DE1018315B

DE1018315B - Navigationseinrichtung fuer Flugzeuge

Info

Publication number: DE1018315B
Application number: DES37962A
Authority: DE
Inventors: Hugh Brougham Sedgfield; Richard Lennox Napier
Original assignee: Sperry Gyroscope Co Ltd
Current assignee: Sperry Gyroscope Co Ltd
Priority date: 1953-03-03
Filing date: 1954-03-03
Publication date: 1957-10-24

Description

DEUTSCHES

Die Erfindung bezieht sich auf eine Navigationseinrichtung für Flugzeuge, welche ein Regelsignal erzeugt, das ausgenutzt werden kann, um das Flugzeug so zu steuern, daß der Winkel, den die Flugbahn mit der Horizontalen bildet, konstant gehalten wird.

Bei vielen Ausführungen von Flugzeugsteuereinrichtungen ist gewöhnlich ein Steuergerät vorgesehen, dessen Einstellung einen Sollwinkel darstellt, der die Flugzeuglage in Längsrichtung bestimmt. Bei den bekannten Systemen wird entweder selbsttätig oder durch den das Flugzeug nach den Angaben eines Instruments steuernden Piloten der Längsneigungswinkel des Flugzeugs nach dem an dem Steuergerät eingestellten Sollwert ausgerichtet.

In gewissen Fällen hat es sich als wünschenswert erwiesen, das Flugzeug so zu steuern, daß der Höhenwinkel seiner Flugbahn, an Stelle seines Längsneigungswinkels, dem Sollwinkel, d. h. dem an dem Steuergerät eingestellten Winkel entspricht. Demgemäß bezweckt die Erfindung die Schaffung eines Servosystem^ zur Flugsteuerung oder eine Flugzeugnavigationseinrichtung, welche in dieser Weise arbeitet.

Bei bekannten Servosystemen, welche den Längslagewinkel eines Flugzeugs steuern, bewirkt der Servomotor, daß der Längslagewinkel des Flugzeugs gemäß der Differenz zwischen zwei primären Steuergliedern geregelt wird, von welchen das eine von der Einstellung des primären Steuergerätes (Steuergerät des Piloten) und das andere von einer Messung des Längslagewinkels des Flugzeugs abhängt. Bei solchen Systemen wird der Längslagewinkel des Flugzeugs auf den Sollwinkel eingeregelt, der an dem Steuergerät des Piloten eingestellt wurde. Im allgemeinen wird daner das System den Längslagewinkel des Flugzeugs in der gewünschten Einstellung halten, obwohl in den meisten Fällen Schwankungen der Geschwindigkeit und Lastverteilung des Flugzeugs sowie der Windgeschwindigkeit und -richtung geringe Abweichungen des Längslagewinkels des Flugzeugs von dem gewünschten Wert zur Folge haben können.

Jedenfalls werden Änderungen in der Windgeschwindigkeit und -richtung sowie in der Fluggeschwindigkeit (gegen Luft) und in der Dichte der umgebenden Luft bewirken, daß das Flugzeug einer Flugbahn folgt, welche in keiner bestimmten Beziehung zu der Einstellung des primären Steuergerätes steht. Es ist daher wünschenswert, daß nicht der Längslagewinkel des Flugzeugs, sondern der Höhenwinkel seiner Flugbahn geregelt wird. Unter »Höhenwinkel« ist der in einer Lotebene liegende Neigungswinkel der Flugbahn in bezug auf den Erdhorizont zu verstehen, wobei sowohl die aufwärts gerichtete als auch die abwärts gerichtete Fluglage eingeschlossen ist.

Navigationseinrictitung für Flugzeuge

Anmelder:

The Sperry Gyroscope Company Limited, Brentford, Middlesex (Großbritannien)

