DE3884199T2

DE3884199T2 - Prüfsystem für windscherkräfte.

Info

Publication number: DE3884199T2
Application number: DE89901679T
Authority: DE
Inventors: Hans Muller
Original assignee: Sundstrand Corp
Current assignee: Sundstrand Corp
Priority date: 1988-01-11
Filing date: 1988-12-22
Publication date: 1994-04-28
Anticipated expiration: 2008-12-23
Also published as: CN1036185A; JPH06103190B2; WO1989006411A1; US4891642A; JPH02501861A; CA1294707C; EP0355148A1; IL88862A0; EP0355148A4; DE3884199D1; EP0355148B1

Description

HINTERGRUND DER ERFINDUNG

Gebiet der Erfindung

Die Erfindung betrifft allgemein Windscherungs-Nachweissysteme und insbesondere Bord-Windscherungs-Nachweissysteme, die den Piloten vor einer Windscherungsbedingung warnen, falls das Flugzeug in eine Windscherungsbedingung eindringt, die stark genug ist, um eine Gefahr für das Flugzeug darzustellen.

Beschreibung des Stands der Technik

Es sind verschiedenartige Windscherungs-Nachweissysteme bekannt. Dazu gehören bodengestützte Systeme, wie Systeme, die mehrere Meßstationen für Windgeschwindigkeit und -richtung, die um einen Flughafen herum aufgestellt sind, in Verbindung mit einem System zum Analysieren von Stärke und Richtung des Winds an den verschiedenen Stationen verwenden, um eine Anzeige einer Windscherungsbedingung zu liefern. Andere bodengestützte Systeme verwenden Doppler-Radar, das sich auf Flughäfen befindet.
Bordsysteme sind ebenfalls bekannt. Unter diesen Systemen gibt es Systeme, die luftmasseabgeleitete Parameter wie die Eigengeschwindigkeit mit der von einem Radarsystem abgeleiteten Bodengeschwindigkeit vergleichen. Im Falle einer schnellen Änderung der Eigengeschwindigkeit in bezug auf die Bodengeschwindigkeit wird eine Windscherungsbedingung angezeigt. Andere Systeme vergleichen luftmasseabgeleitete Signale mit trägheitsabgeleiteten Signalen, um ein Signal zu erzeugen, das eine Windscherung darstellt, wenn die Änderungsrate der trägheitsabgeleiteten Parameter um einen vorbestimmten Wert von der Änderungsrate der luftmasseabgeleiteten Parameter abweicht. Zwei solche Systeme sind in den US-PSen 4 012 713 und 4 079 905 beschrieben. Diese Patente zeigen beide Systeme, die ein Longitudinal-Beschleunigungsmesser-Signal, das in bezug auf den Einfluß der Schwerkraft korrigiert worden ist, mit einem Eigengeschwindigkeitsraten-Signal vergleichen und ein Windscherungs-Signal erzeugen, wenn die Differenz zwischen den aus dem Beschleunigungsmesser abgeleiteten Beschleunigungssignalen und den luftmasseabgeleiteten Ratensignalen einen vorbestimmten Wert übersteigt. Das '905-Patent berücksichtigt außerdem einen Abwinddriftwinkel, der eine Funktion der Vertikalbeschleunigung und der Eigengeschwindigkeitsrate ist. Noch andere Systeme überwachen die Änderungsrate der Abweichung von einem Gleitwegstrahl oder einem ILS-Strahl, um ein die Windscherung darstellendes Signal zu erzeugen. Das in der oben angeführten ebenfalls anhängigen Anmeldung mit der Seriennummer 06/829 731 beschriebene System vergleicht eine Änderungsrate des Eigengeschwindigkeitssignals mit einem zusammengesetzten Signal, das aus den trägheitsabgeleiteten und den luftmasseabgeleiteten Signalen abgeleitet wird, und benötigt nicht die Trägheits-Schwerkraftkorrektur, die von den in den '713- und '905-Patenten betrachteten Systemen verwendet wird.
Zwar liefern alle diese Systeme irgendeine Anzeige einer Windscherung; die bodengestützten Systeme sprechen aber nur auf Bedingungen in der Nachbarschaft der Aufstellungsorte der Meßaufnehmer an, und sie sprechen nicht auf gefährliche Arten von Windscherungen wie Mikrostöße an, die sich rasch bilden und auflösen.
Zwar sprechen Bord-Windscherungs-Schutzsysteme eher auf Bedingungen in der Nachbarschaft des Flugzeugs als bodengestützte Systeme an; viele von ihnen benötigen aber Doppler-Radar oder Signale wie Trägheitsnavigationssignale, Gleitwegsignale und andere Signale, die in älteren Flugzeugen nicht zur Verfügung stehen. Außerdem neigen die von Bordsystemen verwendeten Eigengeschwindigkeitsraten-Signale zu Rauschen, da sie durch Differenzieren eines Eigengeschwindigkeitssignals gewonnen werden. Das Wesen des Differenzierungsprozesses ist es, schnelle Änderungen im dem Differentiator zugeführten Signal hervorzuheben. Infolgedessen erzeugen Kurzzeit-Komponenten des Eigengeschwindigkeitssignals, die mit Windscherungen nichts zu tun haben, hohe Spitzen im Eigengeschwindigkeitsraten-Signal. Solche Spitzen müssen begrenzt, gefiltert oder auf andere Weise verarbeitet werden, um Fehlalarme zu vermeiden. Außerdem berechnen die bekannten Systeme die Windscherung entlang den Longitudinal- und Normalachsen des Flugzeugs oder entlang den Horizontal- und Vertikalkoordinaten der Erde. Dies kann bei Richtungsänderungen in starker Schräglage und anderen dynamischen Manövern zu Fehlern führen.

