Verfahren und Vorrichtung zur automatischen Steuerung eines mit einem Autopiloten ausgestatteten Flugzeuges Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur automa tischen Steuerung eines mit einem Autopiloten aus gestatteten Flugzeuges auf einer vorgegebenen Flug bahn, insbesondere auf einer Flugbahn, durch welche ein Flächengebiet von einer Mehrzahl zueinander par alleler, durch Kurse und Bahnquerdistanz bestimmter geradliniger Flugbahnstrecken überdeckt ist, sowie eine Vorrichtung zur Durchführung dieses Verfahrens.
Zur automatischen Steuerung eines Flugzeuges auf einer vorgegebenen Flugbahn werden dem Autopiloten Steuersignale zugeführt, welche im wesentlichen das Azimut und die Höhe der Flugbahn bestimmen. Die Azimutsignale werden üblicherweise von einem Kompass geliefert und die Höhensignale aus dem statischen Luft druck hergeleitet. Weitere Signale betreffen die Bahn querdistanz, d. h. den in der Horizontalebene jeweils vorhandenen Abstand der geflogenen Istbahn von der zu fliegenden Sollbahn. Ist die Querdistanz Null, so befindet sich das Flugzeug auf seiner richtigen Sollbahn.
Die Bahnquerdistanz hat eine besondere Bedeutung dann, wenn das Flugzeug längs einer mäanderförmigen Flugbahn geführt werden soll, wie dies z. B bei Ver messungsflügen der Fall ist. Bei solchen Flugbahnen unterscheidet sich der Kurs von einer geraden Teil flugbahn zur nächsten jeweils um 180 und die Bahn querdistanz nimmt von einer Teilflugbahn zur nächsten um einen bestimmten Betrag zu.
Trägheitserscheinungen und Ansprechgrenzen bei den einzelnen Sensoren für Kurs und Höhe und auch andere apparative Eigenheiten, wie z. B. bei den ge dämpften Mess- und Anzeigesystemen auftretende unter Umständen langzeitliche Schwingungen bewirken, dass das Flugzeug vom Autopiloten nicht genau auf der ge wünschten geradlinigen Flugbahn gehalten, sondern auf einer wellenförmigen, die Sollbahn umhüllenden Istbahn gesteuert wird. Die Amplituden dieser Bahnwellen , in der Horizontalebene die Bahnquerdistanz-Fehler und in der Vertikalebene die Höhenfehler, nehmen im all gemeinen mit zunehmender Fluggeschwindigkeit zu.
Es besteht jedoch das Bestreben, ein Flugzeug mittels seines Autopiloten möglichst genau längs der Sollbahn zu steuern und die Abweichungen von dieser möglichst gering zu halten. Die jeweils gerade noch tragbaren maximalen Abweichungen der Istbahn von der Soll bahn sind natürlich je nach Bestimmung des auszufüh renden Fluges verschieden. Die geringsten Toleranzen werden bei Vermessungsflügen gefordert, wenn der Flug so durchgeführt werden soll, dass bei der Auswertung der Aufnahmen die sonst nötigen und zeitraubenden Be stimmungen bzw. Berechnungen von Korrekturen im Idealfalle gänzlich in Wegfall kommen.
Zweck der Erfindung ist ein Verfahren zur auto matischen Steuerung eines mit einem Autopiloten ausge statteten Flugzeuges auf einer vorgegebenen Flugbahn, durch welches die tatsächlich geflogene Istbahn derart an die gewünschte Sollbahn angeglichen wird, dass die noch vorhandenen Abweichungen wesentlich geringer sind als bei den bisher üblichen Verfahren und inner halb des für Vermessungsflüge unter den genannten Anforderungen anzunehmenden Toleranzbereiches liegen.