Vertreter: Dipl.-Ing. C. Wallach, Patentanwalt,
München 2, Kaufingerstr. 8

Beanspruchte Priorität:
Großbritannien vom 3. März und 20. April 1953

Hugh Brougham Sedgfield,
Oakn'eld, Hampton, Middlesex,

und Richard Lennox Napier,

New Park Manor, Hampshire (Großbritannien),

sind als Erfinder genannt worden

Ein Verfahren zum Steuern des Höhenwinkels der Flugbahn ist Gegenstand der deutschen Patentanmeldung S 36409 XI/62b. Dieses Verfahren beruht auf dem Grundgedanken, daß der Höhenwinkel der Flugbahn von der Längsneigung des Flugzeugs um einen Winkel abweicht, welcher als Anstellwinkel bezeichnet werden kann und vor allem von dem Flugzeuggewicht und dem Produkt des Quadrates der Fluggeschwindigkeit mit der Dichte der umgebenden Luft abhängt. Ein von diesen Umständen abhängiges Hilf ssteuerglied wird mit dem primären und dem sekundären Steuerglied so zusammengesetzt, daß der Pilot an seinem Steuergerät den gewünschten Höhenwinkel der Flugbahn an Stelle des Längsneigungswinkels des Flugzeugs einstellen kann und das Servosystem die Längsneigung des Flugzeugs sowie den Winkel aufrechterhält, welcher notwendig ist, um den Winkel der Flugbahn auf den gewünschten Wert zu bringen. Das System der vorliegenden Erfindung ist dem in der Anmeldung S 36409 beschriebenen System darin ähnlich, daß es ebenfalls den Piloten befähigt, das Flugzeug nach einer Flugbahn mit einem gewünschten Höhenwinkel zu steuern; bei dem System der vorliegenden Erfindung wird jedoch dieses Ziel auf anderem Wege erreicht.

709· 757/42

Bei den sogenannten Flugrichtungssystemen wird gewöhnlich eine Höhenmessung des Flugzeugs vorgenommen. Um den Piloten bei der Aufrechterhaltung einer ebenen Flugbahn zu unterstützen, ist auch schon eine Anordnung vorgeschlagen worden, bei welcher die von einem die Längsneigung anzeigenden Instrument gelieferten Angaben in Abhängigkeit von der Abweichung des Flugzeugs von einer vorbestimmten Höhe verändert werden. Eine Einrichtung dieser Art

Fig. 2 eine Ausführungsform der Erfindung in Anwendung bei einer Flugnavigationseinrichtung, z. B. einem Flugrichtgerät.

Das Servosystem nach Fig. 1 ist eine Abwandlung des in der britischen Patentschrift 690 982 beschriebenen Systems, von welchem gewisse Einzelheiten dort ausführlicher beschrieben sind. Das Steuergerät des Piloten, welches das primäre, den gewünschten Höhenwinkel der Flugbahn darstellende Steuerglied hervorist in der britischen Patentschrift 690 985 beschrieben. io bringt, besteht aus einem von Hand bedienten Regler Diese als Flugrichtgerät zu bezeichnende Einrichtung 10. Dieser Regler verändert die Einstellung des Läuliefert eine Meldung über die Abweichung des Flug- fers eines Potentiometers P₁, dessen Wicklung zwizeugs von bestimmten Arten von vorgegebenen Flug- sehen den Speiseleitungen 11,12 liegt. Diese Leitunbahnen nach Höhe und Azimut, mit Hilfe eines einzi- gen werden aus einer Gleichstromquelle gespeist, so gen Kreuzzeiger-Anzeigegerätes. Wenn auch solche 15 daß Richtung und Größe der Spannung zwischen dem Geräte den Piloten unterstützen, um sein Flugzeug im Läufer und dem Mittelpunkt M dieses Potentiometers ebenen Flug zu halten oder die gewünschte Längsnei- ein Maß für Richtung und Größe des gewünschten gung beizubehalten, so liefern sie doch keine Meldung, Höhenwinkels der Flugbahn ist. Der Schleifkontakt welche ihn direkt unterstützt, wenn er einer Flugbahn ist über einen Stern-Zusatz-Widerstand R₁ an die mit einem vorgegebenen, von Null abweichenden 20 Eingangsklemme 13 eines hochverstärkenden Gleich-Höhenwinkel folgen will. Stromverstärkers angeschlossen, der als Ganzes mit

Die Erfindung bezweckt die Ausbildung einer A₁ bezeichnet und gegen Trift in der in der deutschen Navigationseinrichtung, durch welche ein Flugzeug Patentschrift 826 599 beschriebenen Weise stabilisiert nach einer Flugbahn mit einem gewünschten Höhen- ist. Die andere Eingangsklemme 14 dieses Verstärkers winkel in genaueren Grenzen als bisher gesteuert wer- 25 ist an den Mittelabgriff M des Potentiometers P₁ anden kann. geschlossen.

