dem Flugzeug kompensiert werden, wenn es den gekrümmten Flugweg über Grund zurücklegt.

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11. System zum Regeln der Annäherung an den Schwebeflug für ein Flugzeug, insbesondere nach einem der Ansprüche 1 bis 10, wobei das Flugzeug Fühler und einen taktischen Navigationsrechner enthält, die Signale über die Grundgeschwindigkeit auf dem Steuerkurs, die Höhe und die Zielentfernung liefern, mit einer wahlweise durch den Piloten betätigbaren Einrichtung zum Erzeugen eines Signals, welches die durch den Piloten eingestellte Höhe angibt, und mit einem Autopilotsystem, welches Untersysteme enthält, die auf zugeordnete Einschalteingangssignale hin betätigbar sind, um die barometrische Höhe zu halten und um die Sinkgeschwindigkeit gemäß einer eingegebenen Sollsinkgeschwindigkeit zu regeln, dadurch gekennzeichnet, daß das System ein automatisches Steuerungsuntersystem fur die Schwebeflugannäherungshöhe enthält, welches folgende Einrichtungen enthält:

eine erste Einrichtung, die auf das Zielentfernungssignal hin Signale erzeugt, welche einen Bereich von Zwischenentfernungen, Entfernungen, die größer als der Bereich sind, und Entfernungen, die kleiner als der Bereich sind, angibt; eine zweite Einrichtung, die auf das Höhensignal hin ein Signal erzeugt, das angibt, daß die Flughöhe größer oder kleiner als eine festgelegte Nennhöhe ist;

eine dritte Einrichtung, die auf das Signal, das die vom Piloten eingestellte Höhe angibt, hin ein Signal erzeugt, welches die Grundgeschwindigkeit des Flugzeuges angibt, um ein Signal zu erzeugen, das ein Profil der Sollhöhe in Abhängigkeit von der Grundgeschwindigkeit und von der durch den Piloten eingestellten Höhe darstellt; und

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eine vierte Einrichtung, die auf die erste, die zweite und die dritte Einrichtung anspricht, mit dem Barometerhöhen— halteuntersystem verbunden ist und diesem ein Einschalteingangssignal als alternative Antwort auf die Entfernungssignale liefert, die eine Entfernung angeben, welche größer als der Bereich ist, oder gleichzeitig mit den Entfernungssignalen liefert, welche eine Entfernung innerhalb des Bereiches angeben und eine Flughöhe, die kleiner ist als die festgelegte Nennhöhe, oder gleichzeitig mit den Entfernungssignalen, die eine Entfernung angeben, welche kleiner als der Bereich ist, und eine Flugzeughöhe, die kleiner ist als die Sollhöhe, die durch das Profil— ausgangssignal der dritten Einrichtung angegeben wird.

12. System nach Anspruch 11, gekennzeichnet durch eine fünfte Einrichtung, die auf die erste, die zweite und die dritte Einrichtung hin betätigbar ist, mit denn Sinkgeschwindig— keitssteuerungsuntersyst em verbunden ist und diesem ein Ein— schaltsignal als alternative Antwort auf das gemeinsame Auftreten der Entfernungssignale liefert, die eine Entfernung innerhalb des Bereiches angeben,und eine Flughöhe, die größer ist als die festgelegte Nennhöhe, oder auf das gemeinsame Auftreten der Entfernungssignale, die eine Entfernung angeben, welche kleiner ist als der Bereich, und eine Flughöhe, die größer ist als die Sollhöhe, die durch das Profilausgangssignal der dritten Einrichtung angegeben wird, und

eine sechste Einrichtung, die dem Sinkgeschwindigkeitssteuerungsuntersystem ein Sinkgeschwindigkeitssignal liefert.

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13. System nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß die sechste Einrichtung so angeschlossen ist, daß sie auf die erste Einrichtung und die dritte Einrichtung anspricht und das Sinkgeschwindigkeitssignal in Abhängigkeit von dem Profilsignal auf die Entfernungssignale hin liefert, die eine Entfernung angeben, welche kleiner ist als der Bereich, und in Abhängigkeit von einer festen Höhe auf die Entfernungssignale hin, die eine Entfernung angeben, die innerhalb des Bereiches liegt oder größer ist.

