DE1106609B - Flugzeuglandeeinrichtung - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft ein Landesystem, mit dem ein Flugzeug auf einer wählbaren und vorher bestimmbaren Flugbahn geführt und insbesondere in der Vertikalebene sicher zur Landung geleitet werden kann.

Diese Landeeinrichtung kann in einem Fluganzeigesystem benutzt werden, bei dem der Pilot die Landung des Flugzeuges ohne jede Bodensicht durchführt. Sie aber auch mit einer automatischen Flugzeugsteuerung kombiniert werden, wodurch eine vollständig selbsttätige Instrumentenlandung bis zum Aufsetzen des Flugzeuges ermöglicht wird.

Die Einschaltung der Flugzeuglandeeinrichtung kann auf verschiedenen Wegen erfolgen:

1. durch Handbtätigung vom Flugzeugführer,

2. manuell nach Anweisungen der Bodenstelle, wenn die Landung unter Führung des Lande-Radar-Verfahrens (GCA) steht,

3. automatisch durch eine Steuereinrichtung im Flugzeug, wenn sich das Flugzeug unter Führung des Gleitbahnsteuerungssystems nähert,

4. automatisch durch eine Steuereinrichtung im Flugzeug, wenn sich das Flugzeug unterhalb einer vorbestimmten Höhe befindet.

Es gibt verschiedene Systeme, die zur Heranführung eines Flugzeuges an die Gleitbahn eines Flughafens und für den eigentlichen Landevorgang dienen. Zwei Systeme, die häufig zusammenwirken, sind das Gleitbahnannäherungssystem und das Lande-Radar-Verfahren (GCA=Ground Controlled Approach).

Aus einer Erläuterung eines Gleitbahnsystems geht hervor, welchen Anteil die Flugzeuglandeeinrichtung in einem Blindlandesystem hat. Der seitliche Leitstrahl eines solchen Systems hat den Zweck, das Flugzeug längs eines bestimmten Azimutflugkurses zu führen, was jedoch in keiner notwendigen Beziehung zum Niedergehen des Flugzeuges bei seiner Annäherung an den Flugplatz steht.

Die Gleitbahnführung leitet das Flugzeug in der Vertikalebene auf einen Kurs, der durch den Sinkwinkel oder die Sinkgeschwindigkeit bestimmt wird. Bei verhältnismäßig geringen Höhen (weniger als 30 m) arbeiten Gleitbahnsystetne wegen auftretender Ungenauigkeiten unbefriedigend. Der Gleitbahnstrahl kann nämlich in geringen Höhen durch Geräusche gestört und bezüglich seiner Signale fehlerhaft sein. Außerdem ist festgestellt worden, daß der Gleitbahnstrahl in der Nähe der Erdoberfläche Refraktionserscheinungen aufweist. Wegen der Keilform des Gleitbahnstrahles ist die Bahnbreite bei geringen Höhen sehr klein, was unstabile Zustände im Steuersystem zur Folge hat.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Flugzeug von der Gleitbahn bis zum Aufsetzen des Flugzeuglandeeinrichtung

Anmelder:

Sperry Rand Corporation,
Wilmington, Del. (V. St. A.)

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

Beanspruchte Priorität:
V. St. v. Amerika vom 23. September 1954

Herbert Hecht, Wantagh, N. Y.,

und Myron B. Glaser, East Williston, N. Y. (V. St. A.), sind als Erfinder genannt worden

Fahrgestelles sicher zu leiten, soweit es die Steuerung des vertikalen Niedergehens des Flugzeuges betrifft.

Die Flugzeuglandeeinrichtung geht aus von einer auf die Sinkgeschwindigkeit ansprechenden Vorrichtung, die ein Signal erzeugt, das der tatsächlichen Sinkgeschwindigkeit des Flugzeuges entspricht, ferner mit einer Sinkgeschwindigkeitssteuervorrichtung, die ein Signal erzeugt, das der theoretisch gewünschten Sinkgeschwindigkeit entspricht, und mit einer Vergleichseinrichtung, die wirksam wird, wenn das Flugzeug sich zwischen einer vorbestimmten Höhe und dem Boden befindet, zur Aufnahme von Signalen aus der auf die Sinkgeschwindigkeit ansprechenden Vorrichtung und zur Erzeugung eines Signals, das im wesentlichen ein Maß für die Abweichung der tatsächlichen Sinkgeschwindigkeit von der gewünschten Sinkgeschwindigkeit ist, und kennzeichnet sich erfindungsgemäß dadurch, daß die Sinkgeschwindigkeits-

steuervorrichtung ein Signal erzeugt, das einen Wert hat, der immer in Übereinstimmung mit einer Sinkgeschwindigkeit gehalten wird, die größer als Null ist. Hierbei enthält die Sinkgeschwindigkeitssteuervorrichtung zweckmäßigerweise eine Vorrichtung zur

Erzeugung eines Signals, das ein Maß für eine gewünschte Sinkgeschwindigkeit ist und die Sinkgeschwindigkeit eine Funktion der Höhen- und Begrenzungsvorrichtung ist, die dieses Signal umwandelt, wobei der Signal wert immer in Übereinstim-

mung mit einer Sinkgeschwindigkeit gehalten wird, die größer als Null ist.

Das Signal wird demnach für die tatsächliche Vertikalgeschwindigkeit laufend mit zwei verschiedenen bestimmten Steuersignalen für die Sinkgeschwindig-

109 580/33

3 4

keit verglichen und eine Umschaltung vom Vergleich Signal des Gleitwegstrahles beendet und der Anfangs-

mit dem ersten Steuersignal auf einen Vergleich mit teil des zweiteiligen Flugkurses begonnen. Bei einer

dem zweiten Steuersignal durch Verwendung eines zweiten vorbestimmten Höhe wird der letzte Teil des

Signals für die absolute Höhe bei einem vorher be- zweiteiligen Flugkurses in Übereinstimmung mit der

stimmten wählbaren Wert bewirkt. Die gewünschte 5 gewünschten sicheren Endsinkgeschwindigkeit des

Sinkgeschwindigkeit wird daher nur sekundär durch Niedergehens bis zum Aufsetzen begonnen,

die absolute Höhe des Flugzeuges über dem Boden Zur Erzielung genauer Höhenangaben wird ein auf

gesteuert, und das Ausgangssignal des Gerätes stellt geringe Höhen ansprechender Funk-Höhenmesser ein-

die Abweichung der vertikalen Flugbahn des Flug- geschaltet, der weder zur Erzeugung des Signals

zeuges von einer zweiteiligen Flugbahn dar, deren io für die Anfangsgeschwindigkeit noch für das Signal

erster Teil so gewählt ist, daß das Flugzeug stetig zur Festlegung der Endsinkgeschwindigkeit heran-

aus dem Anflug dem Boden derart genähert wird, daß gezogen wird, sondern lediglich für Schaltvorgänge

ein Aufsetzen ohne Beschädigung oder Stoß erfolgt. dient. Ein solcher Höhenmesser kann mit einer Fre-

Es ist bereits vorgeschlagen worden, bei Blind- quenz zwischen 5200 und 11 000 MHz moduliert sein

landesystemen einen asymptotisch oder exponentiell 15 und sehr genaue Meßwerte der absoluten Höhe über

gekrümmten Kurs in der Vertikalebene zu erzielen, dem Boden bis hinunter zu Höhen von ungefähr

wobei ein Höhensignal mit dem Signal für die Höhen- 60 cm liefern.