Gemäß der Erfindung kennzeichnet sich eine Navi- Ein zweites, ebenfalls zwischen die Gleichstrom-

gationseinrichtung für Flugzeuge, durch welche von leitungen 11, 12 angeschlossenes Potentiometer P₂ Hand oder selbsttätig der mit der Horizontalen ge- wird von einer Welle 18 gesteuert, die mit einem bildete Winkel der Flugbahn konstant gehalten wer- 30 Kreisellot G₁ verbunden ist, so daß die Einstellung den kann, durch eine von Hand einstellbare Einrich- des Potentiometers sich gemäß der Längsneigung des tung, durch weiche der gewünschte Flugbahnwinkel Flugzeugs ändert und folglich die Spannung an eingestellt und ein dieser Einstellung entsprechendes seinem Gleitkontakt ein Maß für die Längsneigung Signal erzeugt wird, durch eine auf die Geschwindig- des Flugzeugs ist. Der Gleitkontakt des Potentiokeit (gegen Luft) ansprechende Einrichtung, welche 35 meters P₂ ist über einen hochohmigen Stern-Zusatzdieses Signal so beeinflußt, daß ein resultierendes Widerstand R₂ an die Eingangsklemme 13 des VerSignal erzeugt wird, welches den errechneten Meß- stärkers A₁ geführt.

wert der Vertikalkomponente der Fluggeschwindig- Die Wicklung eines dritten Potentiometers P₃ ist

keit darstellt, ferner durch eine Einrichtung, welche zwischen den Gleitkontakt des ersten Potentiodieses resultierende Signal empfängt und daraus in 40 meters P₁ und den Mittelpunkt M geschaltet. Der Verbindung mit Hilfsgeräten ein Regelsignal ableitet,
sofern zwischen dem errechneten Wert und dem tat

sächlichen Wert der Vertikalkomponente der Fluggeschwindigkeit eine andauernde Abweichung besteht,

Gleitkontakt dieses dritten Potentiometers P₃ wird durch ein die Fluggeschwindigkeit (gegen Luft) messendes Gerät AM₁ verstellt, welches von irgendeiner bekannten Bauart sein kann, die eine mecha-

und schließlich durch Nutzgeräte, z. B. ein Anzeige- 45 nische Verschiebung als Funktion des dynamischen

gerät oder eine automatische Steueranlage, welche dieses Regelsignal empfängt, damit der Flugbahnwinkel entsprechend dem eingestellten Flugbahnwinkel geändert werden kann.

digkeit ist, d. h. der errechnete Wert der Vertikalkomponente der Geschwindigkeit gegen Luft. Diese Spannung wird zum Antrieb eines integrierenden Mo-

Druckes, d. h. als Funktion des Produktes aus dem Quadrat der Fluggeschwindigkeit und der Dichte der umgebenden Luft, erzeugt. Durch die Kaskadenanordnung von P₁ und P₃ wird eine Spannung abgeleitet,

Nach einer zweckmäßigen Ausgestaltung der Er- 50 welche ein Maß für das Produkt des an dem Potentiofindung wird die Einrichtung so ausgebildet, daß zur meter P₁ eingestellten Winkels und der Fluggeschwin-Erzeugung des Regelsignals ein barometrisches Gerät,
welches auf Höhenänderungen anspricht und ein
Signal liefert, welches der Abweichung zwischen Istwert und Sollwert der Flughöhe entspricht, und eine 55 tors 19 ausgenutzt, dessen Welle mit einer Drehzahl Einrichtung vorgesehen ist, welche den Ausgangswert umläuft, die im wesentlichen zu der an seinen Klemdes barometrischen Gerätes entsprechend dem Signal, men wirksamen Spannung proportional ist. Wie unten welches den errechneten Meßwert der Vertikalkompo- näher dargelegt, wird dadurch eine Verschiebung hernente der Fluggeschwindigkeit darstellt, beeinflußt, vorgebracht, welche eine errechnete Höhe darstellt, und daß dieses veränderte Ausgangssignal als Regel- ^6o nämlich die Verschiebung \ V sin Q₁ dt, wo V die signal dient. Fluggeschwindigkeit (gegen Luft) und Q₁ der ge

wünschte Höhenwinkel der Flugbahn ist. Indem man sin Q₁ = Q₁ setzt, ergibt sich ein Fehler, dessen Wirkung zu vernachlässigen ist, der jedoch gegebenen-⁶5 falls durch Verwendung eines geeigneten Zerlegers vermieden werden kann.