Das erfindungsgemässe Verfahren ist dadurch ge kennzeichnet, dass für die azimutale Steuerung des Flug zeuges ein erstes elektrisches Signal, welches den durch die Differenz von Istkurs und Sollkurs gegebenen Kurs fehler darstellt, und ein zweites elektrisches Signal, wel ches den durch die Differenz von Istbahnquerdistanz und Sollbahnquerdistanz bestimmten Bahnquerdistanz- fehler darstellt, erzeugt wird, das erste und zweite elek trische Signal summiert und das resultierende Signal dem Eingang für den Azimutfehler des Autopiloten zu geführt wird;
dass für die Höhensteuerung des Flugzeu ges ein drittes, den vertikalen Bahnwinkelfehler dar stellendes und ein viertes, den Betrag der Differenz aus dem Ist- und Sollwert des statischen Luftdruckes wieder gegebenes elektrisches Signal erzeugt wird, dass das dritte und vierte elektrische Signal summiert und das resultierende Signal dem Eingang für den Höhenfehler des Autopiloten zugeführt wird, welcher nach Massgabe der Azimut- und Höhen-Fehlersignale das Flugzeug so steuert, dass diese Fehlersignale verschwinden.
Ein weiterer Zweck der vorliegenden Erfindung ist eine Vorrichtung zur Durchführung des genannten Ver fahrens, welche vorzugsweise aus einer Kombination an sich bekannter Instrumente und Navigationsgeräte be steht, so dass auch die Ausstattung nur einzelner Flug zeuge mit dieser Vorrichtung wirtschaftlich ist.
Erfindungsgemäss ist diese Vorrichtung gekennzeich net durch Einrichtungen zur Bestimmung des Kurs fehlers und des Bahnquerdistanzfehlers und Darstellung derselben in Form eines ersten und eines zweiten elek trischen Signals, durch ein elektrisches Additions-Sub- straktionssystem enthaltenden Azimut-Rechner zum Mi schen des ersten und zweiten Signals, dessen das Misch signal als Steuersignal führender Ausgang am Azimut- eingang des Autopiloten angeschlossen ist;
durch Ein richtungen zur Bestimmung des vertikalen Bahnwinkel fehlers und Darstellung desselben in Form eines dritten elektrischen Signals, durch ein barometrisches Mess- system, welches ein den statischen Luftdruckfehler dar stellendes viertes elektrisches Signal liefert, und durch einen ein elektrisches Additions-Subtraktions-System enthaltenden Höhenrechner zum Mischen des dritten und vierten Signals, dessen das Mischsignal als Höhen steuersignal führender Ausgang am Höheneingang des Autopiloten angeschlossen ist.
Das Verfahren nach der Erfindung wird nachfolgend an Hand einer beispielsweisen, in der Zeichnung als Blockschaltbild dargestellten Vorrichtung eingehend be schrieben.
Ein Autopilot 1 herkömmlicher Bauart weist im wesentlichen zwei Eingänge auf: einen Eingang Az für die azimutalen Steuersignale :und einen Eingang H für die Höhen-Steuersignale. Vom Autopiloten werden die Steuerruder des Flugzeuges so bedient, dass beim Auf treten irgendeines Steuersignals ausreichender Höhe das Flugzeug auf eine Bahn gesteuert wird, auf welcher die ses Steuersignal abnimmt und schliesslich Null wird.
Wie vorstehend dargelegt worden ist, wird als azi- mutales Steuersignal hier ein elektrisches Signal ver wendet, welches durch Mischung der den Bahnquer distanzfehler und den Kursfehler darstellenden Signale erhalten wird. Dies ist näher zu erläutern.
Beispielsweise ein Doppler-Radar 2 liefert Informa tionen über die Flugzeuggeschwindigkeit VD über Grund. Diese Geschwindigkeitssignale können in zwei Komponenten aufgeteilt werden, von welchen die eine die Geschwindigkeit des Flugzeuges in Kursrichtung und die andere dessen Geschwindigkeit quer zur Kursrich tung darstellt.
Durch Integration dieser Signalkomponen ten werden Informationen über die Bahnlängsdistanz DA und die Bahnquerdistanz DC erhalten. Wird ins besondere nur nach Kurs ohne Sollbahnquerdistanz ge flogen, d. h. ist das Referenzsignal Null, so ist die Ist bahnquerdistanz ein Mass für die Bahnabweichung des Flugzeuges. Ist die Istbahnquerdistanz Null, so befindet sich das Flugzeug auf seiner Sollbahn.