änderungsgeschwindigkeit verglichen und ein Diffe- Ein Ausführungsbeispiel ist in der Zeichung dar-

renzsignal erzeugt wird, das die Abweichung des gestellt. Es zeigt

Flugzeuges von der gewünschten Flugbahn darstellt. 20 Fig. 1 eine zweiteilige vertikale Flugbahn,

Bei diesem System soll eine kontinuierlich sich Fig. 2 eine andere Art einer zweiteiligen vertikalen

ändernde Sinkgeschwindigkeit erreicht werden, was Flugbahn,

für verschiedene Anwendungsfälle erwünscht ist. Fig. 3 ein Blockschaltbild mit den wesentlichen

Hierbei wird jedoch ein konstanter Fehler des Höhen- Teilen der Landeeinrichtung,

signals, der der Vergleichsvorrichtung zugeführt 25 Fig. 4 ein Blockschaltbild der Landeeinrichtung in

wird, einen fortlaufenden Fehler im Ausgang der Verbindung mit einem Gleitwegempfänger,

Vergleichsvorrichtung hervorrufen. Fig. 5 und 5 a einen schematischen Schaltplan.

Im Gegensatz zu dieser Systemart wird bei der In Fig. 1 ist die Gleitbahn in Form einer zweiteili-Flugzeuglandeeinrichtung nur ein Signal für die ab- gen Landebahn mit sich ändernder Neigung dargesolute Höhe zur Auslösung der Umschaltvorgänge 30 stellt, dessen Ordinate die Höhe h und dessen Abszisse verwendet, so daß ein Fehler in dem Signal für die den Abstand d darstellt. Die Bahn 1-2 ist der von absolute Höhe nur einen augenblicklichen Fehler her- einem Flugzeug bei der Annäherung durch eine Gleitvorruft in dem begrenzten Sinne, daß die Umschal- bahnvorrichtung und den Seitenrichtungsstrahl getung von der Anfangssinkgeschwindigkeit auf die führte Kurs. Die Zwischenflugbahn 2-3 ist der erste Endsinkgeschwindigkeit in einem gegenüber dem 35 oder Anfangsteil des gewünschten Landeanfluges und ideal richtigen etwas verschiedenen Zeitpunkt ausge- wird eingeleitet bei einer vorbestimmten absoluten führt wird. Ferner bleibt die vorher bestimmte End- Höhe h_v Die Bahn 3-4 ist der letzte Teil des gesinkgeschwindigkeit die gleiche, unabhängig von wünschten Flugkurses und wird eingeleitet bei einer einem solchen Fehler, und gewährleistet unter allen vorgewählten absoluten Höhe h₂ über dem Boden.
L'mständen eine positive, obgleich sehr kleine Verti- 40 Der Anfangsteil der gewünschten Flugbahnform in kalgeschwindigkeit des Flugzeuges, so daß das Fig. 1 hat einen anderen Neigungswinkel und ent-Schweben oberhalb der Landefläche vermieden wird, spricht damit einer anderen Sinkgeschwindigkeit als wenn das Flugzeug nach der vorher gewählten Flug- die Annäherungsleitbahn. In vielen Fällen kann es erbahnart geflogen wird. wünscht sein, daß eine anfängliche Neigung bestimmt

Bei der Entwicklung von Fluginstrumenten und 45 wird, die im wesentlichen mit der Gleitbahn übereinselbsttätigen Steuerverfahren sind seit langem Bestre- stimmt, so daß der Übergang von einer Steuerung in bungen im Gange, eine zuverlässige Vorrichtung zu die andere gleichmäßig und stetig erfolgt,
entwickeln, durch die ein Flugzeug sicher landen Die Sinkgeschwindigkeiten lassen sich für jeden kann, selbst wenn dem Piloten durch schlechtes der beiden Teile der gewünschten Flugbahn wählen Wetter jede Sicht genommen ist. Diese Entwicklun- 50 und eine Meßgröße für die Abweichung von dem gegen setzen eine vorbestimmte Flugbahnform voraus, wünschten Kurs hervorbringen. Diese Meßgröße für die beim Landen durchflogen werden soll, wobei eine die Abweichung kann zur Betätigung eines Anzeigeasymptotische oder exponentiell Flugbahnform be- gerätes, z. B. eines Kreuzzeigerinstrumentes, benutzt kannt ist. werden, oder sie kann in eine automatische Flugzeug-

Die Flugzeuglandeeinrichtung geht aus von der 55 steuerung eingespeist werden.

Voraussetzung, daß beim Aufsetzen des Flugzeuges Fig. 2 zeigt einen Annäherungskursus 5-6 und eine die Endsinkgeschwindigkeit eine verhältnismäßig letzte Bahnform 7-8. Der Anfangsteil 6-7 dieser vorkleine, jedoch endliche und konstante Vertikalkompo- gewählten Landebahn ist bogenförmig und kann im nente haben soll. Bei einer asymptotischen Flugbahn wesentlichen exponentiell oder asymptotische Form erreicht das Flugzeug am Aufsetzpunkt die Sink- 60 haben. Die Flugbahn kann dabei asymptotisch in eine geschwindigkeit Null, da die Sinkgeschwindigkeit Gerade übergehen, die die Landebahn im wesentlichen beim Niedergehen stetig und progressiv verringert im Aufsetzpunkt schneidet und sich von dort nach wird. unten in der Flugrichtung und unter einen kleinen

Bei dem Landesystem nach der Erfindung wird Winkel gegenüber der Landebahn fortsetzt,
eine Zwischenflugbahn zwischen der GCA- oder 65 Es liegt ferner im Rahmen der Erfindung, eine Gleitbahnannäherung und der Endsinkgeschwindig- größere Anzahl von Geraden oder im wesentlichen keit eingeschaltet und dadurch eine zweiteilige Flug- geraden Stücken, als in Fig. 1 dargestellt, der Landebahn gebildet, die den Übergangskurs des Flugzeuges flugbahn zuzuordnen. Hierbei kann ebenfalls eine bewirkt. Die Vertikal führung des Flugzeuges wird asymptotische Annäherung in eine Gerade bewirkt bei einer ersten vorbestimmten Höhe durch das 70 werden, die unter einem kleinen Winkel gegenüber

der Landebahn abwärts geneigt ist und das Schweben verhindert.

