DE3133004A1

DE3133004A1 - Regler zur leitung eines flugzeugs auf einer vorgegebenen kurvenfoermigen aufsetzbahn (aufsetzpunktregler)

Info

Publication number: DE3133004A1
Application number: DE19813133004
Authority: DE
Inventors: William E. 07675 Westwood N.J. Brandau; Kurt 07628 Dumont N.J. Moses; Frederic L. 07876 Succasunna N.J. Swrn
Original assignee: Bendix Corp
Current assignee: Bendix Corp
Priority date: 1980-08-22
Filing date: 1981-08-20
Publication date: 1982-04-08
Also published as: GB2082793A; US4413320A; JPS5799250A; IT8123549A0; IT1139381B; CA1156746A

Description

Regler zur Leitung eines Flugzeugs auf einer vorgegebenen kurvenförmigen Aufsetzbahn (Aufsetzpunktregler)

Die Erfindung betrifft Flugregler, insbesondere einen Aufsetzpunktregler, welcher das Flugzeug auf einer speziellen gekrümmten Bahn leitet.

Bekannte Landeeinrichtungen verwenden normalerweise einen Gleitwegdetektor, der das Flugzeug bis zu einem gewissen Abstand von der Landebahn leitet, worauf ein Aufsetzpunkt- oder Landebahnbefeuerungskoppler zugeschaltet wird. Dieser Landebahnbefeuerungs- oder Aufsetzpunktkoppler wird normalerweise durch einen Radarhöhenmesser, einen normalen Beschleunigungsmesser, jedoch nicht von anderen Flugzeugmeßwertgebern gesteuert. Infolge der verhältnismäßig wenigen Steuer- oder Regelparameter kann die Streuung des Aufsetzpunktes verhältnismäßig groß sein.

Herkömmliche Aufsetzpunktkoppler versuchen, ein Flugzeug längs einer Exponentialbahn dadurch zu steuern, daß die Sinkgeschwindigkeit proportional zur Höhe gehalten wird. Diese Aufsetzpunktkoppler messen jedoch nicht und sprechen nicht auf die Längsversetzung des Flugzeuges an. Somit können Böen und andere atmosphärische Störungen das Flugzeug vom ursprünglichen Exponentialweg auf einen anderen aus einer Familie von Kurvenscharen oder Exponentialwegen ablenken. Daher ist der eigentliche Aufsetzpunkt ungewiß und seine Streuung hängt von atmsphärischen Bedingungen und Störungen ab.

Ein wichtiger Punkt für den Aufsetzpunktregler ist die Wirkung von Störungen, welche durch die Flugzeugmeßwertgeber erzeugt werden, die das Aufsetzmanöver steuern. Wenn nur ein einziger Flugzeugmeßwertgeber zur Steuerung des Aufsetzmanövers verwandt wird, werden seine Störungen zu einer unabhängigen Quelle für die Streuung des

Aufsetzpunktes. Ein Beispiel für einen automatischen Gleitweg-Aufsetzpunktregler ist in der US-Patentschrift 3 892 372 offenbart.

Erfindungsgemäß weisen die Ausführungsbeispiele eine Regeleinrichtung auf, um ein Flugzeug auf einer vorgegebenen Kurvenanflugbahn zu leiten. Das Flugzeug trägt mehrere Meßwertgeber. Diese Einrichtung umfaßt einen Hochachsensignalgeber/ einen Querachsensignalgeber sowie einen Befehlsgeber. Der Hochachsensignalgeber sprich; auf mindestens einen der Meßwertgeber des Flugzeugs an und bildet ein auf die Längs- oder Hochachsenversetzung des Flugzeugs bezogenes Signal. Der Querachsensignalgeber spricht auf das Hochachsensignal an und erzeugt

*** ein auf die für die Anflugbahn erforderliche Höhe bezogenes Querachsen- oder Höhensignal. Der Befehlsgeber spricht auf das Querachsen- oder Höhensignal sowie auf einen bestimmten Meßwertgeber an, und erzeugt ein Fehlersignal, das auf die Größe der Abweichung des Flug-

2" zeugs von der kurvenförmigen Sollanflugbahn bezogen ist. Nach einem Merkmal der Erfindung wird eine Überwachungsanlage für Flugzeugbewegungen geschaffen, welche mit einem nach der vorstehenden Beschreibung ausgelegten Regler zusammenwirkt. Diese Überwachungsanlage für Flugzeugbewegungen weist einen Geschwindigkeitsmesser, eine Wegintegriervorrichtung sowie eine Rückführung auf. Der Geschwindigkeitsmesser erzeugt ein Geschwindigkeitssignal für die Geschwindigkeit des Flugzeugs über Grund.

Die Wegintegriervorrichtung integriert das Ausgangssig-

"

nal des Längsachsenbeschleunigungsmessers im Flugzeugs.

Die Rückführung ist um die Wegintegriervorrichtung angeordnet. Sie weist eine Kombinationsschaltung auf, die in Abhängigkeit vom Längsbeschleunigungsmesser und vom Geschwindigkeitssignal die Wegintegriereinrichtung steuert.

Nach einem weiteren Merkmal der Erfindung ist eine andere Flugzeugüberwachungseinrichtung vorgesehen, wel-

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welche mit einem Regler der vorstehend beschriebenen Art zusammenarbeiten kann. Diese Bewegungsüberwachungseinrichtung weist eine Vorrichtung für den Anflug oder das Sinken, eine Höhendifferenziervorrichtung sowie eine Ubertragungs- oder Koppeleinrichtung auf. Die Anflugvorrichtung spricht auf einen der Flugzeugmeßwertgeber an und erzeugt ein Anflug- oder Sinksignal für die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs. Die Höhendifferenziervorrichtung differenziert das Ausgangssignal des Höhenmessers. Die Ubertragungs- oder Koppeleinrichtung erzeugt ein Signal/ wobei die Regelwirkung bei seiner Erzeugung von der Anflugvorrichtung in Abhängigkeit vom überfliegen des Flugzeugs einer bestimmten Stelle der Höhendifferenziervorrichtung eingespeist wird.

Mit Hilfe der oben erwähnten Ausrüstung wird ein Flugregler geschaffen, der genau das Aufsetzmanöver eines Flugzeugs auf einer gegebenen kurvenförmigen Anflugbahn regeln kann. Die Anlage spricht auf Störungen an, indem sie das Flugzeug laufend auf diese Bahn hin ausrichtet. Daher wird das Flugzeug nicht von der ursprünglichen Anflugbahn auf eine andere abgeleitet, sondern konvergierend zurück auf die ursprüngliche Anflugbahn geführt.

Bei einem bevorzugten Ausführungsbeispiel ist die Aufsetzbahn ein Kreisbogen. Dieses kreisförmige Aufsetzmanöver weist den Vorteil auf, eine geringe, konstante normale Beschleunigung und ein regelmäßig anwachsendes Nicken zu erzeugen. Das Flugzeug folgt einem Kreisbogen mit einem Radius von ca. 13.400 Meter, der auf einer Höhe von 15,24 m beginnt, nachdem es den Anflugbahnwinkel von 2,75° verlassen hat. Der Anfangspunkt dieses kreisförmigen Aufsetzmanövers ist um 0,48 Radiart gegenüber der Senkrechten versetzt. Da der Radius dieses Kreises bei diesem Ausführungsbeispiel die Höhe über Grund des Mittelpunktes ca. 0,80 m überschreitet,

schneidet die Aufsetzbahn eindeutig den Boden, um ein übermäßiges "Schwimmen" oder "Treiben" zu vermeiden. Es sei bemerkt, daß die vorstehend erwähnten Maße lediglich als Beispiel dienen.
5

Der bevorzugte Regler spricht auf Trägheitsmeßwertgeber, Funkmeßwertgeber und andere Meßwertgeber an, die sich normalerweise in einem Flugzeug befinden. Diese Meßwertgeber werden durch Rechenanlagen eingesetzt, welche die erforderliehen Lagendaten ohne übermäßige Störgeräusche oder Einschwingstöße erzeugen. Jedes einzelne Lagendatum kann durch mehr als einen Flugzeugmeßwertgeber entwickelt werden, so daß das Rauschen in jedem einzelnen bestrebt ist, sich gegenseitig aufzuheben und ein kleineres Signal zu erzeugen.

Auch die Flugzeugmeßwertgeber, die entsprechende Daten für die Überwachungsanlage erzeugen, um die Anfangsbedingungen herzustellen, die jedoch als nicht genügend betriebssicher gelten, um das kritische Aufsetzmanöver zu steuern, werden dann bei der Einleitung des Aufsetzmanövers abgekoppelt.