Die Welle dieses Motors 19 dient zur Einstellung eines Gerätes H₁, welches ein Glied (z. B. eine barometrische Kapsel 20) enthält, deren Abmessung von 7° der jeweiligen Flughöhe abhängt. Die Welle des

Weitere Einzelheiten und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der folgenden Beschreibung von Ausführungsbeispielen an Hand der Zeichnung. In der Zeichnung zeigt

Fig. 1 ein Servosystem, welches dazu dient, den Höhenwinkel der Flugbahn durch das Höhensteuer entsprechend der Einstellung eines Steuergerätes des Piloten zu regeln,

Fig. 1A die wichtigen Winkel,

integrierenden Motors 19 verschiebt das Ende der barometrischen Kapsel 20 über ein nicht lineares Getriebe (z.B. einen Nocken21) in der Weise, daß die Abschiebung der Kapsel etwa proportional ist zu dem Integral des Produktes aus Fluggeschwindigkeit und Sollwert des Höhenwinkels der Flugbahn. Die Lage der Kapsel stellt also die Bezugsgröße oder die errechnete Höhe für das System dar. Folglich wird das Ausgangssignal Q]₁ des Gebers 22 (der einen Ε-Magnet und einen mit dem freien Ende der Kapsel

20 verbundenen Anker 22 α besitzt) proportional zu der Differenz zwischen der tatsächlichen Flughöhe (gemessen durch Einwirkung des umgebenden Drukkes auf die barometrische Kapsel 20) und dem Wert der Höhe, der aus dem Produkt der wahren Fluggeschwindigkeit (gegen Luft) und dem gewünschten Höhenwinkel der Flugbahn errechnet ist. Das Ausgangssignal Θ/ι ist also ein Höhenabweichungssignal, und dieses wird über einen Diskriminator D₁ und einen hochohmigen Stern-Zusatz-Widerstand R₁₁ dem Verstärker A₁ zugeführt. Das nichtlineare Getriebe

21 zwischen Motorwelle und barometrischer Kapsel ist so ausgebildet, daß es die Nichtlinearität in der Charakteristik der Kapsel kompensiert. In anderer Weise kann die Umdrehung der Welle des Motors 19 ausgenutzt werden, um die Ausgangsgröße des Gebers durch irgendwelche Mittel zu beeinflussen, um die Empfindlichkeit oder andere Parameter des Systems bei verschiedenen Höhen zu verändern.

Nach Fig. IA bewegt sich das mit 100 bezeichnete Flugzeug, dessen horizontale Normallage mit CD bezeichnet ist, zu der Flugbahn AE in einem Winkel α (Anstellwinkel). Die horizontale Normallage CD und die Flugbahn AE bilden mit dem als Grundlinie AB angegebenen Erdhorizont die Winkel Q bzw. Q_f. Wie leicht ersichtlich, ist

• = Q_f + α

(D

Wenn die Fluggeschwindigkeit längs AE (gegen Luft) mit V bezeichnet wird, ist die jeweilige Steigungsgeschwindigkeit V ■ sin Q_f.

Betrachtet man Fig. 1 in Verbindung mit Fig. 1A, so soll, wenn der Pilot an seinem Steuergerät den Steuerwinkel Q₁ einstellt, der Winkel Q_f der Flugbahn gleich Q₁ sein. Durch die Kombination von V und Q₁ wird bei dem System eine errechnete Steiggeschwindigkeit gleich V · sin Q₁ erzielt.

Die elektrischen Signale, welche das Steuerglied für den Verstärker A₁ nach Fig. 1 bilden, sind Q, Q₁ und Q]₁, wobei Q_n das Höhenabweichungssignal ist und zur Vereinfachung die Proportionalitätskonstanten weggelassen sind. Bei stetigem Zustand muß Qj₁ konstant sein, jedoch ist Q_h proportional zu (h — h_c), d. h. proportional zu \ V · sin Q_t dt + Jt₀ — \ V · sin Q₁ dt + h₀, wobei h die jeweilige Höhe, h₀ die anfängliehe Höheneinstellung, h_c die errechnete Höhe ist, \ sin Q_f dt — \ sin Q₁ dt = eineKonstantenachDifferenzierung nach der Zeit, sin Q_f — sin Q₁ = 0 und daher

θί<=θ_ν.