In Fig. 3 ist ein Vergleichskreis 11 so geschaltet, daß ihm zwei Eingangsgrößen zugeführt werden und ein Signal bezeugen, das ein Maß für die Differenz beider Größen ist. Eines der Eingangssignale entspricht der Höhenänderungsgeschwindigkeit und wird in einem Sinkgeschwindigkeitsgenerator 12 erzeugt. Das zweite Eingangssignal für den Vergleichskreis 11 wird entweder von einer Steuerquelle 13 für die Anfangssinkgeschwindigkeit geliefert oder aus einer Steuerquelle 14 für die Endsinkgeschwindigkeit entnommen. Die beiden letztgenannten Quellen werden durch eine Schaltvorrichtung 16 mit dem Vergleichskreis 11 verbunden oder von ihm getrennt. Die Schaltvorrichtung 16 wird in Abhängigkeit von vorgewählten Werten von Signalen für die absolute Höhe betätigt. Diese Signale werden in einem Höhenmesse 15 hoher Präzision für geringe Höhen erzeugt.

Die beiden Steuersignale werden proportional zu den berechenbaren Ausgangsgrößen des Sinkgeschwindigkeitssignalgenerators 12 für bekannte Sinkgeschwindigkeiten gewählt, so daß sie Maße für die gewünschte zweiteilige Landebahn darstellen. Bei einer vorher gewählten Höhe, die im tatsächlichen Betriebsfalle entsprechend der Messung des Höhenmessers (angenommen 25 m) betragen kann, verbindet die Schaltvorrichtung 16 den Ausgang des Vergleichskreises 11 mit dem Abweichungsanzeigegerät 17. Das Differenzausgangssignal des Vergleichskreises 11, das bei dieser Ausführungsform ein Kreuzzeigergerät betätigt, ist ein Maß für die Abweichung des Flugzeuges von der gewünschten Sinkgeschwindigkeit, die beispielsweise 1,8 bis 2,3 m/sec beträgt. Während das Flugzeug niedergeht, wird bei einer anderen vorhergewählten Höhe (z. B. 4,5 m, die vom Höhenmesser 15 wahrgenommen wird) die Schaltvorrichtung 16 betätigt und die Steuerung 13 für die Anfangssinkgeschwindigkeit vom Vergleichskreis 11 getrennt und die Steuerung 14 für die Endsinkgeschwindigkeit mit dem Vergleichskreis verbunden. Das Ausgangssignal der Vergleichsvorrichtung ist dann ein Maß für die Abweichung des Flugzeuges von der Endsinkgeschwindigkeit, die das Flugzeug bis zum Aufsetzen beibehalten soll. Die Endsteuersinkgeschwindigkeit kann in der Größenordnung von 0,5 m/sec sein. Die Wahl der gewünschten Sinkgeschwindigkeiten und der Umschalthöhen ändert sich selbstverständlich mit den verschiedenen Flugzeuarten, Geschwindigkeiten und anderen sachlich wesentlichen Umständen.

Fig. 4 zeigt das Ausführungsbeispiel in Verbindung mit einem Gleitwegempfänger. Ein barometrischer Höhenmesser 20 liefert ein stetiges und im wesentlichen störungsfreies Höhensignal. Wenn der Höhenmesser 20 in einem begrenzten Bereich zuverlässig arbeitet, kann es günstig sein, ihn abgeschaltet zu lassen, bis das Flugzeug eine angemessene Höhe erreicht hat, die in seinem Bereich genauer Messung liegt, z. B. 30 m. Beim Erreichen einer Höhe von 30 m wirkt das Ausgangssignal eines Funkhöhenmessers 21 hoher Präzision der für geringe Höhe geeigneten Bauart auf den Steuerkreis 22 ein, so daß dieser eine Schaltvorrichtung 23 betätigt, die den Ausgang des barometrischen Höhenmessers 20 mit einem Geschwindigkeitssignalgenerator 24 verbindet. Das Ausgangssignal eines Vertikalbeschleunigungsmessers 25 kann mit dem im Generator 24 erzeugten Signal für die Höhenänderungsgeschwindigkeit gemischt oder zu diesem Signal addiert werden. Das Vertikalbeschleunigungssignal kann integriert, partiell integriert oder in einer bestimmten Weise geändert werden. Ein Mischkreis 26 setzt die beiden Signale zusammen, so daß ein zusammengesetztes Signal entsteht, das die Höhenänderungsgeschwindigkeit des Flugzeuges einschließlich plötzlicher Beschleunigungen darstellt.

Das Änderungsgeschwindigkeitssignal wird dem Vergleichskreis 27 zugeführt. Das Vergleichssignal wird einer Steuerquelle 28 für die Anfangssinkgeschwindigkeit entnommen, die mit dem Vergleichskreis 27 durch einen Schalter 29 verbunden ist, der vom Funkhöhenmesser 21 über den Steuerkreis 22 betätigt wird. Das Differenzausgangssignal des Vergleichskreises 27 ist daher eine Funktion der Abweichung des Flugzeuges von demjenigen Teil einer gewünschten Flugbahn, der von der Anfangssteuersinkgeschwindigkeit bestimmt wird.

Das Kreuzzeigerinstrument 30 ist jedoch so geschaltet, daß es Eingangssignale aus einem Gleitwegempfänger 31 erhält, bis eine Höhe von etwa 25 m erreicht ist. Wenn diese Höhe von dem Funkhöhenmesser 21 wahrgenommen wird, so wird die Steuerstufe 22 in Tätigkeit gesetzt, die eine Schaltvorrichtung 32 betätigt und dadurch das Kreuzzeigergerät 30 von dem Gleitwegempfänger 31 abschaltet und das Kreuzzeigerinstrument 30 mit dem Ausgangskreis der Vergleichsstufe 27 verbindet, so daß es danach die Abweichung des Flugzeuges von der Steuersinkgeschwindigseit und nicht mehr wie vorher die Abweichung von dem Gleitweg anzeigt.

Wenn das Flugzeug eine Höhe von ungefähr 4,5 m über dem Boden erreicht hat, wird die Steuerstufe 22 wiederum in Betrieb gesetzt, wodurch die Schaltvorrichtung 29 betätigt wird. Das der Quelle 33 entnommene Steuersignal für die Endsinkgeschwindigkeit wird dann der Vergleichsstufe 27 an Stelle des Steuersignals für die Anfangssinkgeschwindigkeit zugeführt, und das Kreuzzeigergerät 30 zeigt die Abweichung des Flugzeuges von der gewünschten Endsinkgeschwindigkeit an. Die Schaltvorrichtungen 23, 32 und 29 tragen Buchstabenbezeichnungen A, B bzw. C in der Reihenfolge ihrer Arbeit.