ABRISS DER ERFINDUNG

Es ist deshalb eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Windscherungs- Nachweissystem zu schaffen, das viele der Nachteile der bekannten Systeme beseitigt.
Noch eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, ein Windscherungs- Nachweissystem zu schaffen, das Signale verwendet, die in den meisten Flugzeugen vorhanden sind.
Noch eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, ein Windscherungs-Nachweissystem zu schaffen, das nicht verlangt, ein Eigengeschwindigkeitsraten- Signal zu verwenden.
Noch eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, ein Windscherungs- Nachweissystem zu schaffen, das seine Genauigkeit in extremen Fluglagen, etwa Richtungsänderungen in starker Schräglage und anderen dynamischen Manövern, bei behält.
Noch eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, Windscherungen entlang dem Geschwindigkeitsvektor des Flugzeugs zu berechnen.
Daher wird gemäß einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung ein Windscherungs-Nachweissystem geschaffen, das lediglich Normal- und Longitudinal- Beschleunigungsmesser-Signale, ein Anstellwinkel-Flügel-Signal, ein Vertikalgeschwindigkeitssignal und ein Eigengeschwindigkeitssignal vom Flugzeug benötigt. Diese Signale werden in einer Scherungsgleichung verwendet, die die Longitudinalbeschleunigung, die Normalbeschleunigung, den Anstellwinkel, den Flugbahnwinkel und die Eigengeschwindigkeit dazu benutzt, eine Zahl zu erzeugen, die eine Funktion der genannten Variablen ist und eine Anzeige der Windscherung liefert. Zusätzlich kann die Windscherung in bezug auf die Wirkungen von Rollen und nach innen Abrutschen kompensiert werden. Dadurch, daß die Windscherungsberechnungen entlang dem Geschwindigkeitsvektor des Flugzeugs und nicht entlang den anderen Koordinaten vorgenommen werden, können außerdem Fehler aufgrund extremer Manöver minimiert werden.

BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN

Diese und weitere Aufgaben und Vorteile der vorliegenden Erfindung ergeben sich noch deutlicher durch Betrachtung der nachfolgenden detaillierten Beschreibung und der beigefügten Zeichnung, worin:
Fig. 1 ein Vektordiagramm ist, das die Beziehung zwischen verschiedenen Parametern zeigt, die beim Nachweisen einer Windscherungsbedingung benutzt werden;
Fig. 2 ein Blockdiagramm ist, das die Grundprinzipien des Betriebs des erfindungsgemäßen Systems zeigt;
Fig. 3 ein Vektordiagramm ist, das die Beziehung zwischen verschiedenen Parametern zeigt, die beim Nachweis einer Windscherungsbedingung entlang dem Geschwindigkeitsvektor eines Flugzeugs verwendet werden; und
Fig. 4 ein Blockdiagramm ist, das eine Logikschaltung zeigt, die auf eine Windscherungsbedingung entlang dem Geschwindigkeitsvektor des Flugzeugs anspricht.