14. System zum Regeln der Annäherung an den Schwebeflug

Kir ein Plugzeug, insbesondere nach einem der Ansprüche 1 bis 1O, wobei das Flugzeug einen taktischen Navigationsrechner,

der Signale liefert, welche die Grundgeschwindigkeit auf dem Steuerkurs, die Höhe und die Längsbeschleunigung angeben, eine wahlweise durch den Piloten betätigbare Steuereinrichtung zum Erzeugen eines Signals,welches eine vom Piloten eingestellte Höhe angibt, und ein automatisches Pilotsystem aufweist, welches eine Untersystem enthält, das auf ein Einschalteingangssignal hin betätigbar ist, um die Sinkgeschwindigkeit gemäß einer ein gegebenen Sollsinkgeschwindigkeit zu steuern, dadurch gekennzeichnet, daß es ferner ein automatisches Höhensteuerungsuntersystem für die Schwebeflugannäherung enthält, welches folgende Einrichtungen aufweist:

eine erste Einrichtung, die auf Signale hin, welche die Flugzeughöhe und die vom Piloten eingestellte Höhe angeben, ein Fehler signal erzeugt, das die Differenz zwischen diesen angibt;

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eine zweite Einrichtung, die ein Einschaltsignal an das Sinksteuerungsuntersystem auf das Fehlersignal hin abgibt, welches eine sehr kleine Differenz zwischen der Höhe des Flugzeuges und der vom Piloten eingestellten Höhe angibt; und eine dritte Einrichtung, die auf das Längsbeschleunigungssignal, das Fehlersignal und das Grundgeschwindigkeitssignal hin ein Sollsinkgeschwindigkeitssignal in das Sinksteuerungsuntersystem eingibt, um zu veranlassen, daß das Sinken auf die vom Piloten eingestellte Höhe in derselben Zeit erfolgt, in der die Geschwindigkeit des Flugzeuges auf einen festgelegten Nennwert bei der Istgeschwindigkeitsabnahme abnimmt.

15. System nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß die dritte Einrichtung ei ne Einrichtung enthält zum Abtasten und Speichern des SoUsinksignals, wenn das Fehlersignal einen festgelegten Nennwert erreicht, und zum Verkleinern des Sollsinkgeschwindigkeitssignals in Abhängigkeit von dem Fehlersignal fur Fehlersignale, die wesentlich kleiner als der Nennwert sind.

16. System nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß der taktische Navigationsrechner weiter Signale liefert, die die Peilung zum Ziel und den Flugzeugsteuerkurs angeben und daß weiter vorgesehen sind:

eine vierte Einrichtung, die auf das Peilung-zum-Ziel-Signal und auf das Flugzeugsteuerkurssignal hin ein Annäherungsbe— triebsartsignal erzeugt, welches den Flugzeugsteuerkurs windaufwärts zu dem Ziel angibt, und andernfalls ein Signal liefert, welches eine Reiseflugbetriebsart angibt; und

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eine fünfte Einrichtung, die auf die Betriebsartsignale hin das Sollsinkgeschwindigkeitssignal 2x1 dem Sinksteuerungsuntersystem auf das Annäherungsbetriebsartsignal hin durchläßt und andernfalls auf das Reiseflugbetriebsartsignal hin ein anderes Geschwindigkeitssignal in das Sinksteuerungsuntersystem eingibt.

17. System nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, daß die fünfte Einrichtung eine Einrichtung enthält, die das andere Geschwindigkeitssignal in Abhängigkeit von einem Höhe/Geschwindigkeits-Profil liefert, das als die Differenz zwischen der vom Piloten eingestellten Höhe und dem Produkt aus der Grundgeschwindigkeit des Flugzeuges mal einem festen Verhältnis der Sollhöhe pro Grundgeschwindigkeitseinheit festgelegt