Der Wert h der wahren Höhe wird durch die barometrische Kapsel ermittelt, während die errechnete Höhe h_c, wie oben erwähnt, durch den integrierenden Motor 19 festgestellt wird, dessen Spannungscharakteristik in Abhängigkeit von der Drehzahl geradlinig ist, so daß er mit ziemlicher Annäherung die Funktion V sin Q₁ integrieren kann. Die Winkeldrehung der Motorwelle liefert daher eine Anzeige für die Flughöhe' über einem gegebenen Normalwert h₀, d.h.h_c = ^V sin Q₁ dt + h₀. Der Motor 19 wird durch 7" die aus den Potentiometern P₁, P₃ in Verbindung mit der die Fluggeschwindigkeit messenden Einrichtung AM₁ gewonnenen Spannung angetrieben. Die Differenz von h und h_c ergibt das Höhenabweichungssignal Q]₁, welches dem Verstärker A₁ über den Widerstand R)₁ zugeführt wird.

Die drei Eingangsgrößen an dem Verstärker A₁, d. h. Q, Q₁ und Q]₁, bilden die beiden primären Steuerglieder Q und Q₁ und ein sekundäres Steuerglied Q]₁ für das System und haben solches Vorzeichen, daß sie insgesamt für das System die Eingangsgröße Null ergeben, wenn der tatsächliche Höhenwinkel der Flugbahn gleich dem Sollwinkel ist, der an dem Steuergerät 10 des Piloten eingestellt wurde.

Das Steuersignal wird an den Ausgangsklemmen 15 und 16 des Verstärkers A₁ geliefert, die mit der Steuerwicklung einer elektromagnetischen Kupplung 23 verbunden sind. Das antreibende Glied dieser Kupplung wird ständig durch einen (nicht dargestellten) Elektromotor angetrieben, während ihr Abtriebsglied über die Welle 23 α das Ventil 24 eines hydraulischen Motors 25 betätigt, wie dies in der britischen Patentschrift 690 982 beschrieben ist. Die Anordnung ist so getroffen, daß der hydraulische Motor 25 eine Welle25 α mit einer Geschwindigkeit antreibt, die etwa proportional zu dem der elektromagnetischen Kupplung 23 zugeführten Strom ist, wobei die Bewegungsrichtung der Welle der Stromrichtung entspricht. Die Welle 25 a betätigt das Höhensteuer 26 in solcher Richtung, daß die Fluglage sich in einer Richtung ändert, bei welcher die gesamte Eingangsgröße an dem Verstärker A₁ auf Null herabgesetzt ist.

Dem Eingang des Verstärkers A₁ werden zwei tertiäre Steuerglieder zugeführt, um eine !Instabilität und eine Überregelung zu verhindern. Das eine dieser Steuerglieder wird von einem veränderlichen Potentiometer/^ entnommen, das von der Welle 23 α· betätigt wird. Dieses Potentiometer ist zwischen den Gleichstromspeiseleitungen 11 und 12 angeschlossen, wobei es so eingestellt wird, daß in der normalen Lage des Abtriebsgliedes der Kupplung bei geschlossenem Steuerventil 24 der einstellbare Gleitkontakt auf Mitte des Potentiometers und daher auf Potential Null steht. Wird das Abtriebsglied der Kupplung aus dieser normalen Lage verschoben, so befindet sich der einstellbare Abgriff auf einem Potential, welches nach Größe und Vorzeichen der Verschiebung des Abtriebsgliedes der Kupplung entspricht. Diese Spannung wird der Eingangsklemme 13 des Verstärkers A₁ über einen Widerstand i?₄ und einen Kondensator C₄ zugeführt, so daß der diesem Verstärkereingang bei Verschiebung des Kupplungsgliedes zugeführte Teilstrom anfänglich zu dieser Verschiebung proportional ist, aber mit einer Zeitkonstante abklingt, die von den Werten des Widerstandes R_i und des Kondensators C₄ abhängt.