Beispielsweise können ein Längsbeschleunigungsmesser und · ein„Entfernungsmeßradar zusammen Geschwindigkeit über Grund feststellen. Während des folgenden Aufsetzmanövers wird jedoch das Entfernungsmeßradar ausgekoppelt, so daß der normalerweise zuverlässigere Beschleunigungsmesser den Haupteinfluß bei der Erzeugung eines Signals für die Geschwindigkeit über Grund besitzt. Für Flugzeuge, welche kein Entfernungsmeßradar besitzen, wird ein anderes Verfahren zur Verwendung eines Luftdruckhöhenmessers bekanntgemacht.

Bei einem bevorzugten Ausführungsbeispiel wird auch eine Gleitwegeinrichtung verwendet, um den Anfangswert der Sinkgeschwindigkeit zu bestimmen. Bei diesem Ausführungsbeispiel wird ein Signal eines normalen Beschleunigungsmessers mit den Signalen einer Gleitwegeinrichtung und eines Entfernungsmeßradars (bzw. mit dem eines Luftdruckhöhenmessers) kombiniert, um ein Verbundsignal mit geringerem Rauschen

zu erzeugen. Diese Gleitwegsignale werden während eines Aufsetzmänövers unzuverlässig, wobei die Regelung oder Steuerung an das Radarhöhenmesser und den normalen Beschleunigungsmesser abgegeben wird/ wobei diese Einrichtungen als genügend zuverlässig gelten, um ein Aufsetzmanöver zu steuern.

Das bevorzugte Ausführungsbeispiel steuert auch eine Regelschleife, dessen Ausgangsfehlersignal vor Einleitung des Aufsetzmanövers auf Null gekoppelt wird, durch größere Übertragungseinschwingstöße vermieden werden. Dieses Ausführungsbeispiel besitzt auch einen Schaltkreis für "Bug unten", der auf einen Befehl anspricht, um das Flugzeug abxtfärts nicken zu lassen, indem die Rückstellzeit für diesen Befehl verkürzt wird. Dieses Merkmal ist erfindungs- wesentlich, da ein Befehl für ein schnelles Sinken während eines Aufsetzmanövers gefährlich werden kann und sobald wie möglich beendet werden soll.

Die Erfindung ist nachstehend näher erläutert. Alle in der Beschreibung enthaltenen Merkmale und Maßnahmen .können von erfindungswesentlicher Bedeutung sein. Die Zeichnungen zeigen:

Figur 1 eine kurvenförmige Anflugbahn, die von erfindungsgemäßen Regler vorgegeben wird, Figur 2 ein schematischer Stromlaufplan eines erfindungs

gemäßen Reglers,
Figur 3 eine schematische Darstellung mit Stromlaufplan einer überwachungseinrichtung für die Lage und die Hochachse oder Längenlage, die mit dem

Regler der Figur 1 zusammenarbeiten kann,

Figur 4 eine schematische Darstellung mit Stromlaufplan einer Anflugüberwachungseinrichtung, welche mit dem Regler der Figur 1 zusammenwirken kann, Figur 5 eine schematische Darstellung einer anderen

Längslagenüberwachungseinrichtung, welche mit dem Regler der Figur 1 zusammenwirken kann.

In Figur 1 ist ein Beispiel für einen kurvenförmigen Sollanflugweg 10 für ein Flugzeug 21 dargestellt. Der Weg oder die Bahn 10 ist praktisch ein Kreisbogen mit dem Mittelpunkt 12 und einem Radius r von 13.400 m. Bei diesem Ausführungsbeispiel beträgt die Höhe des Mittelpunktes 12 um 0,8 m weniger als der Radius r. Der Bogen TO beginnt am Punkt 14 in einer Lage, die um 0,048 Radiant gegenüber der Senkrechten versetzt ist und läuft bis zum Aufsetzpunkt 16. Der Bogen 10 läuft am Anfangspunkt 14 tangential zum Gleitweg 20,der um 2,75° gegen die Horizontale abfällt. Der Gleitweg 20 reicht bis zu einem Gleitwegsender 22 am Boden (siehe gestrichelte Linie). Der Gleitwegsender 22 ist in einem Abstand L vom Aufsetzpunkt 16 angeordnet, der bei diesem Ausführungsbeispiel 152,40 m beträgt. Der waagerechte Abstand zwischen dem Mittelpunkt 12 und dem Anfangspunkt 14 des Bogens 10 ist als Abmessung a gekennzeichnet und beträgt bei diesem Ausführungsbeispiel 643,50 m. Die Höhe des Anfangspunktes 14 des Bogens 10, als Abmessung d gekennzeichnet, beträgt bei diesem Ausführungsbeispiel 15,24 m.

Da das Aufsetzmanöver einem Kreisbogen folgt, erhöht sich das Nicken regelmäßig, und die normale Beschleunigung ist ein kleiner Konstantwert. Es sei jedoch bemerkt, daß die erfindungsgemäße Einrichtung auch ein Flugzeug auch auf einer nicht kreisförmigen anderen kurvenanflugbahn steuern kann.

Figur 2 zeigt einen als Höhenmeßwertgeber eingesetzten Regler mit einem Funktionsgenerator 26. Der Eingang des Funktionsgenerators 26 ist an einen Anschluß x. geführt, an welchem ein Kurssignal von einem Kurswertgeber (nachstehend näher erläutert) für die waagerechte Versetzung des Flugzeugs 21 gegenüber dem Anfangspunkt 14 (Figur 1) anliegt. 5 Das Ausgangssignal des Funktionsgenerators 26 ist nach einer Funktion F (x) geformt. Die Übertragungseigenschaften dieses und der anderen Funktionsgeneratoren wird nachstehend näher erläutert. Die Leitung H des Generators 26

ist an den Summiereingang eines Befehlsgebers geführt, der ein Subtraktionswerk 28 enthält, dessen Subtraktionseingang an einen Anschluß h geführt, an dem ein Signal für die Höhe des Plugzeugs von einer nachstehend näher erläuterten Schaltung her anliegt.

Der Anschluß h ist auch mit einem Eingang eines Geschwindigkeitsmeßwertgebers verbunden, der hier als Funktionsgenerator 30 dargestellt ist, dessen anderer Eingang an einen Anschluß V geführt ist; an dem von einer nachstehend näher erläuterten Schaltung ein Signal für die Geschwindigkeit über Grund des Flugzeugs her anliegt. Der Generator 30 erzeugt auf einer Linie V„ ein Ausgangssignal, das eine Funk»

tion G (h,V ) seiner Eingangssignale darstellt. Am Anschluß V, liegt von einem nachstehend erläuterten Anflugmeßwertgeber ein Anflug- oder Einschwebesignal für die Einschwebegeschwindigkeit des Flugzeugs an. Ein hier als Funktionsgenerator 34 gezeigter Beschleunigungsmesser ist mit einem Eingangsanschluß V verbunden, der mit dem vorstehend beschriebenen Anschluß V identisch ist. Das Ausgangssignal des Generators 34, eine Funktion P (V ) seiner Eingangssignale gelangt über eine Leitung A¹η an den Summiereingang eines Subtrahierwerks 35. Dessen Subtraktionseingang ist an den Anschluß A¹η geführt, der als Geschwindigkeitsmeßwertgeber bezeichnet ist und an dem ein Signal eines bekannten normalen Beschleunigungsmessers im Flugzeug anliegt.

Die drei Eingänge einer Summiervorrichtung 36, die ebenfalls Teil des vorerwähnten Befehlsgebers ist, sind getrennt an die Ausgänge von bistabilen Multivibratoren K1,K2 und K3 geführt, deren Eingänge mit den Ausgängen der Subtraktionswerke 28,32 und 35 verbunden sind.