Bei jeder Ab weichung von der Sollbahn .in die eine oder andere Richtung treten positive oder negative Werte für die Istbahnquerdistanz auf diese Werte ändern sich laufend, solange das Flugzeug nicht genau parallel zur Sollbahn fliegt. Ein Mass für die Änderung der Istbahnquerdistanz ist die Grösse des Kursfehlers.
Den Steuerkurs, d. h. den Winkel zwischen einer Referenzrichtung - im allgemeinen der Nordrichtung und der Flugzeuglängsachse liefert beispielsweise ein Kompass. Der Triftwinkel wird vom Doppler-Radar er halten. Steuerkurs und Triftwinkel ergeben zusammen den Istkurs des Flugzeuges, d. h. den Winkel zwischen der Referenzrichtung und der Tangente an die Flugbahn in der Horizontalebene. Der Sollkurs ist eine vorbe stimmte Grösse. Der Unterschied zwischen jeweiligem. Istkurs und Sollkurs ist der Kursfehler.
Je grösser der Kursfehler ist, um so mehr ändert sich die Istbahnquer- distanz. Beim vorliegenden Verfahren wird der Kurs fehler direkt für die azimutale Steuerung des Flugzeuges benutzt.
Wie in der Zeichnung dargestellt, erhält die Doppler- Radar-Einrichtung 2 des Flugzeuges Signale über den Flugzeugsteuerkurs AH und den Flugzeug-Kippwinkel AP und liefert dem Navigationsrechner 3 Daten über den Istkurs TA und die Geschwindigkeit VD des Flug zeuges über Grund. Der Navigationsrechner 3 ist von bekannter Bauart.
Er enthält Einrichtungen zum Ein stellen des gewünschten Sollkurses ST und der gewünsch ten Sollbahnquerdistanz DC. An dem einen Ausgang des Navigationsrechners 3 erscheinen Signale DCE, wel che den Bahnquerdistanzfehler darstellen, und an einem zweiten Ausgang Signale, die den Kursfehler TAE wie dergeben. Beide Signale sind im allgemeinen Gleich spannungen, wobei der Spannungswert jeweils den absoluten Betrag des Bahnquerdisttanzfehlers bzw. des Kursfehlers und ihre Polarität die Abweichungsrichtung bezüglich der Sollbahn des Flugzeuges angibt.
Diese beiden Signale werden einem Azimutrechner 4 einge speist. Der Azimutrechner 4 enthält ein Additions system, welches aus dem Bahnquerdistanzfehler und dem Kursfehler ein diesem entsprechendes Mischsignal erzeugt, welches dem Autopiloten zugeführt wird.
Die automatische Höhensteuerung des Flugzeuges erfolgt auf analoge Weise. Ein barometrisches System 5 herkömmlicher Bauart liefert ein Signal SPE, welches den jeweiligen statischen Luftdruckfehler, d. h. die Dif ferenz des barometrischen Ist- und Solldruckes des Flug zeuges darstellt. Informationen über den vertikalen Flug bahnwinkel y I, dem Istbahnwinkel, werden beispiels weise von einem Doppler-Radar 2 mit beweglicher An tenne .und einem vertikalen Kreisel erhalten. Beide Si gnale sind widerum Gleichspannungen, die einem Höhenrechner 6 zugeführt werden.
Der Höhenrechner 6 enthält einen Signalgeber 7 mit Einstellvorrichtung, wel cher eine dem gewünschten vertikalen Sollbahnwinkel ^.I S entsprechende Gleichspannung liefert. Ein Ver gleich des Sollbahnwinkels y S mit dem Istbahnwinkel y I ergibt den Bahnwinkelfehler 9 y E, welcher, analog dem Kursfehler, ein Mass für die jeweilige Höhenände rung ist. Im Höhenrechner 6 wird das Signal für den Bahnwinkelfehler y E zum Signal SPE für den sta tischen Luftdruckfehler des Flugzeuges addiert. Das re sultierende Höhen-Fehler-Signal H wird wiederum dem Autopiloten zugeführt.
Soll das Flugzeug vom Auto piloten nur auf konstanter barometrischer Höhe gehal ten werden, so erübrigt sich die Einführung eines Soll bahnwinkels y S und der vom Radar gelieferte ver tikale Bahnwinkel y I wird direkt dem statischen Luft druckfehler des Flugzeuges zugezählt.