18. System zum Regeln der Annäherung an den Schwebeflug

für ein Flugzeug, das mit Navigations einrichtungen versehen ist, zu welchen Fühler und ein taktischer Navigationsrechner gehören, die Signale abgeben, welche die Grundgeschwindigkeit auf dem Steuerkurs, die Fluggeschwindigkeit, die Radarhöhe, die Längsbeschleunigung, die Entfernung zum Ziel, den Flugzeugsteuerkurs, die Windrichtung, die Windgeschwindigkeit, den Flugzeugdriftwinkel und die Peilung zum Ziel angeben, das ferner eine wahlweise vom Piloten betätigbare Steuereinrichtung zum Erzeugen eines Signals aufweist, welches eine vom Piloten eingestellte Höhe angibt, und das ferner ein Autopilotsystem aufweist, welches Untersysteme enthält, die auf Einschalteingangssignale hin die Radarhöhe gemäß einer eingegebenen Sollhöhe halten, die

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barometrische Höhe halten, die Sinkgeschwindigkeit gemäß einer eingegebenen Sollsinkgeschwindigkeit steuern, die Fluggeschwindigkeit halten, die Fluggeschwindigkeit gemäß einer eingegebenen Sollgeschwindigkeitsabnahme verringern, die Quer— position und die Längsposition halten, eine Rollage gemäß einem eingegebenen SollroUwinkel aufrechterhalten und den Steuerkurs gemäß einem eingegebenen SoUsteuerkurs halten, gekennzeichnet durch eine Einrichtung, die auf die Fluggeschwindigkeit und die Sollgeschwindigkeit hin eine Sollannäherungsentfernung festlegt, mit einer Einrichtung, die auf die Sollannäherungs— entfernung und auf die vom Piloten eingestellte Höhe hin einen Solleintritt in die Annähe rungs höhe festlegt; und mit einer Einrichtung zum Einschalten des Fluggeschwandigkeitshalteunter— systems bis zum Erreichen des Annäherungseintritts; durch eine Einrichtung, die auf die Zi el entfernung anspricht und das Barometerhöhenhalteuntersystem bei sehr großen Zielentfernungen einschaltet;

durch eine Einrichtung, die auf die Windgeschwindigkeit, die Fluggeschwindigkeit und die vom Piloten eingestellte Höhe hin ein Sollhöhenprofil festlegt;

durch eine Einrichtung, die auf die Zi el entfernung, die Radarhöhe und das Höhenprofil hin das Sinkgeschwindigkeitsuntersystem entsprechend dem Profil oder entsprechend einer festen Sollhohe in Abhängigkeit von einer Zwischenentfernung zum Ziel oder in Abhängigkeit von dem Profil bei Entfernungen, die kleiner als die Zwischenentfernung sind, steuert;

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durch eine Einrichtung, die nach dem Eintritt In die Annäherung betätigbar ist und das Sinksteuerungsuntersystem unter Berücksichtigung der Längs beschleunigung, der Radarhöhe, der vom Piloten eingestellten Höhe und der Grundgeschwindigkeit steuert;

durch eine Einrichtung, die auf die Radarhöhe und die vom Piloten eingestellte Höhe anspricht und nach dem Eintritt in die Annäherung betätigbar ist, um das Radarhöhenhalteunter— system einzuschalten und die Höhe auf der vom Piloten eingestellten Wert zu halten;

durch eine Einrichtung, die auf den Flugzeugsteuerkurs, die Windrichtung, den Flugzeugdriftwinkel und die Peilung anspricht und das Steuerkurshalteuntersystem und das RoUageuntersystem in einer Weise betätigt, daß das Flugzeug veranlaßt wird, einen Kurs durch eine letzte Kurve in den Eintritt der Annäherung zu fliegen und auf einem Flugweg während der Annäherung, der windaufwärts zu dem Ziel ist;

durch eine Einrichtung, die während der Annäherung betätigbar ist, um das Geschwindigkeitsabnahmesteuerungsuntersystern und den Längsteil des Quer- und Längshalteuntersystems zu betätigen, damit das Flugzeug veranlaßt wird, seine Geschwindigkeit von der Fluggeschwindigkeit, die durch das Fluggeschwindigkeitshalteuntersystem gehalten wird, auf im wesentlichen fallgeschwindigkeit in Abhängigkeit von der Grundgeschwindigkeit auf dem Steuer kurs und der Zi el entfernung zu ändern; und durch eine Einrichtung, die auf die Fluggeschwindigkeit anspricht, um den Querteil des Quer- und Längspositionshalteuntersystems einzuschalten, wenn eine Fluggeschwindigkeit kleiner als die ist, die durch das Fluggeschwindigkeitshalteuntersystem gehalten wird.

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