Wie Fig. 4 zeigt, kann eine geeignete Anordnung mit dem Ausgang der Vergleichsstufe 27 verbunden sein, welche die Flugbahn selbsttätig über eine Koppelstufe 34 und den Höhensteuerungsteil einer automatischen Flugzeugsteuerung 35 steuert. Das Ausgangssignal der Vergleichsstufe 27, das ein Maß für die Abweichung des Flugzeuges von der vertikalen Flugbahn ist, wird als Fehlersignal verwendet und der automatischen Flugzeugsteuerung zugeführt und dient zur Korrektur dieser Abweichung, so daß die Flugbahn mit der vorher gewählten Flugbahn übereinstimmt.

Die Fig. 5 und 5 a zeigen ein schematisches Schaltbild einer Ausführungsform, wobei angenommen ist, daß Signalquellen für das barometrische Höhensignal, für das Signal zur Erzeugung der vertikalen Beschleunigung und für das Signal hoher Genauigkeit für geringe Höhen verfügbar sind.

Das Signal des barometrischen Höhenmessers wird aus einer Signalquelle 20 über einen relaisbetätigten Schalter 23 der Primärwicklung 212 eines Transformators zugeführt. Die Sekundärwicklung 214 des Transformators 213 hat eine Mittelanzapfung und¹ liefert den Gittern 215 und 216 zweier Triodenverstärker 217 bzw. 218 Gegentaktsignale. Die beiden Trioden sind in Form einer Gegentaktstufe geschaltet und haben einen gemeinsamen Kathodenkreis.

Die Enden der Sekundärwicklung 214 sind über die Widerstände 210 bzw. 211 mit der Erde verbunden.

7 8

Veränderbare Abgriffe an den Widerständen 210 und wird, der aus zwei Duotrioden 53 und 54 besteht. Die 211 stehen mit den Gittern 215 bzw. 216 in Verbin- Anode der einen Triode und die Kathode der anderen dung. Die Einstellung der veränderbaren Abgriffe der Triode jedes Kolbens, und umgekehrt, sind zusammen-Widerstände 210 und 211 stellt eine empfindliche geschaltet und mit gegenüberliegenden Ausgangs-Steuerung dar. 5 klemmen der Sekundärwicklung 51 des Transforma-

Die Summe der Ausgangssignale der Anodenkreise tors 45 verbunden. Die übrigen Anoden 60 und 61 und

der Verstärker 217 und 218 wirkt sich in der Pri- Kathoden 59 und 62 der Röhren 53 und 54 stehen

märwicklung 219 eines Koppeltransformators 220 aus. miteinander in Verbindung. Zwei Triodenpaare sind

Die Sekundärwicklung 221 dieses Transformators hat auf diese Weise mit entgegengesetzter Polarität in

eine Mittelanzapfung 222 und erzeugt Gegentakt- io Kaskadenschaltung an den Gegentaktausgang des

signale in Abhängigkeit von den seiner Primärwick- Koppeltransformators 45 angeschaltet,

lung 219 zugeführten Eingangssignalen. Dem Gitter-Kathoden-Kreis jeder Triode wird ein

Die Gitter 223 und 224 der beiden Trioden 225 Wechselstrombezugssignal gleicher Frequenz zuge- bzw. 226 sind so geschaltet, daß sie die auf diese führt. Das Bezugssignal kann einer Signalquelle 227 Weise erzeugten Gegentaktsignale aufnehmen und ge^ 15 entnommen werden, die den Transformator 68 bemeinsam als Phasendetektorstufe wirken. Den Anoden- liefert. Dieser Transformator liefert ein Wechsel-Kathoden-Kreisen beider Elektronenröhren 225 und Stromsignal zur Phasendetektorstufe des barometri-226 wird das gleiche, aus einer Quelle 227 entnom- sehen Höhenmessersignalkanals. Die Gitter-Kathodenmene Wechselstrombezugssignal zugeführt. Das in Kreise sind so geschaltet, daß sie einzelne Sekundärdieser Weise vorgesehene Bezugssignal wird den Ein- 20 wicklungen 63, 64, 65 und 66 enthalten, die in der gangssignalen der Phasendetektoren 225 und 226 da- Weise induktiv gekoppelt sind, daß sie das Bezugsdurch überlagert, daß die Mittelanzapfung eines signal aus der Primärwicklung 67 eines Transforma-Transforniators 228 mit der Mittelanzapfung des tors 68 aufnehmen. Die Wicklung 67 ist mit der Transformators 220 verbunden ist. Signalquelle 227 verbunden. Durch diese Gesamt-

Das Ausgangssignal der aus den beiden Röhren 25 anordnung von Schaltkreisen wird ein vollweggleich-225 und 226 bestehenden Phasendetektorstufe ist im gerichtetes Ausgangssignal geliefert, dessen Polarität wesentlichen ein durch Gleichrichtung entstandener und Amplitude von der Phase und Amplitude des halbwelliger Wechselstrom von einer Amplitude, die Eingangssignals abhängt, das an die Anodenproportional der Größe der an der Sekundärwick- Kathoden-Kreise gelegt wird, verglichen mit den lung 221 liegenden Spannung ist, und von einer PoIa- 30 Bezugssignalen, die an die Gitter-Kathoden-Kreise rität, die durch die relative Phase zwischen den Ein- der Trioden gelegt sind.

gangs- und Anodenspannungen bestimmt wird. Dieses Das gleichgerichtete Ausgangssignal wird durch

Ausgangssignal wird von einem Filter geglättet, das ein Filter geglättet, das aus den Kondensatoren 68

aus einer Induktivität 235 und den Kondensatoren und 69 und der Induktivität 70 besteht. Ein i?C-Glied

229, 230 und. 231 besteht. Ein i?C-Änderungsge- 35 ist so geschaltet, daß es das Ausgangssignal der

schwindigkeitsglied, das aus einem Kondensator 232 phasenempfindlichen Gleichrichterstufe aufnimmt und

und einem Widerstand 233 besteht, differenziert das aus einem Widerstand 71 und einem Kondensator 72

geglättete Signal, das proportional der vom baro- von geeigneten Werten zur partiellen Integration des

metrischen Höhenmesser wahrgenommenen Höhe Vertikalbeschleunigungssignals besteht, das mit dem

wird, und erzeugt ein Signal, das proportional der 40 Höhenänderungsgeschwindigskeitssignal am Verbin-

Höhenänderung gegenüber der Zeit ist. Das so er- dungspunkt 234 gemischt wird.

zeugte Änderungsgeschwindigkeitssignal wird an dem Das kombinierte Signal wird von dem Verbin-Verbindungspunkt 234 mit eine Beschleunigungs- dungspunkt 234 dem Gitter 81 einer Triode 83 zugesignal gemischt. führt, die eine Hälfte eines Vergleichskreises bildet.