Die Funktion F, G und P der Funktionsgeneratoren 26,30 und 34 dienen vorzugsweise dazu, das Flugzeug auf einer kreisförmigen Aufsetzbahn zu halten. Um ihre Arbeitsweise zu verstehen, sei zuerst die allgemeine Gleichung einer

Kreisbahn mit dem Radius r untersucht:

(x - a)² + (h - b)² = r² (1)

worin die Veränderlichen χ und h die waagerechte und senkrechte Versetzung des Flugzeugs gegenüber einem gegebenen Ausgangspunkt sind. Die Größen a und b stellen die waagerechte und senkrechte Versetzung des Mittelpunkts des Kreises gegenüber diesem Ausgangspunkt dar. Die Gleichung (1) kann über der Zeit differenziert und umgestellt werden, wobei sich folgendes Verhältnis ergibt:

(x - a)V (x - a)V ^h" b-h ~

worin V, gleich h und V gleich χ ist. Substituiert man in Gleichung (2) den Wert (X - a) aus Gleichung (1), ergibt sich die folgende Beziehung:
20

^vg \Λ² - ^(b - ^h)

(G(h,V_g) (3)

Wie sich aus der Notierung der Funktion G ergibt/ steht diese Gleichung für den Frequenzgang des Funktionsgenerators 30. Differenziert man die Gleichung (1) zweimal über der Zeit/ so ergibt sich die folgende Beziehung:

V_g ² + V_h ² +(x- a)A_x + (h - b)A_h = 0 (4)

• ■ · *

worin A, gleich ist h und A gleich ist x. Angenommen in

■ti Λ>

Gleichung (4) sei V)^ V. , so kann das zweite Additionsglied

V. entfallen. Nimmt man weiter an, daß b^ h ist, so kann das Glied h aus Gleichung (4) entfallen. Wenn schließlich das Glied A als vernachlässigbar gilt, da, es sich an Null annähert, so kann auch das dritte Additionsglxed mit A

entfallen. Daher kann die Gleichung (4) wie folgt neu ge*- schrieben werden:

A₁₁ = V_g ²/b (5)

Da jedoch An annähernd gleich ist A, und b annähernd gleich ist r, kann die Gleichung (5) wie folgt ausgedrückt werden (An ist normale Beschleunigung):

An = V ²/r = P(V ) (6)

worin die Notierung der Funktion P auch zur Kennzeichnung des Frequenzganges des Funktionsgenerators 34 dient. Schließlich kann die Gleichung (1) umgestellt werden, so daß das Glied h als Funktion F des Gliedes χ wie folgt erscheint;

h = b - Vr² - (x - a)² = F(x) (7)

Faßt man die vorstehenden Ableitungen zusammen, so bestimmen die drei Funktionsausdrücke F, G und P (Gleichungen 7,3 und 6) die Funktionsgruppe, welche die erfindungsgemäße Anlage zur Ermittlung der Abweichung eines Flugzeugs von einer kurvenförmigen Sollanflugbahn verwendet, bei diesem Ausführungsbeispiel einen Kreisbogen.

Die einzelnen Fehlersignale werden im Summierglied 3 6 zusammenaddiert, und das■sich ergebende kombinierte Fehlersignal gelangt an eine Betätigungsvorrichtung, die hier als Regelintegrationsschaltung 38 mit ihren zugehörigen Schaltkreisen gezeigt ist. Das Ausgangssignal der Regelintegrationsschaltung 38 liegt an einem Eingang eines Ädditionswerkes 40 an, dessen anderer Eingang an den Ausgang eines Multivibrators ka geführt ist. Der Eingang des Multivibrators Ka ist mit dem Knotenpunkt des Ausgangs des Summiergliedes, 36 und des Additionseinganges des Subtrahier=

werks 44 verbunden. Das Ausgangssignal des Subtrahierwerks 44 liegt am Additionseingang eines Subtrahierwerks 46 an, dessen Ausgangssignal dem Eingang einer Begrenzungsschaltung 48 eingespeist wird, deren Übertragungskennlinie so lange linear ist, bis sie gesättigt ist, wenn ihr Eingangssignal eine bestimmte Größe überschreitet. Das Ausgangssignal der Begrenzungsvorrichtung 48 steuert das Eingangssignal der Regelintegrationsschaltung 38. Das Ausgangssignal des Additionswerks 40 liegt an einem Eingang einer anderen Begrenzungsschaltung 50 an, die gleich der Begrenzungsschaltung 48 ausgelegt ist. Das Ausgangssignal der Begrenzungsschaltung 50 gelangt an einen Steuereingang der Integrationsschaltung 38, um den Wert seines Ausgangssignals zu arretieren, wenn das Eingangssignal der Begrenzungsschaltung 50 einen bestimmten Wert übersteigt.

Das Ausgangssignal des Summiergliedes 40 liegt am Add.itionseingang eines· Subtraktionsgliedes 52 an, dessen Subtraktionseingang an einen Anschluß θ geführt ist. An diesem liegt ein Signal an, das proportional dem Nickwinkel des Flugzeugs ist. Das Ausgangssignal des Subtraktionsgliedes 52 liegt am Eingang eines bistabilen Multivibrators Ab, dessen Ausgangssignal den Additionseingang eines Subtraktionsgliedes 54 steuert. Dessen Subtraktionseingang ist an den Ausgang des bistabilen Multivibrators Kc gekoppelt, dessen Eingang an den Anschluß θ geführt ist, an den ein Signal für die Änderungsgeschwindigkeit in der Zeit des Signals am Anschluß θ ist. Das Ausgangssignal des Subtrahiergliedes 54 am Anschluß De stellt das Gesamtfehlersignal dar, welches •30 die Nickschwingungen des gesteuerten Flugzeugs regelt.

Ein Koppel- oder Klemmsignal wird zur Betätigungsvorrichtung durch eine Klemmschaltung zurückgeführt, die hier als Serienschaltung des bistabilen Multivibrators Ks und des Aufsetzmanöverschalters 56 dargestellt ist. Wie nachstehend näher erläutert wird, hält die Klemmschaltung das Integrationsglied 38 und das Ausgangssignal des Subtrahierwerks 52

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in einem Schaltzustand, der dem Nullfehlersignal entspricht. Der Aufsetzmanöverschalter 56 ist zwischen den Subtrahiereingang des Subtrahierwerks 44 und den Ausgang des bistabilen Multivibrators Ks gelegt, dessen Eingang an den Ausgang des Subtrahierwerks 52 geführt ist. Der Aufsetzmanöverschalter 56 öffnet in Pfeilrichtung, wenn das Flugzeug ein Aufsetzmanöver einleitet, wie nachstehend näher erläutert wird. Diese Betätigung kann von Hand oder automatisch eingeleitet werden, wenn das Flugzeug eine Sollhöhe erreicht.

' Ein Obervorhaltbegrenzer ist hier in der Form eines bistabilen Multivibrators Knd und eines automatischen Schalters 56 dargestellt. Der Schalter 58 ist zwischen den Subtrahiereingang des Subtrahiergliedes 46 und den Ausgang des bistabilen Multivibrators Knd gelegt, dessen Eingang an den Ausgang des Subtraktionsgliedes 40 geführt ist. Der automatische Schalter 58 schließt und begrenzt die Änderungsgeschwindigkeit des Integrationsgliedes 38, wenn die anliegenden Befehle erfordern, daß das Flugzeug,abwärts fliegt (bugabwärts gerichtet). Diese Lage darf während eines Aufsetzmanövers nicht zu lange ausgedehnt werden, da daraus ein erheblicher und gefährlicher Höhenverlust ent-• stehen kann. Daher dämpfen bei diesem Ausführungsbeispiel der bistabile Multivibrator Knd und der Schalter 58 die Veränderungen des Integrationsgliedes 38, wenn die Polarität des Ausgangssignals der Schaltung 40 verlangt, daß sich das Flugzeug mit Bug voran abwärts neigt.

Figur 3 zeigt einen Teil einer Überwachungsanlage für Flug™ Zeugbewegungen mit einem Längs- oder Kursmeßwertgeber in der Form von zwei Wegintegrationsschaltungen mit einem Vorintegrationsglied 62 und einem Nachintegrationsglied 64= Ein Schalter 66 ist zwischen den Ausgang des Integrationsgliedes 62 (Anschluß Vg) und den Eingang des Integrationsgliedes 64 geschaltet. Vor dem Schließen des Schalters 66 erzeugt das Integrätionsglied 64 ein Nullausgangssignal. Das Vorintegrationsglied 62 weist eine Kombinationsrück-

führung auf, die ein Wegsummierglied mit einer Summiervorrichtung 68 und einer Subtrahiervorrichtung 70 enthält, dessen Subtraktionsanschluß an den Ausgang des Integrationsgliedes 62 geführt ist. Ein Schalter 72 ist zwischen den Ausgang des Subtraktionswerkes 70 und einen Eingang des Addierwerks 68 gelegt, dessen anderer Eingang an einen Anschluß A geführt ist, an dem ein Signal vom Längs- oder Kursmeßwertgeber anliegt. Dieser Meßwertgeber ist ein normaler Flugzeugbeschleunigungsmesser zur Aufnahme der Beschleunigungskräfte auf der Längsachse eines Flugzeugs.

Der Eingang und Ausgang des Integrationsgliedes 62 sind getrennt an den Ausgang der Summierwerks 68 und den Subtraktionseingang des Subtrahierwerks 70 geführt. Es sei bemerkt, daß die Schalter 72 und 66 jeweils in Pfeilrichtung wie der Schalter der Figur 2 durchsteuern, wenn das Flugzeug ein Aufsetzmanöver beginnt.

An den Additionseingang des Subtraktionswerks 70 ist der Ausgang eines Geschwindigkeitsmessers geführt, der hier als Wegdifferenzierglied 74 dargestellt ist. Das Glied 74 differenziert bei diesem Ausführungsbeispiel nicht nur, sondern bildet auch ein Tiefpaßfilter, das durch die Laplace-Transformierte s/(s +1) ausgedrückt werden kann.