Im allgemeinen wird der Autopilot Einrichtungen zum Erzeugen und Einstellen der Referenzsignale für die azimutale und vertikale Steuerung enthalten. Nicht nur die Steuergrösse selbst, also der Bahnquerdistanz- fehler und der statische Luftdruckfehler ist das für die Steuerung ausschlaggebende Signal, sondern auch deren Änderung, welche durch den Kursfehler und den ver tikalen Bahnwinkelfehler gegeben ist.
Kursfehler und vertikaler Bahnwinkelfehler können mit den modernsten Navigationseinrichtungen sehr ge nau bestimmt werden. Bei einem nach dem vorstehend beschriebenen Verfahren mittels eines Autopiloten ge steuerten Flugzeuges werden die maximalen Abweichun gen von der Sollbahn wesentlich kleiner sein als diesel ben Grössen bei einem nach dem bisher üblichen Ver fahren gesteuerten Flugzeug. Die mit dem Verfahren nach der Erfindung erzielbare genaue Einhaltung der Soll-Flugbahn ist insbesondere bei Vermessungsflügen von erheblichem Vorteil.
Bei der Auswertung photo- grammetrischer Reihenluftbilder dient bekanntlich als Basislinie die in konstanter Höhe geradlinig verlaufende Sollflugbahn des die Aufnahmen tätigenden Flugzeuges. Im Augenblick der Belichtung weicht die tatsächliche Flugbahn von dieser Sollflugbahn mehr oder weniger ab, so dass bei der Auswertung die Luftbilder links und rechts, oberhalb und unterhalb der Basislinie ange ordnet werden müssen, je nachdem in welcher Position in bezug auf die Sollflugbahn sich die Kamera im Augen blick der Belichtung befunden hat.
Je genauer im Aus wertungsgerät die geflogene Bahn, die Kameralage und die Abstände zwischen den einzelnen Aufnahmen repro duziert werden können, um so genauere Vermessungser gebnisse werden erzielt. Zur Reproduktion der tatsäch lich geflogenen Bahn werden im Augenblick jeder Be lichtung die die Flugbahn bestimmenden navigatorischen Daten gemessen und fixiert und aus diesen Daten wird nachträglich die genaue Lage der Aufnahme hinsichtlich der Basislinie errechnet. Das Verfahren liefert sehr ge naue Ergebnisse, bedarf jedoch einer erheblichen Re chenarbeit.
Diese Rechenarbeit wird wesentlich vermin dert bzw. kommt gänzlich in Wegfall, wenn das Flug zeug nach dem vorstehend beschriebenen Verfahren während des Vermessungsfluges vom Autopiloten ge steuert wird. Durch eine gleichzeitig erfolgende Regi strierung der navigatorischen Daten wird zunächst ein Genauigkeitskriterium erhalten, aus welchem sozusagen auf den ersten Blick bestimmt werden kann, ob für die jeweilige Aufnahme eine Korrekturrechnung erforderlich ist oder nicht.
Wegen der sehr genauen Führung des Flugzeuges auf seiner Sollbahn werden jedoch auch im Falle einer erforderlichen Korrekturrechnung kleine Werte der navigatorischen Daten vorliegen und damit wird auch die Rechnung wesentlich erleichtert sein.
Die zur Berechnung notwendigen navigatorischen Daten um fassen einerseits die bei dem beschriebenen Steuerver fahren verwendeten Grössen: den Kursfehler TAE und den Bahnquerdistanzfehler DCE, deren Signalspannun gen ausser dem Azimutrechner nun auch geeigneten Messinstrumenten zugeführt und dort zur Anzeige ge bracht bzw.
registriert werden, dann den vertikalen Bahnwinkel y, welcher vom Doppler-Radar und dem vertikalen Kreisel geliefert wird, und den vom barome trischen System gelieferten statischen Luftdruckfehler SPE, deren Signalspannungen sowohl dem Höhen rechner als auch geeigneten registrierenden Messinstru- menten zugeführt werden, und anderseits die im Steuer system nicht direkt verwendeten Grössen:
den Trift- winkel d, welcher vom Doppler-Radar geliefert wird, den vom barometrischen System gelieferten totalen und statischen Luftdruck, die Lufttemperatur und die be reits erwähnte, vom Doppler-Radar gelieferte Bahn längs- und Querdistanzen. Alle diese Grössen darstellen den Signale werden von den sie erzeugenden Einrichtun- gen geeigneten Messinstrumenten zugeführt und dort zur Anzeige gebracht bzw. registriert.