DETAILLIERTE BESCHREIBUNG

In der Beschreibung der vorliegenden Erfindung werden verschiedene Beschleunigungen erörtert, wie eine Longitudinalbeschleunigung und eine Normalbeschleunigung, und verschiedene Winkel, wie ein Steigungswinkel, ein Flugbahnwinkel usw., und diese Winkel und Beschleunigungen sind in Fig. 1 dargestellt. Man beachte, daß sich der Ausdruck "Trägheitsbeschleunigungssignal" überall in der Erörterung auch auf verwandte Signale beziehen kann, die keine reinen Trägheitsbeschleunigungssignale sind, etwa ein trägheitsabgeleitetes Signal, das von sowohl Trägheits- als auch Nichtträgheits-Meßaufnehmern abgeleitet ist.
In Fig. 1, auf die Bezug genommen wird, ist ein Paar Horizontal- und Vertikalkoordinaten gezeigt, die mit den Bezugszeichen 10 bzw. 12 bezeichnet sind. Eine Darstellung des Flugzeugs 14 ist ebenfalls in Fig. 1 gezeigt, sowie ein Paar Vektoren 16 und 18, die die Longitudinal- und Normalachsen des Flugzeugrumpfs darstellen, wobei der Vektor 16 durch die longitudinale Mittellinie des Flugzeugs verläuft und der Vektor 18 senkrecht zum Vektor 16 ist. Eine gestrichelte Linie 20 stellt die Flugbahn des Flugzeugs dar, und in der Darstellung von Fig. 1 stellt sie eine absteigende Flugbahn dar.
Der Winkel zwischen der Horizontalachse 12 und der Longitudinalachse 16 des Flugzeugs ist als Steigungswinkel definiert und wird durch das Symbol e dargestellt. Der Winkel zwischen der Flugbahn 20 und der Horizontalachse 12 ist als Flugbahnwinkel definiert und wird durch das Symbol γ dargestellt. Der Winkel zwischen der Longitudinalachse des Flugzeugs 16 und der Flugbahn 20 ist als Anstellwinkel des Flugzeugs bekannt und wird durch das Symbol γ dargestellt. Der Flugbahnwinkel γ ist negativ für einen Abstieg und positiv für einen Anstieg. Somit ist der Anstellwinkel γ gleich dem Flugbahnwinkel γ plus dem Steigungswinkel Θ.
Außerdem werden verschiedene Beschleunigungen und Beschleunigungsmesser- Signale erörtert. Ein solches Signal ist ein Longitudinal-Beschleunigungsmesser-Signal AL, welches das Signal ist, das von einem Beschleunigungsmesser erhalten wird, der parallel zur Longitudinalachse 16 des Flugzeugs angebracht ist. Das Signal aus dem Longitudinal-Beschleunigungsmesser ist eine Funktion der Longitudinalbeschleunigung des Flugzeugs und, aufgrund des Einflusses der Schwerkraft, des Steigungswinkels Θ. Ein anderes solches Signal ist das Normal-Beschleunigungsmesser-Signal AN, welches das Signal ist, das von einem Beschleunigungsmesser erhalten wird, der parallel zur Normalachse 18 des Flugzeugs angeordnet ist. Das Normal-Beschleunigungsmesser-Signal ist eine Funktion sowohl der Beschleunigung entlang der Normalachse des Flugzeugs als auch der Schwerkraft, des Steigungswinkels Θ und des Rollwinkels φ. Der Rollwinkel φ ist die Winkelabweichung von der Horizontalen um die longitudinale Rollachse des Flugzeugs. Die Horizontalbeschleunigung AH ist ein Signal, das die Beschleunigung entlang der Horizontalachse 12 darstellt. Ein parallel zur Horizontalachse 12 angebrachter Beschleunigungsmesser würde das Horizontalbeschleunigungs-Signal AH liefern. Schließlich ist ein Vertikalbeschleunigungssignal Av ein Signal, das eine Beschleunigung entlang der Vertikalachse 10 darstellt. Ein parallel zur Vertikalachse V angebrachter Beschleunigungsmesser würde ein Signal liefern, das die Summe aus irgendeiner Vertikalbeschleunigung und den Wirkungen der Schwerkraft g oder 9,81 m/s² (32,2 Fuß/s²) darstellt. Ein Vertikalkreisel würde Signale liefern, die den Steigungswinkel Θ und den Rollwinkel Φ darstellen.
Das obenstehende kurz zusammengefaßt, sind die verschiedenen zu betrachtenden Beschleunigungen und Winkel wie folgt
AN = Normal-Beschleunigungsmesser-Signal;
AL = Longitudinal-Beschleunigungsmesser-Signal;
AH = Horizontalbeschleunigung;
Av = Vertikalbeschleunigung;
g = Gravitationskonstante = 9,81 m/s² (oder 32,2 Fuß/Sekunde²);
α = Anstellwinkel (AOA);
Θ = Steigungswinkel;
Φ = Rollwinkel;
γ = Flugbahnwinkel.
Bei der Ermittlung einiger der obenstehenden Parameter können weitere Parameter erforderlich sein. Dazu gehören:
= Vertikalgeschwindigkeit (die als Z-Geschwindigkeits-Signal von einem Trägheitsnavigationssystem oder als barometrisches Höhenratensignal erhalten werden kann); und
v = Eigengeschwindigkeit (welche ein Signal VT für die wahre Eigengeschwindigkeit sein kann).
In dem System gemäß der vorliegenden Erfindung wird ein die Windscherung darstellendes Signal dadurch erhalten, daß auf der Grundlage von trägheitsabgeleiteten Beschleunigungen, dem Anstellwinkel, dem Flugbahnwinkel und der Vertikalgeschwindigkeit ein zusammengesetztes Signal berechnet wird und das berechnete Signal mit einem luftmasseabgeleiteten Geschwindigkeitssignal, wie der wahren Eigengeschwindigkeit, verglichen wird. Die Differenz zwischen dem zusammengesetzten Signal und der luftmasseabgeleiteten Geschwindigkeit ergibt eine Messung der Windscherung.
Da das vorliegende System einen Vertikalkreisel nicht verwendet, und da nur Normal- und Longitudinal-Beschleunigungsmesser-Signale AN und AL verwendet werden, muß die Horizontalbeschleunigung AH berechnet werden. Die Berechnung geschieht wie folgt
(1) AL = AH cos Θ + (g + Av) sin Θ
(2) AN = (g + Av) cos Θ - AH sin Θ
Wird die Größe (g + Av) aus Gleichung (2) in Gleichung (1) substituiert, so erhält man:
(3) AL = AH/cos Θ + AN tan Θ
Aus der obenstehenden Gleichung (3) kann die Horizontalbeschleunigung AH berechnet werden, wenn der Steigungswinkel Θ bekannt ist. Um jedoch den Steigungswinkel direkt zu gewinnen, ist ein Vertikal-Kreiselkompaß erforderlich. Um den Erfordernissen nach einem Vertikal-Kreiselkompaß-Signal aus dem Wege zu gehen, wird die Nullwind-Bedingung des Steigungswinkels, der gleich dem Anstellwinkel plus dem Flugbahnwinkel ist, wie folgt verwendet:
(4) Θ = α + γ
Wird diese Bedingung angewandt, so wird das Erfordernis nach einem Vertikal- Kreiselkompaß umgangen, und das System wird außerdem für Vertikalwinde und Auf- und Abwinde empfindlich, da sich der Anstellwinkel und der Flugbahnwinkel in Gegenwart eines Vertikalwinds nicht zur Steigung hinzuaddieren.
Werden die Kleinwinkel-Näherungen vorgenommen, daß für kleine Winkel cos Θ = 1 und tan Θ = Θ in Bogenmaß, so wird Gleichung (3):
(5) AL = AH + AN (Θ)