Ein Beispiel für solch eine Vorrichtung wäre ein RC-Teiler, dessen Ausgangssignal am Widerstand auf eine Zeitkonstante von 1 Sekunde geeicht ist. Auch ein Digitalfilter oder ein Datenverarbeitungsverfahren können zur Bildung einer solchen Übergangskennlinie verwendet werden. Das Eingangssignal des Differenziergliedes 74 wird von einem Kursabweichungsmeßfühler abgegriffen, der als Eingangsanschluß DME dargestellt ist. Bei diesem Ausführungsbeispiel ist der Anschluß DME an das häufig in Flugzeugen vorhandene Entfernungsmeßradar angeschlossen.

Der Ausgang des Differenziergliedes 74 ist auch an einen Gleitmeßwertgeber (manchmal auch Sinkmeßwertgeber genannt) geführt, der aus dem Multiplizierglied 76 besteht. Ein Eingang des Multipliziergliedes 76 ist an den Ausgang des Differenzierwerks 74 geführt und sein anderer Ausgang mit dem Anschluß No verbunden. Das am Anschluß No anliegende Signal ist proportional dem Nenngleitwegwinkel (als Winkel g in Figur 1 dargestellt). Der Ausgang des Multipliziergliedes 76 ist an einen Eingang eines Additionswerks 78 geführt, dessen anderer Eingang durch das Ausgangssignal des bistabilen Multivibrators Ro gesteuert wird. Der Multivibrator Ro

¹ ·

erzeugt ein seinem Eingangssignal am Anschluß Nd um den Faktor Ro proportionales Ausgangssignal. Das Signal am Anschluß Nd ist die zeitliche Änderungsgeschwindigkeit des bekannten dunkel gesteuerten AusgangsStrahls oder Leitwegs eines Gleitweginstruments. Ein dunkel gesteuertes Signal wird durch Multiplikation des Strahlablagewinkelfehlers mit der Höhe gewonnen/ wodurch sich ein Signal ergibt, das annähernd dem auf den Gleitwegstrahl bezogenen Höhenfehler proportional ist. Anschließend multipliziert der Multivibrator Ro das dunkel getastete Strahlsignal um einen Skalenfaktor (hier als Ro bezeichnet), um ein Signal zu erzeugen, das dem Höhenfehler direkt proportional ist.

• -

Das Äusgangssignal Hn des Summierglied.es 78 kann itfie folgt ausgedrückt werden:

• ·

Hn = V (NO) + (Nd)Ro (8)

xtforin das Glied V , das Ausgangssignal des Differenziergliedes 74, ein Maß für die Geschwindigkeit über Grund ist«. Da somit das Glied Mo annähernd gleich seiner Tangente ist, stellt das erste positive Glied nach dem Gleichheitszeichen annähernd die Senkrechtgeschwindigkeit dar, die ein Flugzeug bei einer gegebenen Geschwindigkeit über Grund erreichen würde, wenn es dem Sollgleitweg ohne Fehler folgen würde»

Das zweite positive Glied, die neubewertete Änderungsgeschwindigkeit des dunkel getasteten Ablagefehlersignals, ist ein Maß für die auf den Nenngleitweg bezogene Senkrechtgeschwindigkeit des Flugzeugs. Daher sind die beiden positiven Glieder in der rechten Seite der vorstehenden Gleichung, die alle Komponenten der Senkrechtgeschwindigkeit darstellen, zusammen gleich der gesamten Senkrechtgeschwindigkeit, nämlich dem Ausdruck Hn.

Wie bereits erwähnt, stellt das Signal am Anschluß Ax das Ausgangssignal des Beschleunigungsmessers dar, der die Beschleunigung auf der Längs- oder Kursachse des Flugzeugs mißt. Wenn somit der Schalter 72 offensteht wie bei einem Aufsetzmanöver, erzeugt das Integrationsglied 62 in bekannter Weise ein Ausgangssignal'am Anschluß V für die Geschwindigkeit des Flugzeugs längs seiner Kurs- oder Längsachse. Da das Flugzeug verhältnismäßig wenig nickt, nähert sich das Signal am Anschluß V_ der Geschwindigkeit über Grund des Flugzeugs an. Vor dem öffnen des Schalters 72 werden die Signale an den Anschlüssen A und DME wie folgt auf das Ausgangssignal des Integrationsglieds 62 am Anschluß V bezogen:

Ax + sD

V_n = " (9)

^y s + 1

worin das Glied D gleich ist DME/(s +1), wobei DME das am Anschluß DME anliegende Entfernungssignal darstellt. Aus der obigen Gleichung geht hervor, daß das Ausgangssignal am Anschluß V eine Kombination der Signale an den Anschlüssen A und DME im gleichen Verhältnis ist. Da zwei unabhängige Meßwertgeber zusammenarbeiten, sind ihre Rauschanteile nicht voneinander abhängig, so daß die kombinierte Anlage weniger Rauschen erzeugt als eine Einrichtung mit nur einem Meßwertgeber. Die obenstehende Gleichung kann dadurch vereinfacht werden, daß man D = χ

2
annimmt, und daß A = s χ ist (wobei χ die waagerechte

Istversetzung ist). Mit diesen Annahmen vereinfacht sich die Gleichung (9) zu V = sx.

Daraus ergibt sich, daß das vorstehend beschriebene Gerät, das die Einrichtung der Figur 2 mit Signalen versorgt, verschiedene Formen annehmen kann. Obwohl Signale aus zwei Meßwertgebern wie einem Entfernungsmeßradar und einem Längsoder Kursbeschleunigungsmesser gewonnen werden können, können auch andere Meßwertgeber eingesetzt werden. Auch die Filterung kann in Abhängigkeit von den Forderungen der Anlage und dem erwarteten Rauschspektrum verändert werden. Obwohl die Anlage in der Form von einzelnen Schaltungsblöcken dargestellt wurde, können viele ihrer Gruppen als Digitalfilter, durch einen Mikrocomputer oder ähnliche Einrichtungen ausgeführt werden.

In Figur 4 ist ein weiterer Teil einer überwachungseinrichtung für Flugzeugbewegungen dargestellt, in welcher ein Sinkmeßwertgeber mit einer Höhendifferenziervorrichtung eingesetzt, die hier als Block 80 gezeigt ist. Der Block 80 dieses Ausführungsbeispiels ist eine Vorrichtung, deren Übergangskennlinie als folgende Laplace-Transformierte ausgedrückt werden kann: s/(s + 1). Diese Einrichtung kann als Differenzierschaltung gekennzeichnet werden, dessen Ausgangssignal durch ein einpoliges Tiefpaßfilter wie einem RC-Teiler gefiltert wird. Der Eingang des Höhendifferenziergliedes 80 ist an den Ausgang eines Summiergliedes 82 gekoppelt, dessen beide Eingänge getrennt an den Anschluß Hra und den Ausgang einer Signalaufbereitungs= 0 schaltung geführt sind, die hier als Block 84 mit der folgenden als Laplace-Transformierte-Übertragungscharakteristik gezeigt ist: 20/(2Os +1). Das Blockschaltbild 84 ist ein Filter, das als einpoliges Tiefpaßfilter wie ein RC-Teiler mit einer Zeitkonstante von 1/20 Sekunde gekenn-5 zeichnet ist. Das Eingangssignal des Blocks 84 am Anschluß An ist das Ausgangssignal eines normalen Beschleunigungsmessers, der bei.diesem Ausführungsbeispiel ein normaler Flugzeugbeschleunigungsmesser ist. Der Anschluß Hra ist

der Ausgangsanschluß eines Höhenmessers wie eines Radarhöhenmessers.

Ein Sinkmeßwertgeber, der als Sinkintegrierglied ausgelegt ist, verwendet ein Integrierglied 86, dessen Eingang und Ausgang an den Ausgang eines Additionswerks 88 und an den Subtraktionseingang eines Subtraktionswerks 90 geführt sind. Ein gesteuerter Aufsetzschalter 92 ist zwischen den Ausgang eines Subtrahierwerks 90 und einen Eingang des Gliedes 88 geschaltet, und sein anderer Eingang ist an den Ausgang eines Multiplizierwerks 94 geführt. Der Schalter 92 öffnet in Pfeilrichtung, wenn das Flugzeug ein Aufsetzmanöver beginnt. Das Multiplizierglied 94 weist die Eingangsanschlüsse cos θ und An auf, wobei dieser derselbe Anschluß der vorerwähnte mit demselben Kennzeichen ist. Am Anschluß cos θ liegt ein Signal für den Cosinus des Nickwinkels des Flugzeugs an. Der Additionseingang des Subtraktionswerks 90, der Anschluß Hn ist an den Anschluß der Figur 3 geführt und trägt dasselbe Kennzeichen.