Ein weiteres tertiäres Steuerglied wird von einem Potentiometer P₅ geliefert, das durch die Verschiebung des Höhensteuers 26 geregelt wird. Eine Spannung, die ein angenähertes Maß für die Verschiebung des Höhensteuers ist, wird den Eingangsklemmen des Verstärkers zugeführt, indem der verstellbare Abgriff dieses Potentiometers an die Eingangsklemme 13 des Verstärkers A₁ über einen Kondensator C₅ und einen Widerstand R₅ angeschlossen wird, so daß das Signal zeitlich abklingt.

Die Addition von mehreren Steuergliedern an den Eingangsklemmen des Verstärkers A₁, bei welcher jedes Signal von der Einstellung des dieses Signal erzeugenden Potentiometers und der Impedanz der Ver-

bindung zwischen diesem Potentiometer und den Eingangsklemmen des Verstärkers, aber nicht von der Einstellung eines anderen Potentiometers oder von den Impedanzen einer anderen Verbindung abhängig ist, wird durch eine Schaltung ermöglicht, wie sie in der deutschen Patentanmeldung ρ 1634 VIII/21c beschrieben ist und bei welcher von der Klemme 17 des Verstärkers A₁ eine Rückverbindung über den Kondensator C_A und den Widerstand^ zu der Eingangsklemme 13 führt, welche die Eingangsimpedanz des Verstärkers herabsetzt. Bei einem derartigen Steuersystem wird das eine Eingangsglied des Verstärkers von dem barometrischen Druck abgeleitet, wodurch eine genaue Regelung des Höhenwinkels der Flugbahn erzielt wird.

Unter Berücksichtigung des Umstandes, daß im stetigen Zustand das bisher beschriebene System sich so einstellt, daß die algebraische Summe der Eingangssignale an dem Verstärker Null ist, ergibt sich, daß

Θ =Θ₁ + Θ_Ιι

Im stetigen Zustand des Systems wird jedoch

θ\=Θ~ Θ/

Aus Gleichung (1) folgt Θ — 0f = et, so daß 6>_ή = a Es wird also, obwohl das System das Flugzeug so steuern kann, daß es im stetigen Zustand mit dem Sollwinkel ohne Rücksicht auf die Fluggeschwindigkeit im stetigen Zustand steigt, dabei im allgemeinen eine Abweichung von der Sollhöhe auftreten, die von dem Anstellwinkel im stetigen Zustand und folglich von der Fluggeschwindigkeit im stetigen Zustand abhängt. Als eine weitere Verbesserung kann daher als Eingangsglied für den Verstärker ein zweites Regelglied vorgesehen werden, welches einen errechneten Anstellwinkel a_c zur Kompensation beiträgt. Zu diesem Zweck ist ein sechstes Potentiometer P₆ und ein Reihenwiderstand X zwischen die Speiseleitungen 11 und 12 (Fig. 1) gelegt, das durch eine Welle geregelt wird, welche von einem die Fluggeschwindigkeit (gegen Luft) messenden Gerät AM₂ von an sich bekannter Art gesteuert wird.

Die Anordnung ist so getroffen, daß die Ausgangsspannung bei Verstellung des Schleifarmes etwa umgekehrt proportional zu dem Produkt aus Luftdichte und Quadrat der Fluggeschwindigkeit ist. Die gelieferte Spannung entspricht also dem errechneten Wert des Anstellwinkels. Das Regelglied a_c, welches aus dem Potentiometer P₆ abgeleitet ist, kann über einen Stern-Zusatz-Widerstand R₆ dem Verstärker A₁ zugeführt werden. Im stetigen Zustand ist das resultierende Restsignal an dem Eingang des Verstärkers A₁ Null.

Wie ersichtlich, ist der Höhenwinkel Θί der Flugbahn immer gleich dem an dem Steuergerät des Piloten eingestellten Sollwinkel Θ_ν wobei ein zusätzlicher Vorteil darin liegt, daß die Höhenabweichung im wesentlichen beseitigt ist.