Durch Umgruppieren der Ausdrücke, um nach der Horizontalbeschleunigung aufzulösen, erhält man:
(6) AH = AL - AN (Θ)
Unter Verwendung der Nullwind-Bedingung-Näherung für 8 wird Gleichung (6):
(7) AH = AL - AN (α + γ)
Das AH-Signal ist ein Beschleunigungssignal, das mit einem luftmasseabgeleiteten Eigengeschwindigkeitsraten-Signal verglichen werden könnte, um ein Scherungssignal zu erzeugen, wie es in der oben angegebenen Anmeldung mit der Seriennummer 06/829 731, eingereicht am 13. Februar 1987, geschieht. Um jedoch die Verwendung eines Eigengeschwindigkeitsraten-Signals zu vermeiden, wird das AH-Signal mit einem luftmasseabgeleiteten Geschwindigkeitssignal v kombiniert, welches die wahre Eigengeschwindigkeit sein kann, und integriert, um ein zusammengesetztes Geschwindigkeitssignal zu erzeugen, das von sowohl luftmasseabgeleiteten als auch trägheitsabgeleiteten Parametern abgeleitet ist. Das zusammengesetzte Geschwindigkeitssignal wird dann mit einem luftmasseabgeleiteten Eigengeschwindigkeitssignal (z. B. der wahren Eigengeschwindigkeit) verglichen, wobei die Differenz die Windscherung darstellt. Mathematisch:
(8) Scherung = AL - AN (αu + γ) + v/T/1+Ts
wobei s der Laplace-Operator und T die Integrations-Zeitkonstante ist.
Eine Schaltung zum Lösen der obigen Scherungsgleichung (8) ist in Fig. 2 dargestellt und allgemein mit dem Bezugszeichen 30 bezeichnet. Obwohl die Schaltung der Deutlichkeit halber als Reihe von Funktionsblöcken dargestellt ist, sollte es sich verstehen, daß das System nicht genau wie gezeigt ausgeführt werden muß, und daß verschiedene analoge und digitale Ausführungen möglich sind. Das System 30 verwendet verschiedene Eingangssignale, wie ein Signal von einem Longitudinal-Beschleunigungsmesser 32, der parallel zur Longitudinalachse des Flugzeugs angebracht ist, einen Normal-Beschleunigungsmesser 34, der senkrecht zum Longitudinal-Beschleunigungsmesser 30 angebracht ist, und einen Anstellwinkel-Flügel 36, der beispielsweise ein seitlich der Flugzeugseite verlaufender Flügel sein kann, der sich selbst parallel zu der lokalen Luftströmung am Flügel vorbei ausrichtet. Das Anstellwinkel-Flügel- Signal wird mit anderen Parametern kombiniert, wie Klappenpositionssignalen, aber auch einer für ein bestimmtes Flugzeug besonderen Konstante, um das Anstellwinkel Signal zu erzeugen. Zusätzlich liefert eine Vertikalgeschwindigkeits-Signalquelle 38 ein Signal , das die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs darstellt. Ein solches Vertikalgeschwindigkeitssignal kann man dadurch gewinnen, daß ein barometrisches Höhensignal differenziert wird. Eine Eigengeschwindigkeits-Signalquelle 40, etwa ein Eigengeschwindigkeits- Meßaufnehmer, dessen Ausgang in bezug auf Umgebungsänderungen kompensiert worden ist und die ein Signal liefert, das die wahre Eigengeschwindigkeit VT darstellt, ist ebenfalls vorgesehen. Obwohl zwei getrennte Instrumente gezeigt sind, können die barometrischen Höhendaten und die Eigengeschwindigkeitsdaten von einem Luftdatenrechner erhalten werden, und die Vertikalgeschwindigkeit kann aus dem Z-Geschwindigkeits-Ausgangssignal eines Trägheitsnavigationssystems erhalten werden. Weiterhin können verschiedene Eigengeschwindigkeits- Signalquellen verwendet werden, und infolgedessen wird in den nachfolgenden Gleichungen ein generalisierter Ausdruck v verwendet; allerdings kann VT zu v substituiert werden.
Da der Flugbahnwinkel γ nicht direkt von irgendeinem der zuvor erwähnten Meßaufnehmer erhalten werden kann, muß der Flugbahnwinkel γ wie folgt berechnet werden:
(9) γ = arcsin ( /v)
was für kleine Winkel wird:
(10) γ = /v, wobei γ in Bogenmaß ist.
Somit erhält man durch Dividieren des barometrischen Ratensignals durch das Eigengeschwindigkeitssignal v, beispielsweise mittels einer Dividierschaltung 44 (Fig. 2), ein Signal, das den Flugbahnwinkel γ darstellt. Während der Anfangsteile dieser Erörterung werden die mit gestrichelten Linien gezeigten Komponenten nicht betrachtet, da sie wahlweise Merkmale des Basissystems betreffen. Das so erhaltene flugbahnwinkel-Signal wird mittels eines Operationsverstärkers 46 zum Rumpfanstellwinkel-Signal hinzuaddiert, das vom Anstellwinkel-Flügel 36 abgeleitet ist, um ein Signal zu erzeugen, das die Summe der Anstellwinkel- und Flugbahnwinkel-Signale (α + γ) darstellt. Das Vertikalgeschwindigkeitssignal, das zur Berechnung des Flugbahnwinkels (γ) benutzt wird, zeigt im wesentlichen die Trägheits-Vertikalgeschwindigkeit an, d. h. die tatsächliche Vertikalbewegung des Flugzeugs. Somit reagiert die resultierende Scherungsgleichung auch auf Vertikalscherungen (z. B. Auf- oder Abwinde), da sich der abgeleitete Anstellwinkel (α) und der trägheitsabgeleitete Flugbahnwinkel (γ) in Gegenwart von Auf- oder Abwinden nicht zum Steigungswinkel (Θ) hinzuaddieren. Das Ausgangssignal des Operationsverstärkers 46 wird in einer Multiplikationsschaltung 48 mit dem Normal-Beschleunigungsmesser-Signal multipliziert, um den Ausdruck AN(α + γ) zu erzeugen. Das Eigengeschwindigkeitssignal aus dem Eigengeschwindigkeits-Meßaufnehmer 40 wird mittels eines Operationsverstärkers 50, zu dem Longitudinal-Beschleunigungsmesser-Signal addiert, wobei der Operationsverstärker 50 außerdem den Ausdruck AN (α + γ) von der Summe der Eigengeschwindigkeits- und Longitudinal-Beschleunigungsmesser-Signale subtrahiert. Das Ausgangssignal des Operationsverstärkers 50 wird mittels eines Integrierfilters 52 gefiltert, der eine Zeitkonstante T hat, die beispielsweise gleich einer Sekunde ist. Das Ausgangssignal des Integrierfilters 52 wird durch einen Operationsverstärker 54 mit dem Signal der wahren Eigengeschwindigkeit verglichen, um ein "Scherungs"-Signal zu erzeugen. Das "Scherungs"-Signal kann einer Anzeigeeinrichtung zugeführt werden, um dem Piloten die Große von Scherungen anzeigen, denen das Flugzeug begegnet, und kann weiterhin einem oder mehreren Komparatoren zugeführt werden, etwa über einen Turbulenzfilter 56 den Komparatoren 57 und 58, um mit Warn- und Alarmschwellen-Referenzsignalen von einem Paar Referenzschaltungen 59 und 60 verglichen zu werden, welche Signale liefern, die gefährliche Scherungsbedingungen von verschiedener Heftigkeit darstellen. Im Fall, daß das Scherungssignal aus dem Filter 54 eines der Referenzsignale aus den Alarmschwellen-Referenzschaltungen 59 oder 60 übersteigt, erzeugt der entsprechende Komparator ein Signal, um eine Windscherungs-Warnung auszulösen, oder im Fall einer noch gefährlicheren Scherungsbedingung einen Windscherungs-Alarm.