Wie anhand eines weiteren Ausführungsbeispiels näher erläutert Wird, kann der Anschluß Hn anstatt dessen mit einem Meßwertgeber verbunden sein, der ein Signal für die zeitliche Änderungsgeschwindigkeit eines Luftdruckhöhenmessers erzeugt.

Ein hier als Summierglied 96 gezeigte Übertragungsschaltung weist'einen Ausgangsanschluß V, und zwei addierende Eingangsanschlüsse auf, die getrennt an die Ausgänge von zwei Stufenschaltern 98 und 100 geführt sind. Die Schalter 98 und 100 arbeiten in Übereinstimmung, um den Einfluß der Vorrichtung 96 des Schalters 98 stufenweise zu verringern, während der Einfluß des Gerätes 96 des Schalters 100 stufenweise verstärkt wird. Die Übertragungskennlinie der Schalter 98 und 100 verändert sich zwischen Null und Eins, wobei ihre Summe gleich Eins ist. Die Eingänge der Schalter 98 und 100 sind mit den Ausgängen der Vorrichtungen 86 und 80 verbunden.

Eine Übergangsschaltung eines Höhenmeßwertgebers ist als ein Schalterpaar 102 und 104 gezeigt/ die genauso wie die vorstehend beschriebenen Schalter 98 und 100 arbeiten. Am Eingang des Schalters 104, am Anschluß Hra liegt dasselbe Signal an, das ebenso wie das Eingangssignal der Vorrichtung 82 gekennzeichnet,.ist. Die Ausgangssignale der Schalter 102 und 104 gelangen getrennt an verschiedene Eingänge eines Summiergliedes 106, dessen Ausgang als Anschluß h gekennzeichnet ist. Der Eingang des Schalters 102 ist mit dem Ausgang eines Höhenintegriergliedes verbunden, das hier als Integrationsglied 108 gezeigt ist. Zwischen dem Ausgang des Integriergliedes 86 und dem Eingang des Integriergliedes 108 ist ein Schalter 110 angeordnet, der in Pfeilrichtung schließt, wenn das Flugzeug ein Aufsetzmanöver beginnt.

Die dem Integrierglied 86 zugeordneten Geräte sind gleich denen, die anhand des Integriergliedes 62 der Figur 3 beschrieben wurden. Dementsprechend kann das Ausgangssignal des Integriergliedes 86 wie folgt bezeichnet werden:

a + Hn

. (10)

s + 1

worin a das Ausgangssignal des Multipliziergliedes 94 ist»

Da dieses Ausgangssignal annähernd s h ist und, da das Signal am Anschluß Hn als sh angenähert werden kann (worin h die Isthöhe des Flugzeugs darstellt), verkürzt sich der vorstehende Ausdruck zu sh, nämlich zur Istsinkgeschwindigkeit des Flugzeugs. Es ist offensichtlich, daß bei einem öffnen des Schalters 92 während eines Aufsetzmanövers das Äusgangssignal des Integratxonsglxedes 86 entspricht: (An cos Θ)/s. Läßt man die vorstehenden Annahmen gelten,, so ist dieser Ausdruck annähernd sh, d.h. die senkrechte Sinkgeschwindigkeit.

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Es ist offensichtlich, daß das Ausgangssignal des Integrationsgliedes 80 wie folgt ausgedrückt werden kann:

20An + 20sHra + Hra .... ■ s (11)

20s² + 21s + 1

Nimmt man an, daß die Ausdrücke An und Hra annähernd gleich

sind s h und h, worin h die Isthöhe des Flugzeugs darstellt, dann kann der obenstehende Ausdruck wie folgt vereinfacht werden:

^{20s + 1} sh (12)

20s² + 21s +1

Da.der Laplace'sehe Bruchoperator im vorstehenden Ausdruck annähernd gleich Eins ist, ist das Ausgangssignal des Differenziergliedes 80 annähernd gleich sh, worin h die Isthöhe des Flugzeugs darstellt. Auch hier erzeugt die Kombination von Meßwertgebern ein störungsärmeres Komplementärsignal, da die verschiedenen Rauschquellen nicht aufeinander bezogen sind.

Es können auch andere Ausführungsformen für die Einrichtung der Figur 4 verwendet werden. Beispielsweise können andere Flugzeugmeßwertgeber eingesetzt werden, um Ausgangssignale an den Anschlüssen vh und h zu gewinnen. Weiter besteht die Möglichkeit, daß die Filterung in Abhängigkeit von der SoIlansprechzeit verändert werden kann. Außerdem können die beschriebenen Signalumsetzungen in einigen Ausführungsbeispielen durch einen Mikrocomputer oder eine andere digitale Vorrichtung durchgeführt werden.

In

Figur 5 ist eine Überwachungseinrichtung für Flugzeugbewegungen gezeigt, die eine Abänderung der in Figur 3 dargestellten Ausführung bildet. Dieses Ausführungsbeispiel ist dann von Nutzen, wenn kein Entfernungsmeßradar zur Ver-

fügung steht oder wo ein Luftdruckhöhenmesser vorzuziehen ist. Bei diesem Ausführungsbeispiel sind die Bauteile 62, 64, 66, 68, 70 und 72 zusammen in ihren Anschlüssen Ax, V und χ mit den gleicherweise gekennzeichneten Bauteilen der Figur 3 identisch, ausgenommen, daß der Additionsanschluß des Subtraktionsglieds 70 an den Ausgang des Teilers 12 geführt ist. Dessen Eingang ist mit dem Ausgang eines Subtraktionsglieds 114 verbunden, um das Ausgangssignal durch die Größe des Signals zu teilen, das am Anschluß tan (No) anliegt. Das an diesem Anschluß anliegende Signal stellt die Tangente des Sollweggleitwinkels dar (in Figur 1 als Winkel g gekennzeichnet). Der Additionseingang des Subtraktionsglieds 114 ist an den Anschluß Hb und sein Subtraktionseingang an den Ausgang des monostabilen Multivibrators Ro geführt, dessen Eingang mit dem Anschluß Nd verbunden ist.

Der Multivibrator Ro und der Anschluß Nd sind mit den ebenso gekennzeichneten Bauteilen der Figur 3 identisch. Am An-Schluß Hb liegt ein Signal für die zeitliche Änderungsgeschwindigkeit, des Luftdruckhöhenmessers an. Daher kann das AusgangsSignal des Teilers 112 wie folgt ausgedrückt werden:

*> - ^RQ(I»^d) __v (13)

tan(No)

Es kann bewiesen werden, daß dieses Ausgangssignal V die Geschwindigkeit über Grund des Flugzeugs darstellt, in dem Gleichung 13 wie folgt umgestellt wird:

• *

Hb = V tan(No) + Ro(Nd) (14)

Das erste Glied nach dem Gleichheitszeichen ist die Höhengeschwindigkeit, die das Flugzeug einhalten würde, wenn es dem Sollgleitweg ohne Fehler folgen würde. Das zweite positive Glied ist die Höhengeschwindigkeit des Flugzeugs gegenüber dem Sollgleitweg, die durch den dunkel getasteten Äusgangsstrahl Nd gemessen wurde. Wie im oben erwähnten Fall

r-2&- 20-Uo.-öi

wird auch hier der dunkel getastete Strahl durch den Faktor Ro korrigiert, um die richtige Höhenbewertung zu erzielen. Da die beiden oben erwähnten positiven Glieder alle Höhengeschwindigkeitskomponenten umfassen, sind sie gleich der gesamten Höhengeschwindigkeit Hb.

Zur Erläuterung der Funktionsprinzipien der Einrichtungen der Figuren 2,3 und 4 wird nachstehend die Arbeitsweise der Erfindung näher erläutert. Es sei jedoch bemerkt, daß die Anlage der Figur 5 für die der Figur 3 eingesetzt werden kann, und daß die Arbeitsweise anschließend gleich ist.

Zunächst folgt das Flugzeug 21 (Figur 1) dem durch den Gleitwegsender 22 in herkömmlicher Weise gebildeten Gleitweg 20. Der Gleitwegdetektor an Bord des Flugzeugs 21 erzeugt ein dunkel getastetes FehlerStrahlsignal, das proportional dem Höhenfehler des Flugzeuges gegenüber dem Gleitweg 20 ist.

Während dieser Zeitspanne sehließt der Schalter 56 (Figur 2) und bewirkt eine starke negative Rückführung vom Ausgang des Subtraktionsgliedes 52 zur Integrierschaltung 38. Daher wird das Integrationsglied 38 in eine Richtung gesteuert, in welcher das Ausgangssignal des Subtraktionsgliedes 52 Null wird. Daher erzeugt das Integrationsglied 38 ein Ablagesignal, welches zunächst alle Fehlersignale aufhebt, die aus den Rechnungen der Funktionsgeneratoren 26, 30 und 34 entstehen. Wie aus der nachstehenden Beschreibung hervorgeht, muß diese Anfangsbedingung geschaffen werden, da sie Einschwingstörungen vermeiden kann, die sonst auftreten, wenn die Flugregelung auf die Einrichtungen 26,30 und 34 übertragen wird. Auch jetzt·ist der Schalter 72 (Figur 3) geschlossen, so daß das Signal des Beschleunigungsmessers am Anschluß Ax und das Entfernungsmeßradarsignal am Anschluß DME ein kombiniertes Ausgangssignal V des Integrationsgliedes 62 bewirken, welches, wie bereits beschrieben, die Geschwindigkeit über Grund des

Flugzeugs darstellt.