Eine Signalquelle 40 beliefert einen Pentodenver- 45 Ein geeigneter Wert negativer Vorspannung kann

stärker 41 mit einem ßeschleunigungssignal, das sich durch Einstellung der veränderbaren Anzapfung 273

:n Richtung und Amplitude in Abhängigkeit von des an eine i\nodenbatterie angeschlossenen Potentio-

Richtung und Amplitude der Änderungsgeschwindig- meters 274 gewählt werden. Die andere Hälfte des

keit der vertikalen Geschwindigkeit des Flugzeuges Vergleichskreises wird durch eine Triode 82 darge-

ändtrrt. Das Anodenausgangssignal der Pentode 41 50 stellt, deren Gitter 80 so geschaltet ist, daß ihm ein

wird dem Gitter 42 eines Triodenverstärkers 43 zu- Steuersinkgeschwindigkeitssignal zugeführt wird, das

geführt, dessen Anode mit der Primärwicklung 44 eine gewünschte Sinkgeschwindigkeit des Flugzeuges

eines Zwibchentransformators 45 in Reihe geschaltet in Übereinstimmung mit einer vorher gewählten

ist. -Mittels einer Triode 46 in Kathodenfolgeschal- Flugbahn darstellt. Die Kathoden 84 und 85 der Tri-

tung kann ein wählbar einstellbarer Betrag von Rück- 55 öden 82 und 83 sind mit einer gemeinsamen negativen

kopplung der Pentodenstufe 41 zugeführt und damit Anodenspannungsquelle B— über dk Widerstände 86

die Verstärkung des Beschleunigungsmessersignals bzw. 87 verbunden. Über die Kathodenwiderstände 86

geregelt werden. Dem Gitter 47 der Triode 46 wird und 87 entwickelt sich daher eine Spannung mit einer

das Anodtnausgangssignal der Triode 43 zugeführt. Amplitude, die proportional der Differenz der Ein-

Ein Widerstand 48 mit veränderbarer Anzapfung, 60 gangssignale der beiden Trioden 82 und 83 ist und

der in Reihe in den Kathodenkreis der Triode 46 ge- deren Polarität davon abhängt, welche von den Röhren

schaltet ist und dessen beweglicher Kontakt 49 mit mehr Strom durchläßt. Dieses polarisierte Ausgangs-

der Kathode 50 der Pentode 41 verbunden ist, bildet signal kann mittels eines relaisbetätigten Schalters 32

eine Vorrichtung zur Einstellung des Anteiles der an- einem Kreuzzeigerinstrument mit sichtbarer Anzeige

gelegten Rückkopplungsspannung und damit zur 65 zugeführt werden oder als Korrektursignal dazu ver-

Steuerung des Verstärkungsfaktors. wendet werden, den vertikalen Steuerkanal einer auto-

Die Sekundärwicklung 51 des Zwischentransforma- matischen Flugzeugsteuerung zu betätigen,

tors 45 hat eine Mittelanzapfung 52 und erzeugt ein Das Steuersignal für die Anfangssinkgeschwindig-

Gegentaktsignal, das an einem phasenempfindlichen keit kann von einem Spannungsteiler abgegriffen

A'ollwegdemodulator oder -gleichrichter angelegt 70 werden, der aus zwei Widerständen 90 und 91 be-

steht, die in Reihe mit einer stabilen Anodengleichstromquelle B+ geschaltet sind. Eine geeignete Spannung wird abgegriffen und dem Eingang des Vergleichskreises über einen Relaiskontakt 29 und einen Handschalter 92 zugeführt. Ein Steuersignal für die Endsinkgeschwindigkeit kann man durch Zuführen einer geringen Spannung, z. B. Erde, erhalten, die dem Eingang des Vergleichskreises dann zugeführt wird, wenn der Relaiskontaktarm 29 in seiner unteren Stellung steht.

Die auf diese Weise erhaltene Spannung wird, wenn der Kontaktarm 92 in seiner unteren Stellung steht, einer Begrenzerstufe zugeführt, die zwei Dioden 93 und 97 in einem gemeinsamen Kolben, einen Widerstand 102 und die Potentiometer 96 und 101 enthält. Die Aufgabe des Begrenzers ist es, Spannungen geeigneter Amplitude an das Gitter 80 der Röhre 82 der Vergleichsstufe zu liefern, so daß die gesonderten Sinkgeschwindigkeiten in Übereinstimmung mit der vorher bestimmten Flugbahn dargestellt werden. Das Steuersignal für die Sinkgeschwindigkeit wird mit dem Signal für die Höhenänderungsgeschwindigkeit verglichen und dem Gitter 81 der Röhre 83 zugeführt, die die andere Seite der Vergleichsstufe enthält.

Die Diode 93 begrenzt das Minimumausgangssignal dieser Stufe auf den Spannungswert, bei dem ihr Durchlaß einsetzt, und bewirkt, daß das Steuersignal für die Endsinkgeschwindigkeit dem Gitter 80 der Triode 82 im Vergleichskreis zugeführt wird. Das wird durch die Stellung einer veränderbaren Anzapfung 95 eines Potentiometers 96 bestimmt, durch die eine wählbare positive Spannung an die Anode 94 der Diode 93 gelegt werden kann. Das Potentiometer 96 bildet einen Teil eines Spannungsteilers, der zwischen B + und Erde liegt. Der zur Anzapfung dienende Schleifarm 95 wird im Gleichlauf mit den Schleifarmen der Widerstände 210 und 211 bewegt, wodurch die Gegentakteinganssignale für die Gitter 215 und 216 der Verstärkerstufe eingestellt werden. Die Verstärkerstufe besteht aus den Trioden 217 und 218 im Kanal des barometrischen Höhensignals. Diese Regelung ist zur Erzeugung einer richtig geeichten Spannung notwendig, um die richtige Endsinkgeschwindigkeit hervorzurufen, die von der Empfindlichkeitssteuerung in dem Kanal für das barometrische Höhensignal unabhängig ist.

Die Anode 98 einer zweiten Diode 97 ist mit dem Steuersignalgittereingang der Triode 82 verbunden. Die Kathode 99 der Diode steht mit dem Schleifarm 100 eines Potentiometers 101 in Verbindung, das an B + liegt. Durch wahlweise Einstellung des auf diese Weise der Kathode 99 der Diode 97 zugeführten Vorspannungswertes kann das Steuersignal für die Anfangssinkgeschwindigkeit für wechselnde Kombinationen von Annäherungsgeschwindigkeit und Empfindlichkeiten des barometrischen Höhensignals gebildet werden. Die Diode 97 begrenzt auf diese Weise das Maximalausgangssignal dieses Kreises auf den Spannungswert, bei dem ihr Durchlaß beginnt.