Der Punkt, an dem die Warnung oder der Alarm ausgelöst wird, kann als Funktion der Höhe des Flugzeugs über Grund geändert werden, um eine frühere Warnung bei geringeren Radarhöhen vorzusehen. Dies läßt sich mittels eines Verstärkers 62 mit variabler Verstärkung erreichen, dessen Verstärkung bei geringen Radarhöhen unter der Steuerung eines Radarhöhenmessers 64 erhöht wird, um eine frühere Warnung bei geringen Radarhöhen zu erzeugen.
Wie oben erörtert wurde, ist das Normal-Beschleunigungsmesser-Signal nicht nur eine Funktion der Vertikalbeschleunigung, sondern auch des Steigungswinkels. Wie zuvor festgestellt wurde, wird jedoch das Normal-Beschleunigungsmesser- Signal auch durch den Rollwinkel Φ des Flugzeugs beeinflußt. Eine Näherungskompensation der Wirkungen des Rollwinkels Φ läßt sich dadurch gewinnen, daß der Flugbahnwinkel γ mit dem Cosinus des Rollwinkels Φ multipliziert wird. Damit wird die Scherungsgleichung:
(11) Scherung = AL - AN (α - γcosΦ)+ v/T/1+ts -v/T
Die Rollwinkelkompensation wird in Fig. 2 durch einen Schaltungsteil erzeugt, der eine Rollwinkel-Signalquelle 70, die einen Vertikalkreisel enthalten kann, einen Multiplizierer 72 und einen Cosinusfunktionsgenerator 74, der zwischen den Rollwinkel-Signalgenerator 70 und den Multiplizierer 72 gesetzt ist, enthält. Außerdem kann der Rollwinkel dazu verwendet werden, den Punkt zu ändern, an dem ein Alarm oder eine Warnung gegeben wird, um Fehlalarme bei relativ großen Rollwinkeln zu verringern. Falls sich ein Flugzeug in einer Kurve befindet, beispielsweise einer 180-Grad-Kurve von einem Anfangskurs in den Wind zu einem Rückenwind-Kurs, könnte die Änderung der scheinbaren Windrichtung als Windscherung interpretiert werden, und es könnte ein Fehlalarm erzeugt werden. Wenn ein Flugzeug so ein Manöver ausführt, nimmt das Flugzeug jedoch im allgemeinen eine Roll-Fluglage an. Durch Messen des Rollwinkels und Unempfindlichmachen des Windscherungs-Alarmsystems immer dann, wenn sich das Flugzeug in einer Roll-Fluglage befindet, können solche Fehler minimiert werden. Die Funktion des Unempfindlichmachens wird durch einen Funktionsgenerator und einen Multiplizierer 78 verwirklicht, der auf das "Scherungs"-Signal einwirkt, um die Amplitude des "Scherungs"-Signals bei großen Rollwinkeln zu verkleinern.
In der dargestellten Ausführungsform erzeugt der Funktionsgenerator ein Signal, dessen Amplitude eine Funktion des Rollwinkels Φ ist. Für Rollwinkel zwischen plus und minus 15 Grad beträgt die Amplitude des Signals aus dem Funktionsgenerator 76 l Einheit. Somit wird, wenn das "Scherungs"-Signal mit dem Ausgangssignal des Funktionsgenerators 76 multipliziert wird, der Wert des Scherungs-Signals nicht geändert. Wenn jedoch der Rollwinkel Φ in einer der beiden Richtungen über plus oder minus 15 Grad hinaus zunimmt, nimmt die Amplitude des Signals aus dem Funktionsgenerator 76 ab, bis die Amplitude des Ausgangssignals bei einem Rollwinkel Φ von plus oder minus 60 Grad auf 0,5 Einheiten verringert ist. Somit wird das "Scherungs"-Signal mittels des Multiplizierers 78 mit einem Faktor 0,5 multipliziert, und die Empfindlichkeit des Systems wird verringert.
Wie zuvor festgestellt, kann der Rollwinkel Φ von einem Vertikalkreisel erhalten werden. Er kann außerdem aus der Änderungsrate des Flugzeugkurses abgeleitet werden. Befindet sich beispielsweise das Flugzeug auf einem Kurs von ψ Grad, wird die Änderungsrate des Kurses . Da man wünscht, das System unabhängig von einem Vertikalkreisel-Signal zu machen, wird das zweite Verfahren bevorzugt.
In einer konstant koordinierten Kurve ist die Änderungsrate des Kurses wie folgt auf den Rollwinkel Φ bezogen:
(12) =(g/v) tan Φ
(13) cos Φ = (1/ 1 + tan² Φ)
Mit Substitution:
(14) cos Φ = 1/ 1 + (v /g)²
Somit kann man das Signal cos Φ erhalten werden, ohne einen Kreisel zu verwenden. Weiterhin könnte man die Änderungsrate des Kurses zusammen mit einem geeigneten Funktionsgenerator verwenden, um das System direkt unempfindlich zu machen, ohne den Rollwinkel Φ zu berechnen.
In dem oben beschriebenen Windscherungs-System wurden einige vereinfachende Annahmen getroffen, die unter extremen Flugbedingungen, insbesondere bei Richtungsänderungen in großer Schräglage und dynamischen Manövern, zu einigen Ungenauigkeiten führen können. Um auch solche Flugbedingungen zu kompensieren, können an dem oben beschriebenen System einige Modifikationen vorgenommen werden.
Der Hauptunterschied zwischen dem oben beschriebenen System und einem modifizierten System, das extreme Manöver zuläßt, liegt in dem Umstand, daß in dem modifizierten System die Beschleunigungen der Scherungsgleichung entlang dem Geschwindigkeitsvektor des Flugzeugs und nicht entlang der Horizontalachse der Erde berechnet werden.
Das modifizierte System kann entweder mit der oder ohne die Kleinwinkel- Näherung ausgeführt werden, die oben im Zusammenhang mit dem System von Fig. 2 erörtert wurde. Wird keine Kleinwinkel-Näherung vorgenommen, so führen große Winkel (Anstellwinkel, Steigungs-, Roll- und/oder Flugbahnwinkel) nicht zu einer herabgesetzten Genauigkeit.
Die zur Definition der Windscherungs-Parameter und der Windscherungs-Gleichung benutzten Koordinatensysteme sind in Fig. 3 gezeigt, und die unten dargestellten mathematischen Ableitungen basieren auf der Annahme, daß das Flugzeug koordiniert fliegt, d. h. mit einem Abrutschwinkel (Beta) von ungefähr Null.
Wie in Fig. 3 gezeigt, sind die folgenden Koordinatensysteme definiert worden:
Erdkoordinaten:
X-Achse = horizontal
Z-Achse = vertikal
Koordinatensystem relativ zum Flugzeugrumpf:
XB = Longitudinalachse oder Rollachse des Flugzeugs
ZB = Normalachse oder Gierachse des Flugzeugs
Relativwindkoordinaten (Stabilitätsachsen für den Abrutschwinkel Null):
XS = Geschwindigkeitsvektor
ZS = zur Geschwindigkeit senkrechter Vektor.
Der Grund zur Verwendung dreier Koordinatensysteme ist der, daß die Eingangsvariablen, die zum Berechnen der Windscherungs-Gleichung benötigt werden, in drei Koordinatensystemen wie folgt bezogen sind:
Die Vertikalgeschwindigkeit ( ) und die Schwerebeschleunigung (g) sind auf die Erd-Vertikalachse (Z) bezogen;