Ferner sei bemerkt, daß das Entfernungsmeßradar (Ausgangs™ anschluß DME) erfindungsgemäß nicht redundant bestückt ist oder andere Merkmale aufweist, die es genügend betriebssicher machen,um es ein Flugzeug während des sehr kritischen Aufsetzmanövers steuern zu lassen. Das Entfernungsmeßradar ist bei diesem Ausführungsbeispiel jedoch erforderlich, um die Anfangsbedingungen für die Geschwindigkeit über Grund aufzustellen. Im Gegensatz dazu ist das■Beschleunigungsmessersignal am Anschluß A aus seiner Natur heraus so weit zweideutig, daß die Integrationskonstante unbekannt ist, da es integriert werden muß, um Geschwindigkeitsdaten zu liefern.

■ Jetzt wird auch das Geschwindigkeitssignal vom Differenzierglied 74 zusammen mit dem Signal für die Änderungsgeschwindigkeit des dunkel getasteten Strahlablagesignals (Anschluß Nd) im Additionswerk 78 summiert, wobei am¹ Anschluß Hn ein Signal anliegt, welches in der vorstehend beschriebenen Weise die senkrechte Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs darstellt. Während des Gleitwegmanövers ist der Schalter 92 (Figur 4) geschlossen, so daß das Signal für die senkrechte Sinkgeschwindigkeit am Anschluß Hn (Figuren 3 und 4) mit dem normalen Beschleunigungsmessersignal am Anschluß An kombiniert wird, wobei am Ausgang des Integrationsgliedes 85 ein kombiniertes Signal für die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs in vorbezeichneter Weise erzeugt wird. Es sei bemerkt, daß das am Anschluß Hn anstehende Signal j das teil-0 weise vom Entfernungsmeßradar abgeleitet wird, in diesem Ausführungsbeispiel als nicht ,genügend zuverlässig erachtet wird, um das Flugzeug während des kritischen Aufsetzmanövers zu steuern. Da jedoch dieses Radarausgangssignal ein direktes Maß für die senkrechte Sinkgeschwindigkeit ist, kann es Mehrdeutigkeiten Über die Anfangsbedingungen oder Integrationskonstanten lösen. Diese Mehrdeutigkeiten können dadurch entstehen, daß man sich nur auf das Signal des

Beschleunigungsmessers am Anschluß An verläßt, das zur Bestimmung der Sinkgeschwindigkeit integriert werden muß.

In diesem Zeitraum schaltet der Schalter 98 das Ausgangssignal des Integrationsgliedes 86 direkt auf einen Eingang " des Addierwerks 96, während der Schalter 100 unterbrochen ist. Daher wird das Signal für die Sinkgeschwindigkeit am Anschluß v. direkt vom Integrationsglied 86 abgeleitet.

Die Integrationsglieder 108 und 64 weisen offene Eingänge auf, da ihre zugeordneten Schalter 110 (Figur 4) und 66 (Figur 3) unterbrochen sind. Daher erzeugen die Integrationsglieder 64 und 108 vorgegebene konstante Signale entsprechend Qm und 15,24 m. Diese Größe entspricht der Höhe des Aufsetzeinschaltpunktes 14 (Figur 1).

Wenn das Flugzeug einen vorgegebenen Punkt, nämlich den Einschaltpunkt 14 für das Aufsetzmanöver (Figur 1) erreicht, schließen die Schalter 66 (Figur 3) und 110 (Figur 4), so daß ihre entsprechenden Integrationsglieder 64 und 108 eine Wertänderung vornehmen können. Da das Integrationsglied 64 das Signal V für die Geschwindigkeit über Grund integriert, kennzeichnet sein Ausgangssignal am Anschluß χ die Längsoder Kurslage des Flugzeugs gegenüber dem PunktΊ4 (Figur 1).

Entsprechend integriert das Integrierglied 108 (Figur 4) das Signal des Integrationsgliedes 6 für die Sinkgeschwindigkeit, um am Anschluß h ein Signal für die Höhe des Flugzeugs zu erzeugen.

Jetzt öffnet auch der Schalter 72 (Figur 3), wodurch die Wirkung des Ausgangssignals des Entfernungsmeßradars (Anschluß DME) aufgehoben wird. Daher spricht das Integrationsglied 62, dessen Anfangszustand richtig durch das Entfernungsmeßradar eingestellt wurde, jetzt nur auf das durch den Kursbeschleunigungsmesser an den Anschluß A angelegte Signal an, und dieser Kursbeschleunigungsmesser

ist genügend zuverlässig, um das Aufsetzmanöver zu steuern.

Jetzt öffnet auch der Schalter 92 und hebt damit die Wirkung des Signals am Anschluß Hn auf, das vom dunkel getasteten Strahlablagesignal abgeleitet wurde. Stattdessen integriert das Integrationsglied 86, dessen Anfangszustand richtig durch das dunkel getastete Strahlablagesignal eingestellt wurde, das Signal des normalen Beschleunigungsmessers am Anschluß An, der genügend zuverlässig arbeitet, um das Flugzeug während des kritischen Aufsetzmanövers zu steuern.

Als Ergebnis liegen die gemessenen und verarbeiteten Lagedaten an den Eingangsanschlüssen x,h, V , v., An und V

y η g

der Figur 2 an. Jetzt öffnet auch der Klemmschalter 56 (Figur 2), so daß das Integrationsglied 38 frei ist, aus dem Signal des Subtraktionswerks 52 ein Fehlersignal zu erzeugen, das nicht gleich Null ist.Anstelle dessen wird jetzt das Integrationsglied 38 von den Fehlersignalen beaufschlagt, die durch die Funktionsgeneratoren 26,30 und 34 erzeugt werden. Da jedoch das Integrationsglied 38 zuerst in Klemmschaltung belegt war, ändert sich sein Fehlersignal vom Subtraktionswerk 52 nicht sofort sondern schrittweise, um- heftige Flugzeugmanöver oder -Schwankungen zu vermeiden. Nach und nach erzeugen jedoch die Funktionsgeneratoren 26,30 und 34 Fehlersignale, um das Flugzeug zum Aufsetzen aus seinem, linearen Gleitweg zu leiten und es aufwärts nicken zu lassen. Daher folgt das Flugzeug einem Kreisbogen 10 (Figur 1). Da das Ablagesignal der Vorrichtung 36 auf mehr als ein Lagedatum anspricht, kann 0 es bewirken, daß die Flugzeugbahn definitiv mit der Bahn 10 zusammenfällt, selbst nachdem Störungen durch Böen oder andere atmosphärische Einflüsse aufgetreten sind.

Diese Ablagesignalö werden durch die monostabilen Multivibratoren,die als Skalierverstärker arbeiten K1,K2 und K3 geeicht und durch das Addierwerk 36 miteinander kombiniert, wobei sie dann über das Integrationsglied 38

_w ■* «J ■* - ^J

parallel dem als Skalierverstärker arbeitenden Multivibrator Ka eingespeist werden. Bei dieser Schaltungsanordnung kann das Integrierglied 38 auf einen Wert verändern, der sich dem erforderlichen Sollnickwert annähert, wobei der Multivibrator Ka sehr schnelle Korrekturen in Abhängigkeit von verschiedenen Störungen durchsteuert. Da das Integrations glied 38 den größten Teil des Korrektursignals erzeugt, wird der erforderliche dynamische Bereich, des Skalierverstärkers Ka verkleinert. Die Begrenzungsvorrichtungen 48 und 50 im Eingang und Ausgang des Integriergliedes 38 verhindern, daß dieses seinen Wert zu schnell oder zu stark ändert. Dieses Merkmal ist erfindungswesentlich, da eine ungewöhnliche Störung das Integrationsglied 38 so weit von seinem gewöhnlichen Nennwert entfernen kann, daß es eine unannehmbar lange Zeit braucht, um wieder voll einsatzbe-r reit zu sein. Die Ausgangssignale des Integrationsglieds 38 und des monostabilen Multivibrators Ka werden im Additionswerks 40 summiert, wobei sie einen Nickbefehl erzeugen, der vom Subtraktionswerk 52 mit der Istnickmessung verglichen wird, die am Wandleranschluß θ anliegt. Das Subtraktionswerk 52 überträgt sein Nickfehlersignal über den monostabilen Multivibrator Kb an das Subtraktionswerk 54, das eine Geschwindigkeitsrückführung über den Multivibrator Kc bewirkt, dessen Eingangssignal (Anschluß Θ) die zeitliehe Änderungsgeschwindigkeit des Nickens des Flugzeuges bedeutet. Das Endablagesignal am Anschluß De wird an einen herkömmlichen Regelkreis (nicht gezeigt) angelegt, um die Leitflächen des Flugzeuges wie das Höhenruder zu betätigen.