Fig. 2 zeigt die Anwendung der Erfindung bei dem Flugrichtsystem. Wenn ein neuer Sollwinkel für die Flugbahnhöhe an dem Steuergerät 10 durch das Potentiometer P₁ eingestellt wird, verschiebt sich der horizontale Zeiger 101 des Kreuzzeigergerätes 102 zu- ^e5 nächst aus der Nullstellung um einen Ausschlag und in einer Richtung, die von Größe und Richtung dieses Winkels abhängen. Der Pilot betätigt dann seine Steuerung, bis der Zeiger 101 in seine Nullstellung zurückgeführt wird, d. h. bis das dem Verstärker A₁ aus dem ersten Potentiometer P₁ zugeführte Signal durch das aus dem Kreisellot G₁ kommende Signal ausgeglichen wird. Das Flugzeug folgt dann einer Flugbahn, welche von der gewünschten Flugbahn um den Anstellwinkel des Flugzeugs abweicht, und nach einer gewissen Zeit wird zwischen der tatsächlichen Flughöhe und der errechneten Höhe ein merklicher Unterschied vorhanden sein. Folglich wird ein Abweichungssignal an den Verstärker A₁ zugeführt, welches einen Ausschlag des Zeigers 101 in solcher Richtung veranlaßt, daß der Pilot, wenn er das Flugzeug steuert, um den Zeiger 101 auf Ausschlag Null zurückzubringen, den neuen Höhenwinkel der Flugbahn dem gewünschten Höhenwinkel mehr angleicht. Ein Höhenabweichungssignal 0_h wird durch eine Einrichtung erzeugt, welche mit derjenigen nach Fig. 1 übereinstimmt. Ein Potentiometer P₃ liegt in Kaskade mit dem Potentiometer P₁, und der Schieber wird durch das die Fluggeschwindigkeit anzeigende Gerät AM₁ verstellt. Die von dem Potentiometer P₃ abgenommene Spannung wird einem integrierenden Motor 19 zugeführt, welcher über ein nichtlineares Getriebe, z. B. einen Nocken 21, mit einem Faltenbalg 20 gekuppelt ist. Dieser Balg ist mit einem Geber 22 ausgerüstet, der einen Ε-Magnet und einen Anker 22 a aufweist. Das Höhenabweichungssignal θ_ή wird dem Geber 22 entnommen und der Eingangsklemme 13 des Verstärkers A₁ zugeführt. Ein weiteres Signal, welches den Steuerwinkel des Piloten wiedergibt, wird über den Modulator M₁ und Widerstand R₁ der Eingangsklemme 13 zugeführt. Dem Verstärker werden auch weitere Signale zugeführt, nämlich das von dem Kreisellot G₁ gelieferte Steigungssignal und ein Hochfrequenzsignal (ζ. B. das Signal für I.L.S. Gleitbahn). Die Signale für den senkrechten Zeiger 103 werden hier nicht näher erwähnt, da sie für das Verständnis der Erfindung nicht von Bedeutung sind.

Die Ausgangsgröße des Mischverstärkers A₁ wird von den Klemmen 14, 15 einem für die Phasenrichtung empfindlichen Gleichrichter 104 zugeführt, dessen Ausgangsspannung nach Größe und Polarität von der algebraischen Summe der verschiedenen, dem Mischverstärker A₁ zugeführten Regelgrößen abhängt. Die Ausgangsspannung dieses Gleichrichters 104 wird der einen Meßwicklung 105 des Kreuzzeiger-Anzeigegerätes 102 (mit Nullpunkt in der Mitte) in der Weise zugeführt, daß der Zeiger 101 sich in seiner Nullstellung oder waagerechten Lage befindet, wenn die algebraische Summe der den Eingangsklemmen des Mischverstärkers A₁ zugeführten Regelgrößen Null ist, wodurch angezeigt wird, daß das Flugzeug der gewünschten Bahn folgt.