Der Normal-Beschleunigungsmesser ist auf die flugzeug-Normalachse (ZB-Achse) ausgerichtet, während der Longitudinal-Beschleunigungsmesser auf die Flugzeug-Rollachse (XB-Achse) ausgerichtet ist;
Der Anstellwinkel ist definiert als der Winkel zwischen der Flugzeug- Rollachse (XB-Achse) und dem Geschwindigkeitsvektor (XS-Achse). Sowohl die Eigengeschwindigkeit als auch die Eigengeschwindigkeitsrate werden entlang dem Geschwindigkeitsvektor (XS-Achse) gemessen.
Aufgrund der Annahme eines Abrutschwinkels Null (Beta=0) wird die Y-Achse gegenwärtig nicht betrachtet.
Um die Scherungsgleichungen unter Verwendung der obigen drei Koordinatensysteme zu ermitteln, werden zuerst die Rumpfachsenbeschleunigungen AXB und AZB auf die XS-Achse projiziert und somit die Beschleunigung AXS entlang dem Geschwindigkeitsvektor berechnet. Da der Geschwindigkeitsvektor in einer Ebene liegt, die durch die Körperachse gebildet wird und die von der XB-Achse um einen Winkel versetzt ist, der gleich dem Anstellwinkel (Rumpfanstellwinkel α) ist, kann AXS so, wie in der weiter unten stehenden Gleichung (17) gezeigt, wie folgt aus den Rumpfachsen-Beschleunigungen und dem Anstellwinkel (α) berechnet werden:
(15) AXS = AXB cos α - AZB sinα
Die Rumpfachsen-Beschleunigungen werden von den Normal- und Longitudinal- Beschleunigungsmessern gemessen. Die Beschleunigungsmesser-Signale enthalten jedoch Schwerkraftwirkungen, die abgezogen werden müssen, damit sich die gewünschten Rumpfachsenbeschleunigungen ergeben. Die Schwerkraftwirkungen auf die Beschleunigungsmesser sind eine Funktion der Steigung (Θ), des Rollens (Φ) und der Schwerebeschleunigungskonstante "g", 9,81 m/s² (32,2 Fuß/s²), und sind in den untenstehenden Gleichungen (16) und (17) berechnet, welche die Ablesungen AL und AN der am Rumpfangebrachten Beschleunigungsmesser in Ausdrücken der Beschleunigung entlang dem Geschwindigkeitsvektor und dem Normal- Geschwindigkeits-Vektor und der Steigungs- und Rollwinkel zeigen:
(16) AL = AXB + g sin Θ
(17) AN = AZB + g cos Θ cos Φ.
Umgestellt:
(18) AXB = AL - g sin Θ
(19) AZB = AN - g cos Θ cos Φ.
Eine Substitution der Gleichungen (18) und (19) in die Gleichung (15) ergibt die Beschleunigung entlang dem Geschwindigkeitsvektor AXS als Funktion der Beschleunigungsmesser-Signale AL und AN, des Anstellwinkels (α) und der Fluglagewinkel (Θ und Φ), wie in Gleichung (20) gezeigt.
(20) AXS = AL cosα-AN sinα-g sin Θ· cosα+ g cos Θ cos Φ sin α.
Es ist wünschenswert, die Beschleunigung entlang dem Geschwindigkeitsvektor auszudrücken, ohne auf Steigungs- und Rollsignale zu bauen, um nicht durch Fluglagefehler beeinflußt zu werden, die Vertikalkreiseln anhaften. Die nachstehende Gleichung (21) drückt die funktionsmäßige Beziehung zwischen Steigungs- und Rollwinkeln und anderen Flugparametern für den Fall keiner Auf/Abwind-Bedingungen aus.
(21) /v = [cosu cosβ sin Θ - sin β sin Φ cos Θ-sinα cosβ cos Θ cos Φ]
Die in Gleichung (21) gezeigte Beziehung ist die allgemeine Form der Beziehung, die einen Abrutschwinkel β annimmt. Diese Beziehung kann vereinfacht werden, wenn ein Abrutschwinkel Null angenommen wird (β = 0). Die so vereinfachte Beziehung ist in nachstehender Gleichung (22) gezeigt:
(22) /v = cos α sin Θ - sinα cos Θ cos Φ
Eine Umstellung von Gleichung (24) liefert Gleichung (23):
(23) cosα sin Θ = /v + sinα cos Θ cos Φ
Eine Substitution von Gleichung (23) in Gleichung (20) liefert Gleichung (24):
(24) AXS = AL cosα - AN sinα - g( /v)
Die Gleichung (24) drückt die Beschleunigung entlang dem Geschwindigkeitsvektor als Funktion der Normal- und der Longitudinal-Beschleunigung, α, der Vertikalgeschwindigkeit und der Eigengeschwindigkeit aus. Wie beabsichtigt, sind die Fluglagevariablen Steigung und Rollen, die einen Vertikalkreisel erfordern, eliminiert worden.
Die Windscherung ist definiert als Differenz zwischen der aus dem Beschleunigungsmesser abgeleiteten Beschleunigung entlang dem Geschwindigkeitsvektor und der Änderungsrate der Eigengeschwindigkeit. Vorzugsweise wird Gleichung (24) dazu benutzt, die vom Beschleunigungsmesser abgeleitete Beschleunigung entlang dem Geschwindigkeitsvektor, AXS, zu definieren, um das Erfordernis eines Vertikalkreisels zu vermeiden; es können aber auch andere Beziehungen verwendet werden, um AXS zu definieren, beispielsweise die in Gleichung (20) ausgedrückte Beziehung. Die Änderungsrate der Eigengeschwindigkeit läßt sich dadurch gewinnen, daß ein Eigengeschwindigkeitssignal, etwa die wahre Eigengeschwindigkeit, die vom Flugdatensystem des Flugzeugs erhältlich ist, differenziert wird. Diese Definition wird durch die nachstehende "Scherungs"- Gleichung (25) ausgedrückt:
(25) Scherung = AXS - = AL cosα - AN sinα - g( /v) - .
Gleichung (25) besteht aus einer Mischung von trägheitsabgeleiteten und luftmasseabgeleiteten Variablen. Trägheitsvariablen sind sowohl die Normal- und Longitudinal-Beschleunigungssignale als auch das Vertikalgeschwindigkeitssignal. Luftmasseabgeleitete Variablen sind sowohl die Eigengeschwindigkeitsrate und die Eigengeschwindigkeit als auch der Anstellwinkel. Der Ausdruck ( /v) in Gleichung (25) kann als ein Pseudoträgheits-Flugbahnwinkel angesehen werden, da die Vertikalgeschwindigkeit ( ) im wesentlichen ein Trägheitssignal ist, das die tatsächliche Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs darstellt (obwohl es von einem barometrischen Höhenmesser oder einem Flugdatenrechner anstelle eines Trägheitsnavigationssystems abgeleitet werden kann), während die Eigengeschwindigkeit (v) aus der Luftmasse abgeleitet ist.
Aufgrund dieser Mischung von trägheitsabgeleiteten und luftmasseabgeleiteten Variablen spricht die Scherungsgleichung sowohl auf Änderungen der Windgeschwindigkeit als auch auf Auf- oder Abwinde an. Bei Nichtscherungs-Bedingungen ist der Beschleunigungs-Ausdruck AXS von Gleichung (24) gleich der Eigengeschwindigkeitsrate, und der Scherungs-Ausdruck in Gleichung (25) ist Null. Bei einer Scherung von zunehmender Wirksamkeit, die durch zunehmenden Gegenwind verursacht wird, sind AXS und die Eigengeschwindigkeitsrate nicht gleich, und der Wert der Scherungsgleichung (25) ist negativ. Ähnlich paßt bei einer Scherung von zunehmender Wirksamkeit aufgrund eines Aufwinds die durch den Aufwind verursachte Zunahme des Anstellwinkels nicht zu einer entsprechenden Abnahme der Vertikalgeschwindigkeit, da der Anstellwinkel auf die Luftmasse anspricht, während die Vertikalgeschwindigkeit ein Trägheitssignal ist. Diese Fehlanpassung führt zu einem negativen AXS-Ausdruck, was sich außerdem in einer negativen Ausgangsgröße der Scherungsgleichung widerspiegelt. Abnehmende Scherungswirkungen aufgrund von entweder abnehmenden Gegenwinden oder zunehmenden Rückenwinden und/oder Abwinden führen zu einem positiven Wert für die Scherungsgleichung (25).