Da ein Befehl für ein abwärts gerichtetes Nicken während eines Aufsetzmanövers gefährlich ist, spricht der Schalter 58 auf diesen Befehl des Additionswerks 40 an, indem er schließt und damit eine negative Rückführung für das Integrationsglied 38 bildet. Diese Rückführung begrenzt die Änderungen im Integrationsglied 38, so daß es nicht auf einen Dauerwert eingestellt wird, der das Flugzeug weiterhin in einem Zustand mit abwärts gerichtetem Bug hält.

Wenn das Flugzeug 21 auf der Aufsetzbahn 10 (Figur 1) weiterfliegt, verändern die Schalter 98, 100, 102 und 104 (Figur 4) schrittweise ihre Übertragungskennlinie. Die Schalter 98 und 102, die zunächst eine Übergangscharakteristik von Eins und die Schalter 100 und 104, die anfangs eine Übergangscharakteristik von Null haben, beginnen ihre Rollen zu vertauschen, nachdem das Flugzeug 21 am Übergangspunkt 14 (Figur 1) angelangt ist. Die Schalter 98 und 100 und auch die Schalter 102 und 104 verändern schrittweise ihre Übergangskennlinie, wobei jedoch ihre Summe des gleich Eins bleibt. Dieser Übergang, der in mehreren Sekunden stattfindet, vermeidet Einschwingstöße, die sonst auftreten können, wenn die Regelung oder Steuerung abrupt auf verschiedene Meßwertgeber des Flugzeugs übertragen wird.

Das Wirkergebnis dieser Übertragung besteht darin, den Radarhöhenmesser (Anschluß Hra) gegen den Gleitwegdetektor (Anschluß Hn) auszutauschen. Dieses Merkmal ist erfindungswesentlich, da der Gleitwegdetektor während des Aufsetzmanövers unzuverlässig wird, während der Radarhöhenmesser, der jetzt über ebenem Terrain arbeitet, genau wird.

Auf diese Weise halten die mit der vorstehend beschriebenen Einrichtung zusammenarbeitenden Meßwertgeber des Flugzeugs das Flugzeug 21 auf der Bahn 10,bis es am Aufsetzpunkt 16 den Boden berührt.

Man erkennt, daß die vorstehend beschriebene Einrichtung in ihrer Ausführung verändert werden kann. Beispielsweise können die Funktionen der verschiedenen vorstehend beschriebenen Geräte einschließlich der Funktionsgeneratoren 26,30,34 in Form von Analogschaltungen oder Digitalrechnern ausgeführt sein. Außerdem können Filter mit verschiedenen Bandpaßkennlinien für die oben beschriebenen in Abhängigkeit vom erwarteten Rauschspektrum eingesetzt werden» Außerdem können die von den verschiedenen monostabilen Multivibrator ren oder Skalenverstärkern verwendeten Skalenfaktoren in Abhängigkeit von den physikalischen Bedingungen eines

speziellen Flugzeugs verändert werden. Auch verschiedene Meßwertgeber des Flugzeugs können für die vorstehend beschriebenen, falls erforderlich, eingesetzt werden. Anstelle einer kreisförmigen Aufsetzbahn können auch andere Aufsetzbahnformen in Abhängigkeit von der Flugzeuggeometrie, der Landebahnlänge, den erwarteten Windbedingungen, der zulässigen Kompliziertheit des Reglers usw. gewählt werden.

Außer den vorstehend beschriebenen Ausführungsbeispielen sind noch weitere möglich, ohne den Rahmen der Erfindung, zu verlassen.

Leerseite

Claims

Regler zur Leitung eines Flugzeugs auf einer vorgegebenen kurvenförmigen Aufsetzbahn (Aufsetzpunktregler)

PATENTANSPRÜCHE

Regler zur Leitung eines Plugzeugs auf einer vorgegegebenen kurvenförmigen Anflugbahn, wobei das Flugzeug mehrere Meßwertgeber trägt, um Signale entsprechend den abgetasteten Bedingungen zu erzeugen, dadurch gekennzeichnet, daß der Regler folgende Baugruppen umfaßt: Kursachsenmeßwertgeber (62,64,68,70, 72,74), die mindestens mit einem Anschluß (DMEjHb) der Meßwertgeber (DME-Ax) und in Abhängigkeit vom Äusgangssignal dieser Meßwertgeber ein auf die Längsablage des Flugzeugs (21) bezogenes Kurssignal (x) erzeugen; mit den Kursmeßwertgebern (62-74) verbundene HöhenmeSwertgeber (26,28,102,104,106,108), die in Abhängigkeit vom Kurssignal (x) ein Höhensignal erzeugen, das funktionell auf die zur Verfolgung der Anflugbahn (10) erforderliche Höhe des Flugzeugs (21) bezogen ist und eine Regeleinrichtung (30,36, 38,40,56,58), die an den Höhenmeßwertgeber (26-108) angeschlossen ist und in Abhängigkeit vom Höhensignal und einem Signal von einem bestimmten (Hra;An) der anderen Meßwertgeber (DME-Ax) ein Ablagesignal erzeugt, das in einer bestimmten Beziehung zum Ausmaß der Abweichung des Flugzeugs (21) von der kurvenförmigen Sollanflugbahn (10) steht.

2. Regler nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der eine Meßwertfühler (DEM-Ax) einen Höhenmesser (Hra;An) aufweist, daß ein Sinkmeßwertgeber (78,80, 82,84,96,98,100) mit mindestens einem (An;Hn;Hra) Meßwertgeber (DME-Ax) verbunden ist und in Abhängigkeit von dessen Ausgangssignal ein Sinkgeschwindigkeitssignal (Vh) für das Flugzeug erzeugt und, daß der Regler (30-58) einen Geschwindigkeitsmeßfühler (30) umfaßt, der an einen ersten (Ax) und zweiten (Hra) der Meßwertgeber (DME-Ax) angeschlossen ist und in Abhängigkeit von deren Ausgangssignalen ein Geschwindigkeitssignal erzeugt, das der für das Flugzeug erforderlichen Sinkgeschwindigkeit proportional ist, um der Bahn (10) zu folgen, wobei der Regler (30-58) und sein Ablagesignal von einem Signal abhängig sind, welches der Differenz zwischen dem Sinkgeschwindigkeits- und dem Geschwindigkeitssignal entspricht.

3. Regler nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die folgenden Bausteine vorgesehen sind: Ein Geschwindigkeitsanschluß, der mit mindestens einem (An) der Meßwertgeber (dme-Ax) verbunden ist, um ein Geschwindigkeitssignal für die Flugzeugbeschleunigung zu erzeugen; und einen mit einem bestimmten (Ax) Meßwertgeber verbundenen Beschleunigungsmesser (34) , der in Abhängigkeit vom Ausgangssignal des Meßwertgebers ein Beschleunigungssignal entsprechend der zur Verfolgung der Bahn (10) erforderlichen Flugzeugbeschleunigung erzeugt, wobei der Regler (30-58) mit dem Geschwindigkeitsanschluß und dem Beschleunigungsmesser (34) verbunden ist, sowie dadurch, daß das Ablagesignal des Reglers (30-58) von der Differenz zwischen dem Beschleunigungs- und Geschwindigkeitssignal abhängt.. · .

4. Regler nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Meßwertgeber (DME-Ax) einen Längsbeschleunigungsmesser (Ax) umfassen und, daß der Kursmeßwertgeber (62-74) zwei Wegintegratoren (62,64) enthält, die

$ in Reihe geschaltet sind, um das Ausgangssignal des Längsbeschleunigungsmessers (Ax) doppelt zu integrieren.

5. Regler nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Meßwertgeber (DME-Ax) einen Kursablagemesser

(DME) umfassen und, daß der Kursmeßwertgeber (62-74) eine Rückführung (68,70,72,74) aufweist, die um den ersten (62) der beiden Wegintegratoren (62,64) geführt ist und (68-74) Kombinationsschaltvorrichtungen IS (68,70,72) aufweist, an denen Signale vom Kursbeschleunigungsmesser (Ax) und dem Ablagemesser (DME) > anliegen und von deren Abhängigkeit sie arbeiten, um den ersten (62) der beiden Wegintegratoren (62,64) zu steuern.