Bei normaler Arbeitsweise werden jedoch zwei Steuersignale für die Sinkgeschwindigkeit nacheinander der Vergleichsstufe zugeführt. Diese und andere Arbeitsvorgänge des Gerätes werden in Abhängigkeit von der wahren Höhe des Flugzeuges über dem Boden duchgeführt. Bei dieser Ausführungsform ist der Ursprung des Signals, das diese aufeinanderfolgenden Schaltvorgänge steuert, ein Funkhöhenmesser hoher Präzision für geringe Höhen. Die Schaltvorgänge werden im folgenden beschrieben und erklärt:

Ein sehr genaues Höhensignal (Fig. 5 a) wird von einer Quelle 110 dem Gitter 111 einer Verstärkerröhre 112 in Form einer Wechselspannung zugeführt, deren Frequenz proportional der Höhe ist. Das Anodenausgangssignal der Triode 112 wird dem Steuergitter 113 einer Pentode 114 zugeführt, deren Ausgangssignal auch dem Gitter 115 einer Triode 116 zugeführt wird, die mit einer Triode 117 einen kathodengekoppelten Multivibrator bildet. Der Anodenausgangsimpuls der Triode 117 wird durch ein impulsformendes i?C-Glied hindurchgeführt, das die Wellenform differenziert. Die Triode 118 ist ein Impulsverstärker und erzeugt an ihrer Anode einen großen negativen Auslöseimpuls, der einen einseitigen Multivibrator betätigt, der aus den Trioden 119 und 120 besteht. Die Auegangs signale der Triode 120 bestehen aus einer Reihe positiver Impulse gleicher Längen, deren Frequenz die gleiche ist wie die des Höhenmessersignals. Eine Diode 122 richtet die positiven Impulse gleich und führt sie durch einen .RC-Filter, der ein Gleichstromausgangssignal liefert, das proportional der Frequenz der einander gleichen Impulse ist. Die Diode 121 hält negative Wellenteile von den folgenden Kreisen fern. Bei dieser Ausführungsform wird ein Ausgangssignal erzeugt, das etwa 2,5 V/m der vom Funkhöhenmesser gemessenen Höhe beträgt.

Das die absolute Höhe über dem Boden repräsentierende Gleichstromausgangssignal wird einer Triode 125 in Kathodenfolgeschaltung zur Impedanztrennung zugeführt. Der Ausgang der Triode 125 ist über einen Widerstand mit einem Relais 126 verbunden; der andere Anschluß dieses Relais steht in Verbindung mit einer Gleichspannungsquelle. Tritt eine Differenz zwischen diesen beiden Spannungen auf, wird ein Strom in den Wicklungen des Relais 126 hervorgerufen. Diese Gleichspannung wird einem Schleifarm 127 entnommen, der so angeordnet ist, daß er durch Drehung mit jedem einer Anzahl von Kontakten verbunden werden kann. Die einzelnen Kontakte wiederum liegen an verschiedenen Spannungen und werden durch einen Spannungsteiler 128 angezapft, der zwischen B + und Erde liegt.

Ein ausreichender Spannungsunterschied zwischen dem Ausgang des Kanals für die absolute Höhe und der Spannung des Schleifarmes 127 ruft einen zur Betätigung des Schalters 129 ausreichenden Strom hervor. Wenn die Kontakte des Schalters 129 geschlossen sind, liegen 27 V Spannung an der Relaisspule 130. Der dadurch in der Spule hervorgerufene Strom schließt die gemeinsam wirkenden Schalter 131 und 132. Durch das Schließen des Schalters 132 wird ein Strom durch die Magnetspule 134 geschickt und betätigt einen nicht abgebildeten Kolben, der einen Schrittschalter weiterbewegt. Der normalerweise geschlossene Kontakt 133 wird geöffnet, wenn der Magnetspulenkolben betätigt wird, so daß der Schalter bei jedem Arbeitsgang nur um einen Schritt weiterbewegt wird.

Der Schleifarm 127 ist kraftschlüssig mit dem Schrittschalter verbunden, der bei Betätigung den Schleifarm 127 auf die nächste benachbarte Spannungsanzapfung weiterbewegt, so daß eine andere Spannung an das eine Ende der Relaisspulen 126 gelegt wird. Das Gerät ist so aufgebaut, daß die Augenblicksdifferenz zwischen dem neu angezapften Spannungswert und dem Ausgang des Kanals für die absolute Höhe zur Betätigung des Schalters 129 nicht ausreicht. Ändert sich jedoch der Wert aus dem Kanal für die absolute Höhe, so besteht eine immer größer werdende Spannungsdifferenz zwischen ihm und der

109 580/33

11 12

Spannung der Anzapfung, und sobald infolgedessen und verbindet die Signalquelle für das barometrische genügend Strom durch die Spule 126 fließt, wird der Höhensignal mit dem Verstärkungs- und Gleichrichtvorher beschriebene Arbeitsgang für einen Schalt- kanal, der das Höhenänderungsgeschwindigkeitssignal schritt wiederholt. erzeugt, das einem der beiden Eingangskreise der Ver-

Aus dieser Arbeitsfolge ist zu erkennen, daß der 5 gleichsvorrichtung zugeführt wird. Der bewegliche Schleifarm so eingestellt wird, daß er eine Spannung Kontaktarm 137 wird so eingestellt, daß er den Konabgreift, die proportional der absoluten Höhe ist. Das takt 23 bei etwa 30 m absoluter Höhe schließt und vom Kanal für die absolute Höhe erzeugte Signal dadurch ein Eingangssignal, das der Höhenänderungswird mit der abgegriffenen Spannung verglichen und, geschwindigkeit entspricht, dem Vergleichskreis für wenn sich die Höhe des Flugzeuges ändert, der io geringere Höhen zuführt.