Auf Gleichung (25) kann eine Kleinwinkel-Näherung angewandt werden, die zu einer vereinfachten Scherungsgleichung (26) führt.
(26) Scherung = AL - AN α - g( /v) -
In der obigen Beschreibung der Ableitung der Scherungsgleichung entlang dem Geschwindigkeitsvektor wurden Beschleunigungen und Eigengeschwindigkeitsraten verwendet, da das Konzept unter Verwendung von Beschleunigungen und Eigengeschwindigkeitsraten klar dargestellt werden kann. Jedoch kann auch ein System verwirklicht werden, das die Windscherung entlang dem Geschwindigkeitsvektor unter Verwendung der Eigengeschwindigkeit und nicht der Eigengeschwindigkeitsrate berechnet. Eine solche Ausführung ist in Fig. 4 dargestellt.
In dem in Fig. 4 dargestellten System werden ein Longitudinal-Beschleunigungsmesser 32', ein Normal-Beschleunigungsmesser 34', ein Anstellwinkel-Flügel 36', eine Vertikalgeschwindigkeits-Signalquelle 38' und eine Signalquelle 40' für die wahre Eigengeschwindigkeit verwendet. Die Quellen 32', 34', 36', 38' und 40' sind analog zu den jeweiligen Quellen 32, 34, 36, 38 und 40, die in Fig. 2 dargestellt sind und die zuvor erörtert wurden. In dem in Fig. 4 dargestellten System wird das Longitudinal-Beschleunigungsmesser-Signal mit dem Cosinus des Anstellwinkelsignals multipliziert, und zwar mittels eines Multiplizierers 100, der das Longitudinal-Beschleunigungssignal vom Longitudinal-Beschleunigungsmesser 32' und den Cosinus des Anstellwinkels empfängt, der von einem Cosinusfunktionsgenerator 102 empfangen wird, der das Signal vom Anstellwinkel-Flügel 36' empfängt. Das Anstellwinkelsignal vom Anstellwinkel-Flügel 36' wird außerdem einem Sinusfunktionsgenerator 104 zugeführt, um ein Signal zu erzeugen, das den Sinus des Anstellwinkels darstellt. Der Sinus des Anstellwinkels wird mittels eines Multiplizierers 106 mit dem Normal-Beschleunigungsmesser-Signal multipliziert. Im Falle, daß eine Kleinwinkel-Näherung gewünscht wird, können der Cosinusfunktionsgenerator 102 und der Sinusfunktionsgenerator 104 entfernt werden, und das Signal vom Anstellwinkel-Flügel 36' kann den Multiplizierern 100 und 106 direkt zugeführt werden.
Das Vertikalgeschwindigkeitssignal aus der Vertikalgeschwindigkeits- Signalquelle 38' und die wahre Eigengeschwindigkeit aus der Signalquelle 40' für die wahre Eigengeschwindigkeit werden einem Dividierer 108 zugeführt. Der Dividierer 108 dividiert die Vertikalgeschwindigkeit durch die wahre Eigengeschwindigkeit, um an seinem Ausgang den Flugbahnwinkel γ zu erzeugen.
Das Signal aus dem Multiplizierer 106 wird mittels eines Operationsverstärkers 110 von dem Signal aus dem Multiplizierer 100 subtrahiert, um ein Differenzsignal zu erzeugen, das die Differenz zwischen den Normal- und Longitudinal- Beschleunigungen entlang den ZS- und XS-(Stabilitäts)Achsen darstellt. Das Differenzsignal wird dann mittels eines Operationsverstärkers 112 vom Flugbahnwinkelsignal subtrahiert. Ein Normierungsfunktionsgenerator 114 multipliziert das Ausgangssignal des Dividierers 108 mit g oder 9,81 m/s² (32,2 Fuß pro s², um die Berechnung in Ausdrücken von Fuß pro Sekunde zu normieren); allerdings können die Berechnungen auch in Ausdrücken von g vorgenommen werden. Das Signal aus dem Operationsverstärker 112 wird dann mittels eines Operationsverstärkers 116 zu dem Signal der wahren Eigengeschwindigkeit aus der Signalquelle 40' der wahren Eigengeschwindigkeit hinzuaddiert. Das Ausgangssignal des Operationsverstärkers 116 wird mittels eines Filters 52' integriert, das dem Filter 52 von Fig 2 analog ist. Ein dem Operationsverstärker 54 ähnlicher Operationsverstärker 54' subtrahiert das von der Signalquelle 40' für die wahre Eigengeschwindigkeit gelieferte Signal der wahren Eigengeschwindigkeit vom Ausgangssignal des Filters 52'. Das Ausgangssignal des Operationsverstärkers 54' ergibt ein "Scherungssignal", das mit einem dem Filter 56 ähnlichen Filter 56' gefiltert wird. Somit führt das in Fig. 4 dargestellte System zu einer Scherungsgleichung (27), worin:
(28) Scherung = ALcosα - AN sinα - ( /v)g+v/T/1 + Ts - v/T
worin alle Beschleunigungen auf Fuß pro Sekunde normiert sind; die Gleichung kann aber auch auf andere Einheiten, wie beispielsweise g-Einheiten oder metrische Einheiten normiert sein.
Die obige Gleichung setzt voraus, daß es eine seitliche Lateral-Beschleunigung Null und einen Rutschwinkel Null gibt. Wünscht man, Lateral-Beschleunigungen und Rutschwinkel zu kompensieren, so kann ein Lateral-Beschleunigungsmesser 120 verwendet werden, der seitlich im Flugzeug senkrecht zu den Longitudinal- und Normal-Beschleunigungsmessern angebracht ist. Zusätzlich kann ein Rutschwinkeldetektor 122 verwendet werden, der ein Rechner sein kann, der den Kurs des Flugzeugs mit seinem Kurs über Grund vergleicht, um einen Rutschwinkel zu erzeugen. Indem der Sinus des Rutschwinkels vom Rutschwinkeldetektor 122 genommen wird, ein Sinusfunktionsgenerator 124 verwendet wird und der Sinus des Rutschwinkels mittels einer Multiplizierschaltung 126 mit der Lateral- Beschleunigung multipliziert wird, kann der Fehler aufgrund von Rutschwinkeln ermittelt werden. Das Ausgangssignal des Multiplizierers 126 wird dann zu dem Operationsverstärker 116 addiert, um eine Windscherungs-Berechnung zu erzeugen, die in bezug auf Rutschwinkel kompensiert worden ist. Die in rutschwinkelkompensierte Windscherungs-Gleichung ist wie folgt:
(28) Scherung = (AL cosα - AN sinα - ( /v)g + v+ALAT sin β) (1/(Ts + 1) - v
wobei die Gleichung wie im Falle von Gleichung (27) in Ausdrücken von Fuß pro Sekunde normiert worden ist. Obwohl in Fig. 4 nicht dargestellt, können die Gleichungen (27) und (28) auf die gleiche Art und Weise wie das in Fig. 2 erzeugte Scherungssignal in bezug auf Rollhöhe und Radarhöhe kompensiert werden.