Die dem Azimut- und Höhenrechner zugeführten Signale werden in bekannten und bewährten Einrichtun gen erzeugt, im Doppler-Radar, vorzugsweise mit be weglicher Antenne, im Navigationsrechner und im baro metrischen System. Als einziges, gesondert anzufertigen des Bauteil weist die Steuervorrichtung nach der Er findung demnach lediglich den Azimut- und Höhen rechner auf. Dieser Rechner hat die Aufgabe, Gleich spannungssignale zu addieren bzw. zu subtrahieren. Seine Konstruktion erfolgt nach bekannten Prinzipien und seine Herstellung bietet keinerlei Schwierigkeiten.
Motorangetriebene Drehpotentiometer liefern durchaus befriedigende Ergebnisse.
Die durch das beschriebene Verfahren erzielbare Genauigkeit in der automatischen Steuerung eines Flug zeuges wird demnach gerätemässig durch den zusätzli chen Einbau eines einfachen und billigen Azimut- und Höhenrechners in eine Navigationsanlage erreicht, wel che in modernen Flugzeugen: bestimmter Kategorien. ohnehin vorhanden ist.
Method and device for the automatic control of an aircraft equipped with an autopilot The invention relates to a method for the automatic control of an aircraft equipped with an autopilot on a predetermined flight path, in particular on a flight path through which a surface area of a plurality of parallel, is covered by courses and transverse trajectory distance of certain straight trajectories, and a device for performing this method.
For the automatic control of an aircraft on a predetermined flight path, control signals are fed to the autopilot which essentially determine the azimuth and the altitude of the flight path. The azimuth signals are usually supplied by a compass and the altitude signals are derived from the static air pressure. Other signals relate to the transverse web distance, i.e. H. the distance between the flown actual path and the target path to be flown in the horizontal plane. If the lateral distance is zero, the aircraft is on its correct nominal path.
The transverse trajectory distance is of particular importance when the aircraft is to be guided along a meandering flight path, as is the case for. B is the case with survey flights. With such trajectories, the course differs from one straight partial trajectory to the next by 180 in each case and the orbit transverse distance increases by a certain amount from one partial trajectory to the next.
Inertia phenomena and response limits for the individual sensors for course and altitude and other equipment peculiarities, such as. B. cause long-term vibrations occurring in the ge damped measurement and display systems that the aircraft is not kept exactly on the ge desired rectilinear trajectory by the autopilot, but is controlled on an undulating actual path enveloping the target path. The amplitudes of these orbital waves, the orbital transverse distance error in the horizontal plane and the height error in the vertical plane, generally increase with increasing airspeed.
However, there is an effort to control an aircraft by means of its autopilot as precisely as possible along the target path and to keep the deviations from this as low as possible. The maximum deviations of the actual path from the target path that can just be tolerated are of course different depending on the determination of the flight to be carried out. The lowest tolerances are required for survey flights if the flight is to be carried out in such a way that the otherwise necessary and time-consuming determinations or calculations of corrections are ideally completely eliminated when evaluating the recordings.
The purpose of the invention is a method for the automatic control of an aircraft equipped with an autopilot on a predetermined trajectory, by means of which the actual trajectory actually flown is adjusted to the desired target trajectory in such a way that the deviations that are still present are much smaller than in the previously usual procedures and within the tolerance range to be assumed for measurement flights below the specified requirements.
The method according to the invention is characterized in that for the azimuthal control of the aircraft, a first electrical signal, which represents the course error given by the difference between the actual course and the target course, and a second electrical signal, which is due to the difference between the actual course transverse distance and Desired path transverse distance represents certain path transverse distance error, is generated, the first and second electrical signals are summed and the resulting signal is fed to the input for the azimuth error of the autopilot;
that for the altitude control of the aircraft a third, the vertical orbit angle error representing and a fourth, the amount of the difference between the actual and nominal value of the static air pressure is generated again given electrical signal, that the third and fourth electrical signal sums and the resulting Signal is fed to the input for the altitude error of the autopilot, which controls the aircraft based on the azimuth and altitude error signals so that these error signals disappear.