Schrittschalter betätigt, dessen eine Aufgabe es ist, Der Kontakt 32 ist so angeordnet, daß er entweder einen anderen Spannungswert abzugreifen, der über- den Ausgang des Gleitwegempfängers oder den Auseinstimmt mit der neu erreichten Höhe des Flug- gang des Vergleichskreises mit dem Kreuzzeigergerät zeuges. 89 verbindet. Normalerweise ist der Schalter 32 vor

Der Schrittschalter betätigt im Gleichlauf außer- 15 dem letzten Teil der Landung in seiner abgebildeten

dem den Schleifarm 136 einer anderen Kontaktbank, oberen Stellung. Der Kontaktarm 138 ist so ein-

deren Kontakte so angeordnet sind, daß sie mit dem gestellt, daß er den Schalter 32 bei etwa 24 m abso-

Schleifarm 136 verbunden werden können. luter Höhe betätigt. Von dieser Höhe bis zum tatsäch-

Wird der Schleifarm 136 fortschreitend von einem liehen Aufsetzen des Flugzeuges erhält das Kreuz-

der festen Kontakte zum nächsten bewegt, so stellt 20 zeigergerät 89 ein Signal, das die Abweichung des

seine Lage die Höhe des Flugzeuges dar. Es kann Flugzeuges von einer vorher gewählten und von einem

daher in jedem der festen Kontakte, die mit dem Steuersignal bestimmten Sinkgeschwindigkeit anzeigt.

Schleifarm 136 verbunden werden können, ein Signal, Die Signalquelle der Sinkgeschwindigkeitssteuer-

z. B. die 27-V-Gleichspannung, zugeführt werden, die signale ist ein Spannungsteiler, der aus den Wider-

über den Schalter 131 am Schleifarm 136 liegen. Ein 25 ständen 90 und 91 besteht, die mit B+ verbunden

solches Signal wird dem festen Kontakt zugeführt und sind. Der Relaiskontakt 29 ist so angeordnet, daß er

stellt die Augenblickshöhe des Flugzeuges dar. Die entweder mit der Spannung verbunden wird, die sich

festen Kontakte können daher mit Vorrichtungen ver- am Widerstand 91 als erstes Steuersignal einstellt, das

bunden sein, die in bestimmten Höhen arbeiten müs- von dem Begrenzer 97 geändert und dem Gitter 80 des

sen. Es ist daher notwendig, eine Anzahl dieser ein- 30 Vergleichskreises zugeführt wird, oder in seiner ande-

ander benachbarten festen Kontakte so anzuordnen, ren Stellung als zweites Steuersignal mit der Erde

daß sie wählbar durch einen drehbaren Kontaktarm verbunden und durch die Begrenzerdiode 93 geändert

(z. B. 137) mit einer Einrichtung verbunden werden wird.

können, die wirksam mit dem drehbaren Kontaktarm Das erste Steuersignal hat einen solchen Wert, daß 137 bei jeder der acht verschiedenen Höhen verbunden 35 es zusammen mit den Parametern des übrigen Systems ist und durch acht feste Kontakte dargestellt wird, eine gewünschte Anfangssinkgeschwindigkeit einer mit denen der Arm 137 wählbar verbunden werden. zweiteiligen Flugbahn, wie sie im Zusammenhang mit kann. Wenn der Schrittschalter den Kontakt erreicht, Fig. 1 und 2 beschrieben wurde, bestimmt. Der Konauf den der drehbare Kontaktarm 137 eingestellt ist, takt ist daher anfänglich in seiner oberen Stellung, wird die Spannung von 27 V (oder jede andere geeig- 40 Das Anfangssteuersignal wird mit der tatsächlichen nete Spannung) auf die zu betätigende Einrichtung Sinkgeschwindigkeit verglichen, wodurch das Kreuzübertragen, zeigergerät in richtiger Weise von etwa 24 m an, wo

In gleicher Weise sind die einstellbaren Kontakt- der Schalter 32 betätigt wird, bis zu einer absoluten arme 138 und 139 angeordnet, so daß sie ein Betäti- Höhe der Größenordnung von 4,5 m über dem Boden gungssignal bei jeder einer Anzahl verschiedener 45 arbeitet. Bei dieser Höhe wird der Kontaktarm 139 als Höhen innerhalb gesonderter bekannter Bereiche auf- Folge der Schrittbewegung des Schleifarmes 136 in nehmen können. Die gewählten Stellungen der Kon- Abhängigkeit von Höhenänderungen mit einer Betätitaktarme 138 und 139 bestimmen die besondere Höhe, gungsspamiung verbunden. Unter dem Einfluß des Bebei der jeder ein 27-V-Signal erhalten soll. Auf diese tätigungssignals, das in diesem Falle einer 27-V-Weise erhalten die Kontaktarme 137, 138 und 139 50 Gleichspannungsquelle entstammt, wird der Schalter nacheinander eine Spannung, die zur Betätigung von 29 mit der Erde als der Quelle des zweiten Steuer-Relais oder ähnlichen Einrichtungen bei bekannten signals verbunden, das vom Begrenzer 93 erzeugt wählbaren Höhen und in einer Folge verwendet wer- wird.

den kann, die der wechselnden absoluten Höhe des Das Ausgangssignal des Vergleichskreises, der das

Flugzeuges über dem Boden entspricht. 55 Kreuzzeigergerät 89 betätigt, wird dann gleich der

Die Schleifarme 137,138 und 139 sind mit den Lei- Differenz zwischen dem zweiten Steuersignal und der

tungen 140,141 bzw. 142 verbunden, die so geschaltet tatsächlichen Sinkgeschwindigkeit des Flugzeuges,

sind, daß sie Relais betätigen und die Schalter 23, 32 Das zweite Steuersignal bestimmt eine Sinkgeschwin-

und 29 steuern. Beim Niedergehen des Flugzeuges digkeit, die mit dem zweiten Teil der zweiteiligen

werden unter dem Einfluß der Tätigkeit des Schritt- 60 Flugbahn nach Fig. 1 und 2 übereinstimmt. Diese

schalters in Abhängigkeit von der sich ändernden Endsinkgeschwindigkeit wird bis zum Aufsetzen des

Höhe die Schleifarme 127 und 136 im Uhrzeigersinne Flugzeuges, d. h. bis zum Ende des Landevorganges,

gedreht. Der Relaiskontakt 23 wird zuerst betätigt, eingehalten.

danach folgt Relaiskontakt 32 und danach als letzter Durch Verwendung des Schalters 92 in Fig. 5 wird

der Relaiskontakt 29. 65 eine Annäherungsbahn von abnehmbarer Neigung und

Die Zusammenarbeit zwischen den vorerwähnten minimaler Sinkgeschwindigkeit an ihrem Ende ohne

Relaiskontakten und den übrigen Vorrichtungen zur Verwendung eines höhengesteuerten Kontaktes, wie

Durchführung des Landeanfluges von der Gleitweg- z. B. 29, erzielt. Wenn der Schalter 92 von Hand in

annäherung bis zum Aufsetzpunkt nimmt folgenden seine obere Stellung gebracht wird, so verbindet er

Verlauf: Der Kontakt 23 wird als erster geschlossen 70 keines der oberen Steuersignale für die Sinkgeschwin-

digkeit über die Begrenzerstufe mit dem Gitter 80 der Röhre 82 in der Vergleichsstufe. Steht der Schalter 92 in seiner oberen Stellung, so ist das den Dioden 93 und 97 abgekehrte Ende des Widerstandes 102 über die Leitung 103 mit dem Verbindungspunkt des Widerstandes 123 a und des Kondensators 124 (Fig. 5 a) verbunden. Ist in diesem Zustand die Spannung des Funkhöhenmesserkreises größer als ein bestimmter Wert, wie er durch die Einstellung des Widerstandes 101 bestimmt wird, so läßt die Diode 97 durch und begrenzt die Maximalspannung, die der Röhre 82 zugeführt wird, welche das Steuersignal für die Sinkgeschwindigkeit ist.