Claims

1. Vorrichtung zum Nachweisen von Windscherungen für ein Flugzeug, die folgendes aufweist:

eine Einrichtung zum Empfangen eines Longitudinal-Beschleunigungsmesser-Signals AL;

eine Einrichtung zum Empfangen eines Normal-Beschleunigungsmesser-Signals AN;

eine Einrichtung zum Empfangen eines Signals V, das die Eigengeschwindigkeit des Flugzeugs darstellt;

eine Einrichtung zum Empfangen eines Signals γ, das den Flugbahnwinkel des Flugzeugs darstellt;

eine Einrichtung zum Empfangen eines Signals α, das den Anstellwinkel des Flugzeugs darstellt;

eine Einrichtung, um aus AL, AN, V, α und γ ein Signal A zu berechnen, das die Beschleunigung im wesentlichen in Reiserichtung darstellt;

dadurch gekennzeichnet, daß die Vorrichtung eine Einrichtung aufweist, um das die Eigengeschwindigkeit darstellende Signal V durch die Integrations-Zeitkonstante T eines Integrierfilters zu dividieren, das Ergebnis zum Signal A zu addieren, das die Beschleunigung im wesentlichen in Reiserichtung darstellt, und die Summe durch den Integrierfilter zu schicken, um ein daraus resultierendes, zusammengesetztes Signal zu erzeugen; und

eine Einrichtung, um das zusammengesetzte Signal mit dem Signal zu vergleichen, das V/T darstellt, wobei die Differenz zwischen den beiden Signalen die Windscherung darstellt.

2. Vorrichtung gemäß Anspruch 1, die weiterhin eine Einrichtung aufweist, die auf die Vergleichseinrichtung anspricht, um Alarm auszulösen, wenn die Differenz zwischen der Eigengeschwindigkeit V und dem zusammengesetzten Signal einen vorbestimmten Wert übersteigt.

3. Vorrichtung gemäß Anspruch 1 oder 2, wobei die Einrichtung zur Berechnung des Signals, das die Beschleunigung im wesentlichen in Reiserichtung darstellt, eine Einrichtung aufweist, um das Normal-Beschleunigungsmesser-Signal AN mit der Summe aus dem Signal des Flugbahnwinkels γ und dem Signal des Anstellwinkels α zu multiplizieren und das daraus resultierende Signal AN(α + γ) vom Longitudinal-Beschleunigungsmesser-Signal AL zu subtrahieren, so daß das die Windscherung darstellende Signal gemäß der folgenden Gleichung berechnet wird:

Scherung = AL - AN (α + γ) + V/T/1+ Ts - V/T

wobei 1/1 + Ts die Wirkung des Integrierfilters darstellt.

4. Vorrichtung gemäß Anspruch 3, die weiterhin eine Einrichtung zum Empfangen eines Signals Φ, das den Rollwinkel des Flugzeugs darstellt, und eine Einrichtung zum Modifizieren des zusammengesetzten Signals als Funktion des Rollwinkel-Signals Φ aufweist, so daß die Windscherungs-Gleichung folgende Form annimmt:

Scherung = AL- AN (α +γ cos Φ) + V/T/1+ Ts -V/T

wobei 1/1 + Ts die Wirkung des Integrierfilters darstellt.

5. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, die weiterhin eine Einrichtung zum Empfangen eines Signals aufweist, das die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs darstellt, weiterhin dadurch gekennzeichnet, daß das Signal γ, das den Flugbahnwinkel des Flugzeugs darstellt, gemäß dem Verhältnis /v erzeugt wird.

6. Vorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, wobei das Signal A, das die Beschleunigung im wesentlichen in Reiserichtung darstellt, der Beschleunigung entlang dem Geschwindigkeits-Vektor AXS des Flugzeugs entspricht.

7. Vorrichtung nach Anspruch , die weiterhin eine Vorrichtung zum Empfangen eines Signals aufweist, das die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs darstellt, wobei das Beschleunigungssignal AXS entlang dem Geschwindigkeitsvektor entsprechend der folgenden Gleichung abgeleitet wird:

AXS = AL cosα - AN sinα - g( /v),

wobei g die schwerkraftbedingte Beschleunigung ist.

8. Vorrichtung nach Anspruch 6, die weiterhin eine Einrichtung zum Empfangen eines Signals Φ, das den Rollwinkel des Flugzeugs darstellt, und eine Einrichtung zum Empfangen eines Signals Θ aufweist, das den Steigungswinkel des Flugzeugs darstellt, wobei das Beschleunigungssignal AXS entlang dem Geschwindigkeits-Vektor gemäß der folgenden Gleichung berechnet wird:

AXS = AL cos α - AN sin α - g sin Θ cos α + g cos Θ cos Φ sin α

wobei g die schwerkraftbedingte Beschleunigung ist.