Another purpose of the present invention is a device for performing the above-mentioned process, which is preferably made up of a combination of known instruments and navigation devices, so that it is economical to equip only individual aircraft with this device.
According to the invention, this device is characterized by means for determining the course error and the transverse distance error and displaying the same in the form of a first and a second electrical signal, by an electrical addition-subtraction system containing azimuth computers for mixing the first and second signals whose output, which carries the mixed signal as a control signal, is connected to the azimuth input of the autopilot;
by means of a device for determining the vertical orbit angle error and displaying it in the form of a third electrical signal, by a barometric measuring system which supplies a fourth electrical signal representing the static air pressure error, and by an altitude computer containing an electrical addition-subtraction system for mixing the third and fourth signal, the output of which is connected to the altitude input of the autopilot and which carries the mixed signal as an altitude control signal.
The method according to the invention is described in detail below with reference to an exemplary device shown as a block diagram in the drawing.
An autopilot 1 of conventional design essentially has two inputs: an input Az for the azimuthal control signals: and an input H for the altitude control signals. The control rudders of the aircraft are operated by the autopilot in such a way that when any control signal of sufficient altitude occurs, the aircraft is steered onto a path on which this control signal decreases and finally becomes zero.
As explained above, the azimuthal control signal used here is an electrical signal which is obtained by mixing the signals representing the path transverse distance error and the course error. This has to be explained in more detail.
For example, a Doppler radar 2 supplies information about the aircraft speed VD over the ground. These speed signals can be divided into two components, one of which represents the speed of the aircraft in the course direction and the other its speed transverse to the course direction.
By integrating these signal components, information about the longitudinal distance DA and the transverse distance DC are obtained. In particular, it is only flown on a course without a nominal runway transverse distance, i.e. H. if the reference signal is zero, the actual transverse path distance is a measure of the aircraft's path deviation. If the actual path transverse distance is zero, the aircraft is on its nominal path.
Whenever there is a deviation from the target path in one or the other direction, positive or negative values for the actual path transverse distance occur. These values change continuously as long as the aircraft is not flying exactly parallel to the target path. The size of the course error is a measure of the change in the actual path transverse distance.
The heading, i.e. H. The angle between a reference direction - generally the north direction and the longitudinal axis of the aircraft, for example - is provided by a compass. The drift angle is obtained from the Doppler radar. The heading and the drift angle together give the actual course of the aircraft, i.e. H. the angle between the reference direction and the tangent to the flight path in the horizontal plane. The target course is a predetermined size. The difference between each. Actual course and target course is the course error.
The larger the course error, the more the actual path transverse distance changes. In the present method, the course error is used directly for the azimuthal control of the aircraft.
As shown in the drawing, the Doppler radar device 2 of the aircraft receives signals on the aircraft steering course AH and the aircraft tilt angle AP and provides the navigation computer 3 with data on the actual course TA and the speed VD of the aircraft over the ground. The navigation computer 3 is of a known type.
It contains facilities for setting the desired target course ST and the desired target path transverse distance DC. At one output of the navigation computer 3, signals DCE appear, wel che represent the path transverse distance error, and at a second output signals that reproduce the course error TAE. Both signals are generally DC voltages, the voltage value in each case indicating the absolute amount of the transverse path distance error or the course error and their polarity indicating the direction of deviation with respect to the target path of the aircraft.
These two signals are fed to an azimuth computer 4. The azimuth computer 4 contains an addition system which generates a mixed signal corresponding to the orbit transverse distance error and the course error, which is fed to the autopilot.
The automatic altitude control of the aircraft is carried out in an analogous manner. A barometric system 5 of conventional design provides a signal SPE which is the respective static air pressure error, i.e. H. represents the difference between the actual and target barometric pressure of the aircraft. Information about the vertical flight path angle y I, the actual orbit angle, is obtained, for example, from a Doppler radar 2 with a movable antenna and a vertical gyro. Both signals are, in turn, direct voltages that are fed to a height computer 6.