Da die Ausgangsspannung des Funkhöhenmessers mit abnehmender Höhe des Flugzeuges abnimmt, wird einmal ein Punkt erreicht, bei dem die Röhre 98 nicht durchläßt und. die dauernd abnehmende, dem Gitter der Röhre 82 zugeführte Spannung eine dauernd abnehmende Sinkgeschwindigkeit hervorruft. Folgt das Flugzeug dieser dauernd abnehmenden Steuersinkgeschwindigkeit, so ergibt sich eine exponentielle Krümmung der Annäherungsbahn. Erreicht jedoch die Spannung des Funkhöhenmesserkreises einen ausreichend kleinen Wert, der durch die Einstellung des Schleifarmes 95 bestimmt wird, so beginnt die Diode 93 durchzulassen und begrenzt die niedrigste der Röhre 82 zugeführte Spannung der Vergleichsstufe und damit die maximale Steuersinkgeschwindigkeit. Durch diese Arbeitsweise wird gewährleistet, daß das Flugzeug, wenn es die Steuersinkgeschwindigkeit befolgt, die Landebahn mit einer kleinen, aber positiven Sinkgeschwindigkeit erreicht und nicht über sie hinwegschwebt.

Ein System zur vollständig automatischen Landung kann dadurch erzielt werden, daß man das Ausgangssignal der Vergleichsstufe, das an den Widerständen 86 und 87 entsteht, dem Höhensteuerungskanal einer automatischen Flugzeugsteuerung 150 zuführt. Wie Fig. 5 zeigt, wird dem Kreuzzeigergerät 89 außerdem das gleiche Ausgangssignal zugeführt, so daß eine sichtbare Anzeige als Kontrolle der Arbeitsweise der automatischen Flugzeugsteuerung verwendet werden kann, wenn diese die Abweichung des Flugzeuges von der gewünschten Flugbahn progressiv korrigiert.

45

Claims (10)

Patentansprüche:

1. Flugzeuglandeeinrichtung mit einer auf die Sinkgeschwindigkeit ansprechenden Vorrichtung, die ein Signal erzeugt, das der tatsächlichen Sinkgeschwindigkeit des Flugzeuges entspricht, ferner mit einer Sinkgeschwindigkeitssteuervorrichtung, die ein Signal erzeugt, das der theoretisch gewünschten Sinkgeschwindigkeit entspricht, und mit einer Vergleichseinrichtung, die wirksam wird, wenn das Flugzeug sich zwischen einer vorbestimmten Höhe und dem Boden befindet, zur Aufnahme von Signalen aus der auf die Sinkgeschwindigkeit ansprechenden Vorrichtung und zur Erzeugung eines Signals, das im wesentlichen ein Maß für die Abweichung der tatsächlichen Sinkgeschwindigkeit von der gewünschten Sinkgeschwindigkeit ist, dadurch gekennzeichnet, daß die Sinkgeschwindigkeitssteuervorrichtung ein Signal erzeugt, das einen Wert hat, der immer in Übereinstimmung mit einer Sinkgeschwindigkeit gehalten wird, die größer als Null ist.

2. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Sinkgeschwindigkeitssteuervorrichtung eine Vorrichtung zur Erzeugung eines Signals enthält, das ein Maß für eine gewünschte Sinkgeschwindigkeit ist, und die Sinkgeschwindigkeit eine Funktion der Höhen- und Begrenzungsvorrichtung ist, die dieses Signal umwandelt, wobei der Signal wert immer in Übereinstimmung mit einer Sinkgeschwindigkeit gehalten wird, die größer ist als Null.

3. Einrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Begrenzungsvorrichtung auch das Signal ändert, das eine Funktion der Höhe ist, wobei der Signal wert immer in Übereinstimmung mit einer Sinkgeschwindigkeit gehalten wird, die geringer ist als ein vorher bestimmter Wert.

4. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Sinkgeschwindigkeitssteuervorrichtung ein Signal von konstantem Wert erzeugt.

5. Einrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß eine zweite Sinkgeschwindigkeitssteuervorrichtung enthalten ist, die ein zweites Signal erzeugt, das mit einer gewünschten Sinkgeschwindigkeit übereinstimmt, und daß die Vorrichtung, die auf die Höhe des Flugzeuges anspricht, so angeordnet ist, daß sie die auf Sinkgeschwindigkeit ansprechende Vorrichtung und die Vergleichsvorrichtung mit der zweiten Sinkgeschwindigkeitssteuervorrichtung in Tätigkeit setzt, wenn das Flugzeug sich zwischen der vorher bestimmten Höhe und einer zweiten vorher bestimmten Höhe befindet, die größer ist als die zuerst erwähnte vorher bestimmte Höhe.

6. Einrichtung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß das Signal, das von der zweiten Sinkgeschwindigkeitssteuervorrichtung erzeugt wird, einen konstanten Wert hat.

7. Einrichtung nach jedem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß die auf die Höhe des Flugzeuges ansprechende Vorrichtung ein Funkhöhenmesser (21) ist.

8. Einrichtung nach jedem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß eine Vorrichtung vorgesehen ist, die das der tatsächlichen Sinkgeschwindigkeit des Flugzeuges entsprechende Signal entsprechend einer Funktion der Vertikalbeschleunigung des Flugzeuges umwandelt.

9. Einrichtung nach jedem der Ansprüche 1 bis 8, gekennzeichnet durch einen sichtbaren Anzeiger, der das Signal der Vergleichsvorrichtung aufnimmt und die Abweichung der tatsächlichen Sinkgeschwindigkeit von der gewünschten Sinkgeschwindigkeit anzeigt.

10. Einrichtung nach jedem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß eine an sich bekannte automatische Flugzeugsteuerung (35) das Signal von der Vergleichs vorrichtung (27) aufnimmt und die tatsächliche Sinkgeschwindigkeit des Flugzeuges im wesentlichen gleich der gewünschten Geschwindigkeit hält.

In Betracht gezogene Druckschriften:
Britische Patentschrift Nr. 625 917;
National Bureau of Standards' Technical News Bulletin, Bd. 38, Nr. 3.

Hierzu 2 Blatt Zeichnungen

© 109 580/33 5.61