6. Regler nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Rückführung (68-74) folgende Bausteine umfaßts Eine Wegdifferenzierschaltung (74) zur Differenzierung des Ausgangssignals des Kursablagemessers (DME); eine Wegsummiervorrichtung (68) zur Steuerung der ersten Wegdifferenzierschaltung (62) mit einem Wegsummensignal, das die Summe der Signale des Kursbeschleunigungsmessers (Ax) und der Wegdifferenzierschaltung (74) darstellt, wobei die Ansprechcharakteristik der

So Wegdifferenzierschaltung (74) so bemessen ist, daß ein Ausgangssignal der beiden Wegintegrierschaltungen (62,64) die Kursablage des Flugzeugs (21) darstellt.

7. Regler nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Rückführung (68-74) einen Schalter (72) aufweist, der an den Kursablagemesser (DME) angeschlossen ist, um dessen Wirkung und die Wirkung der Rückführung (68-74) auszuschalten, wobei der Schalter (72) beaufschlagt wird, nachdem das Flugzeug (21) an einem bestimmten Punkt (14) angekommen ist.

8.' Regler nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß ein Schalter (66) vorgesehen ist, um die beiden Integratoren (62,64) miteinander zu verbinden, wobei der Schalter (66) beaufschlagt wird, nachdem das Flugzeug (21) an dem bestimmten Punkt (14) angekommen ist.

9. Regler nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Sinkmeßwertgeber (78-100) eine Höhendifferenzierschaltung (80) aufweist, um das Ausgangssignal des Höhenmessers (Hra) zu differenzieren.

10. Regler nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Meßwertgeber (DME-Ax) einen normalen Beschleunigungsmesser (An) umfassen, und daß der Sinkmeßwertgeber (78-100) folgende Bausteine umfaßt:. Eine Signalaufbereitungsschaltung (84), die von einem Sig-. nal des normalen Beschleunigungsmessers (An) gesteuert wird, um ein aufbereitetes Signal zu erzeugen, ferner, daß die Signalaufbereitungsschaltung (84) eine Sollübertragungskennlinie aufweist und, daß ein Additionswerk (82) an den Höhenmesser (Hra) und die Signalaufbereitungsschaltung (84) angeschlossen ist, wobei er in Abhängigkeit von der Addition der Signale beider Schaltungen die Höhendifferenzierschaltung (80) steuert und, daß die

**** · Sollübertragungskennlinie so bemessen ist, daß die Höhendifferenzierschaltung .(80) ein Signal erzeugt, welches die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs (21) darstellt.

11, Regler nach Anspruch 2 und 7, dadurch gekennzeichnet, daß der Sinkmeßwertgeber (78-100) eine Übertragungsschaltung (98,100) umfaßt, die mindestens an zwei (Hn, Hra) der Meßwertgeber (DME-Ax) angeschlossen ist und in Abhängigkeit von deren Ausgangssignalen die Regelung der Erzeugung des Sinksignals von einem (Hn) der Meßwertgeber (DEM-Ax) auf einen anderen (Hra) überträgt sowie dadurch, daß die Übertragungsschaltung (98,100) nach dem Erreichen des Sollpunktes (14) durch das Flugzeug (21) beaufschlagt wird.

12» Regler nach Anspruch 10 und 11, dadurch gekennzeichnet, daß die Meßwertgeber (DME-Ax) einen Gleitwegmesser enthalten und, daß der Sinkmeßwertgeber (78-100) die folgenden Bausteine umfaßt: Einen mit dem Kursablagemesser (DME) und dem Gleitwegmesser verbundenen Gleitmeßwertgeber (78), der in Abhängigkeit von den Ausgangssignalen des Kursablagemessers und des Gleitwegmessers ein Sinksignal für die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs (21) erzeugt; und ein an den Gleitmeßwertgeber (78) und den normalen Beschleunigungsmesser (An) gekoppeltes Sinkintegrierglied zur Addition und Integrierung des Sinksignals und des Ausgangssignals des normalen Beschleunigungsmessers (An), wobei das Sinkintegrierglied (86) das Sinksignal abkoppelt, nachdem das Flugzeug (21) den Sollpunkt (14) erreicht hat, sowie dadurch, daß die Übertragungseinrichtung (98,100), die Regelung vom Sinkintegrierglied (86) überträgt, nachdem das Flugzeug (21) den Sollpunkt (14) erreicht hat«

13. Regler nach Anspruch 1 und 12, dadurch gekennzeichnet, daß der Höhenmeßwertgeber (26-108) folgende Bausteine umfaßt: Ein an das Sinkintegrierglied (85) gekoppeltes Höhenintegrierglied (108), welches das Ausgangssignals des Sinkintegriergliedes (86)

nach Ankunft des Flugzeuges (21) am Sollpunkt (14) integriert; und Übertragungsglieder (102,104) zur schrittweisen Übertragung der Regelwirkung vom Höhenintegrierglied (108) an den Höhenmesser (Hra) bei der Erzeugung des Höhensignals.

14. Regler nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Meßwertgeber (DME-Ax) einen Gleitwegmesser und einen Luftdruckhöhenmesser umfassen und, daß der Kursmeßwertgeber (62-114) eine Rückführung (68,70, 72,112,114) aufweist, die um den ersten (62) Wegintegrator geschaltet ist und eine Kombinationsschaltung (68,70,72) aufweist, die mit dem Längsbeschleunigungsmesser (Ax) und dem Gleitwegmesser verbunden ist und in Abhängigkeit von Ausgangssignalen dieser beiden Meßgeräte den ersten der beiden Wegintegratoren (62) steuert.

15. Regler nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß die Rückführung (68-114) einen Gleitmeßwertgeber (114) umfaßt, um mindestens an den ersten Wegintegrator (62) eine Signalkomponente abzugeben, die eine Funktion der Linearaddition der Änderungsgeschwindigkeiten der Ausgangssignale des Luftdruck-

25· höhenmessers und des Gleitwegmessers ist.

16. Regler nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die kurvenförmige Sollbahn (10) einen Kreisbogen enthält.

17. Regler nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, daß der Höhenmeßwertgeber (16-108) ein Signal als Funktion von

ß⁵ -b +

erzeugt, worin χ das Kurssignal ist und r_,b und a. Konstanten sind.

18. Regler nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet/ daß r_,b und a. der Radius des Kreisbogens, die Höhe des Bogenmittelpunktes und der waagerechte Abstand von Anfang bis zum Mittelpunkt des Bogens sind.

9. Regler nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die kurvenförmige Sollbahn (10) einen Kreisbogen enthalt und, daß der Geschwindigkeitsmeßwertgeber (30) ein Geschwindigkeitssignal als Funktion von

(V /r Vr² - (b - h)²

erzeugt, worin V die waagerechte Geschwindigkeit

des Flugzeugs (21), h das Ausgangssignal des Höhende
^w messers (Hra) und r_ und b Konstanten sind.

20. Regler nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet, daß r_ und b der Radius und die Höhe des Bogenmittelpunktes sind.

21. Regler nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die kurvenförmige Bahn (10) einen Kreisbogen und, daß der Beschleunigungsmesser (34) ein Beschleunigungssignal als Funktion von

" ■

(V_g)²/b

erzeugt, worin V die waagerechte Geschwindigkeit des Flugzeugs (21) und b eine Konstante ist.

22» Regler nach Anspruch 21, dadurch gekennzeichnet, daß b die Höhe des Bogenmittelpunktes ist.

23. Regler nach Anspruch 1 und 7, dadurch gekennzeichnet, daß der Befehlsgeber (30-58) folgende Bausteine umfaßt: eine Betätigungsvorrichtung (38,40) , die in Abhängigkeit vom Ablagesignal des Befehlsgebers (30-58) ein Bodenkorrektursignal erzeugt; und eine parallel zur Betätigungsvorrichtung (38,40) geführte Klemmschaltung (56), um das Bodenkorrektursignal vor Ankunft des Flugzeugs (21) am Sollpunkt (14) festzuklemmen .
10

24. Regler nach Anspruch 23, dadurch gekennzeichnet, daß der Befehlsgeber (30-58) eine Überkorrekturbegrenzungsschaltung (58) aufweist, die an die Betätigungsvorrichtung (38,40) gekoppelt ist, um das Bodenkorrektursignal zu kompensieren, welches eine Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs befiehlt, die eine Sollgröße überschreitet.

25. Regler nach Anspruch 24, dadurch gekennzeichnet, daß die Betätigungsvorrichtung (38,40) ein Regelintegrationsglied (38) aufweist, das an die Klemmschaltung

(56) gekoppelt ist, wobei diese das Regelintegrationsglied (38) festklemmt sowie dadurch, daß die Überkorrekturbegrenzungsschaltung (58) parallel zum Regelintegrierglied (38) geschaltet ist, um eine negative Rückführung zu schaffen.