Claims

PatentAnsprüche:

1. Navigationseinrichtung für Flugzeuge, durch welche von Hand oder selbsttätig der mit der Horizontalen gebildete Winkel der Flugbahn konstant gehalten werden kann, gekennzeichnet durch eine von Hand einstellbare Einrichtung (10, P₁), durch welche der gewünschte Flugbahnwinkel eingestellt und ein dieser Einstellung entsprechendes Signal erzeugt wird, durch eine auf die Geschwindigkeit (gegen Luft) ansprechende Einrichtung (AM₁), welche dieses Signal so beeinflußt, daß ein resultierendes Signal erzeugt wird, welches den errechneten Meßwert der Vertikalkomponente der Fluggeschwindigkeit darstellt, ferner durch eine Einrichtung (19, 21, H₁), welche dieses resultierende Signal empfängt und daraus in Verbindung

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mit Hilfsgeräten ein Regelsignal ableitet, sofern zwischen dem errechneten Wert und dem tatsächlichen Wert der Vertikalkomponente der Fluggeschwindigkeit eine andauernde Abweichung besteht, und schließlich gekennzeichnet durch Nutzgeräte (23,24,25), z. B. ein Anzeigegerät oder eine automatische Steueranlage, welche dieses Regelsignal empfängt, damit der Flugbahnwinkel entsprechend dem eingestellten Flugbahnwinkel geändert werden kann.

2. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß zur Erzeugung des Regelsignals ein barometrisches Gerät (H₁), welches auf Höhenänderungen anspricht und ein Signal liefert, welches der Abweichung zwischen Istwert und Sollwert der Flughöhe entspricht, und eine Einrichtung (19, 21) vorgesehen ist, welche den Ausgangswert des barometrischen Gerätes entsprechend dem Signal, welches den errechneten Meßwert der Vertikalkomponente der Fluggeschwindigkeit darstellt, beeinflußt, und daß dieses veränderte Ausgangssignal als Regelsignal dient.

3. Einrichtung nach Anspruch 2, gekennzeichnet durch eine auf die Längslage des Flugzeugs ansprechende Einrichtung (G₁, P₂), welche ein der Abweichung der Längslage entsprechendes Signal erzeugt und dieses Signal zur Beeinflussung des Regelsignals an die Nutzgeräte (23, 24, 25) liefert, so daß der Flugbahnwinkel durch Änderung der Längslage des Flugzeugs geändert werden kann.

4. Einrichtung nach Anspruch 2 oder 3, gekennzeichnet durch eine Einrichtung (29, 21), welche auf das dem errechneten Wert der Vertikalkomponente der Fluggeschwindigkeit entsprechende Signal anspricht und einen sich fortlaufend ändernden Sollwert der Höhe für das barometrische Gerät (H₁) liefert, wobei das Ausgangssignal des barometrischen Gerätes ein Maß für die Abweichung zwischen Istwert und Sollwert der Höhe darstellt und als Regelsignal dem Nutzgerät zugeführt wird.

5. Einrichtung nach einem der Ansprüche 2 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß das barometrische Gerät (H₁) eine Kapsel (20) aufweist, die mit einem durch Ausdehnung und Zusammenziehung sowie durch räumliche Verschiebung der Kapsel gesteuerten Geber (22 a, 22) verbunden ist, und daß ein integrierender Motor (19) vorgesehen ist, der von dem der errechneten Vertikalkomponente der Fluggeschwindigkeit entsprechenden Signal durchflossen wird, so daß er mit einer zu diesem Signal proportionalen Geschwindigkeit umläuft, wobei er die Kapsel räumlich verschiebt.

6. Einrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß als Nutzgerät ein Anzeigegerät (102) dient.

7. Einrichtung nach einem der Ansprüche 3 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß als Nutzgerät ein Servosystem (23, 24, 25) für die selbsttätige Regelung des Längslagewinkels des Flugzeugs dient.

8. Einrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 7, gekennzeichnet durch eine Einrichtung (AMp P₆), welche das Regelsignal entsprechend der Änderung des Anstellwinkels des Flugzeugs beeinflußt.

9. Einrichtung nach einem der Ansprüche 2 bis 6, gekennzeichnet durch eine Einrichtung, welche das Regelsignal durch ein der Änderung des Anstellwinkels des Flugzeugs entsprechendes Signal beeinflußt, welches von einer auf die Fluggeschwindigkeit ansprechenden Einrichtung (AM^) und einen zugehörigen Geber (Z, P₆) abgeleitet wird, der ein Signal liefert, das wenigstens annähernd umgekehrt proportional ist zu dem Produkt aus Fluggeschwindigkeit und Luftdichte.

In Betracht gezogene Druckschriften: Deutsche Patentschrift Nr. 860 900; französische Patentschriften Nr. 950 261, 950 263.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

71» 75W2 10.