The height computer 6 contains a signal transmitter 7 with an adjusting device, wel cher supplies a DC voltage corresponding to the desired vertical target path angle ^ .I S. A comparison of the nominal trajectory angle y S with the actual trajectory angle y I results in the trajectory angle error 9 y E, which, analogously to the course error, is a measure of the respective change in altitude. In the altitude computer 6, the signal for the path angle error y E is added to the signal SPE for the static air pressure error of the aircraft. The resulting altitude error signal H is in turn fed to the autopilot.
If the aircraft is only to be kept at a constant barometric altitude by the car pilot, there is no need to introduce a target trajectory angle y S and the vertical trajectory angle y I provided by the radar is added directly to the static air pressure error of the aircraft.
In general, the autopilot will contain devices for generating and setting the reference signals for the azimuthal and vertical steering. Not only the control variable itself, i.e. the lateral path distance error and the static air pressure error, is the decisive signal for the control, but also its change, which is given by the course error and the vertical path angle error.
Course errors and vertical orbit angle errors can be determined very precisely with the most modern navigation systems. In an aircraft controlled by the above-described method by means of an autopilot, the maximum deviations from the target path will be significantly smaller than the same sizes in an aircraft controlled according to the usual method. The exact adherence to the target trajectory that can be achieved with the method according to the invention is of considerable advantage, particularly in the case of survey flights.
In the evaluation of photogrammetric series aerial images, as is known, the base line is the set trajectory of the aircraft that is making the recordings, running in a straight line at a constant height. At the moment of exposure, the actual flight path deviates more or less from this target flight path, so that during the evaluation the aerial images must be arranged left and right, above and below the baseline, depending on the position in which the camera is in relation to the target flight path at the moment of exposure.
The more precisely the path flown, the camera position and the distances between the individual recordings can be reproduced in the evaluation device, the more precise the measurement results are achieved. To reproduce the path actually flown, the navigational data determining the flight path are measured and fixed at the moment of each exposure, and the exact position of the recording with respect to the baseline is subsequently calculated from this data. The method delivers very precise results, but requires considerable computational work.
This computational work is significantly reduced or completely eliminated if the aircraft is controlled by the autopilot according to the method described above during the survey flight. By registering the navigational data at the same time, an accuracy criterion is initially obtained from which it can be determined at first glance, so to speak, whether a correction calculation is required for the respective recording or not.
Because of the very precise guidance of the aircraft on its target path, however, small values of the navigational data will also be present in the event of a necessary correction calculation, and the calculation will thus also be considerably easier.
The navigational data required for the calculation include, on the one hand, the variables used in the control method described: the course error TAE and the lateral distance error DCE, whose signal voltages are now also fed to suitable measuring instruments in addition to the azimuth computer and displayed or displayed there.
are registered, then the vertical orbit angle y, which is supplied by the Doppler radar and the vertical gyro, and the static air pressure error SPE supplied by the barometric system, the signal voltages of which are fed to the altitude computer and suitable recording measuring instruments, and on the other hand the variables not used directly in the control system:
the drift angle d, which is supplied by the Doppler radar, the total and static air pressure supplied by the barometric system, the air temperature and the longitudinal and transverse distances already mentioned, the trajectory supplied by the Doppler radar. All of these variables represent the signals are fed to suitable measuring instruments by the devices generating them and displayed or registered there.
The signals fed to the azimuth and height calculator are generated in known and proven Einrichtun conditions, in the Doppler radar, preferably with a movable antenna, in the navigation computer and in the barometric system. As the only component to be manufactured separately, the control device according to the invention therefore only has the azimuth and altitude calculator. This calculator has the task of adding or subtracting DC voltage signals. Its construction is based on known principles and its manufacture does not present any difficulties.
Motor-driven rotary potentiometers deliver quite satisfactory results.
The accuracy achieved by the method described in the automatic control of an aircraft is therefore achieved in terms of equipment by the additional installation of a simple and cheap azimuth and altitude calculator in a navigation system, wel che in modern aircraft: certain categories. exists anyway.