DE1226885B

DE1226885B - Instrument landing facility

Info

Publication number: DE1226885B
Application number: DEN18503A
Authority: DE
Inventors: Alexander Joh Moncrieff-Yeates; William Phillips Yetter
Original assignee: North American Aviation Corp
Current assignee: North American Aviation Corp
Priority date: 1960-06-16
Filing date: 1960-06-16
Publication date: 1966-10-13

Description

BUNDESREPUBLIK DEUTSCHLANDFEDERAL REPUBLIC OF GERMANY

DEUTSCHESGERMAN

PATENTAMTPATENT OFFICE

AUSLEGESCHRIFTEDITORIAL

Int. Cl.:Int. Cl .:

B64dB64d

Deutsche Kl.: 62 c-25/08 German class: 62 c -25/08

Nummer: 1226 885Number: 1226 885

Aktenzeichen: N18503 XI/62 cFile number: N18503 XI / 62 c

Anmeldetag: 16. Juni 1960Filing date: June 16, 1960

Auslegetag: 13. Oktober 1966Opening day: October 13, 1966

Die Erfindung betrifft eine Instrumenteneinrichtung in Luftfahrzeugen, die auf Signale einer Bodenstation anspricht, wobei die Signale einen Anfluggleitweg herstellen und im Flugzeug für einen vorbestimmten Höhenbereich angezeigt werden.The invention relates to an instrument device in aircraft that reacts to signals from a ground station responds, the signals establish an approach glide path and in the aircraft for a predetermined Altitude range are displayed.

Das bekannte Instrumenten-Landeanflugsystem (ILS) ist durch Ungenauigkeiten unterhalb des 50-m-Bereiches nur bis zu dieser Höhe anwendbar.The well-known instrument landing approach system (ILS) is due to inaccuracies below the 50 m range only applicable up to this amount.

Bei den bekannten automatischen Landesystemen werden entweder Annäherungssysteme mit fester Gleitbahn oder Abfangregeleinrichtungen bzw. Kombinationssysteme verwendet, um einen Abfangsteuervorgang herzustellen.In the known automatic landing systems, either proximity systems are fixed Slideway or interception control devices or combination systems used to control an interception to manufacture.

Die bekannten Gleitbahnsteuervorrichtungen verwenden Signalkopplungsvorrichtungen zwischen einem Gleitbahn-ILS-Empfänger (der auf einem am Boden befindlichen Sender anspricht) und einer Längsneigungssteuervorrichtung mit automatischer Kurssteuervorrichtung, wobei die automatische Kurssteuervorrichtung auf Abweichungen des Flugzeugs vom festgelegten geometrischen Bahnverlauf anspricht, der von einem Bündel Strahlen dargestellt wird, die von der Bodenfunkanlage ausgestrahlt werden.The known slide control devices use signal coupling devices between a slideway ILS receiver (installed on an am Ground transmitter responds) and a pitch control device with automatic Course control device, the automatic course control device for deviations of the aircraft responds to the defined geometrical trajectory, represented by a bundle of rays broadcast by the ground radio system.

'- Ein Landeanflug mit fester Gleitbahn ist günstig für einen sicheren Sinkflug längs einer bestimmten horizontalen Strecke entlang der Landebahn. Jedoch muß die vertikale Geschwindigkeitskomponente beim Aufsetzen auf der Landebahn so ausgewählt werden, daß beim Aufsetzen keine Beschädigungen des Flugzeugfahrgestells verursacht werden. - A landing approach with a fixed glide path is favorable for a safe descent along a certain horizontal distance along the runway. However, when touching down on the runway, the vertical speed component must be selected in such a way that no damage is caused to the aircraft undercarriage when touching down.

Um ein Flugzeug sicher auf die Landebahn aufzusetzen, müssen zwei Geschwindigkeitsbedingungen erfüllt sein. Erstens muß die Vorwärtsgeschwindigkeit des Flugzeugs hoch genug sein, um die aerodynamische Steuerung des Flugzeugs zu gewährleisten. Zweitens muß die vertikale Geschwindigkeitskomponente des Flugzeugs auf ein Maß vermindert werden, das ein sicheres Aufsetzen gewährleistet.To safely land an aircraft on the runway, two speed conditions must be met be fulfilled. First, the forward speed of the aircraft must be high enough to maintain its aerodynamic Ensure control of the aircraft. Second, it must have the vertical component of velocity of the aircraft can be reduced to a level that ensures a safe touchdown.

Die bekannten Abfangsteuervorrichtungen vermindern zwar die Sinkgeschwindigkeit, ohne jedoch die horizontale Strecke der Gleitflugphase zu beeinflussen. So ist ein Abfangrechner bekannt, der eine erste und darauf eine zweite Abfangsmkgeschwindigkeit berechnet, wobei die erste Abfangsinkgeschwindigkeit kleiner als die Gleitbahnsinkgeschwindigkeit und die zweite Abfangsinkgeschwindigkeit wieder kleiner als die erste ist, wodurch ein spezieller Sinkgeschwindigkeitsverlauf als Funktion der Höhe programmiert wird.The known interception control devices reduce the rate of descent, but without To influence the horizontal distance of the gliding phase. So an interception computer is known, the one first and then a second intercept rate is calculated, the first intercept rate of descent less than the slideway rate of descent and the second intercept rate of descent again is smaller than the first, which means that a special rate of descent is programmed as a function of altitude will.

Bei einem weiteren Gleitbahnsystem mit einem Abfangvorgang wird ein logarithmisch abfallender Instrumenten-Lande-EinrichtungIn another slideway system with an interception process, a logarithmically decreasing one becomes Instrument landing facility

Anmelder:Applicant:

North American Aviation, Inc.,North American Aviation, Inc.,

Los Angeles, Calif. (V. St. A.)Los Angeles, Calif. (V. St. A.)

Vertreter:Representative:

Dr.-Ing. H. Ruschke, Patentanwalt,Dr.-Ing. H. Ruschke, patent attorney,

München 27, Pienzenauer Str. 2Munich 27, Pienzenauer Str. 2

Als Erfinder benannt:
Alexander John Moncrief f-Yeates,
Altadena, Calif.;
William Phillips Yetter,
Whittier, Calif. (V. St. A.)Named as inventor:
Alexander John Moncrief f-yeates,
Altadena, Calif .;
William Phillips Yetter,
Whittier, Calif. (V. St. A.)

Sinkgeschwindigkeitsbezugswert nach der GleichungDescent rate reference value according to the equation

h + h +

dtGerman

-■ Ό- ■ Ό

erzeugt, worin h die über der Landebahn gemessene Höhe des Flugzeugs ist, während -=— die gemessene Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs und K ein Verstärkungsverhältnis oder eine Abfangkonstante darstellen. Das Abfangmanöver wird dadurch ausgeführt, daß von der automatischen Gleitflugphase auf die Abfangphase bei einer bestimmten Höhe von etwa 30 m umgeschaltet wird.where h is the height of the aircraft measured above the runway, while - = - is the measured rate of descent of the aircraft and K is a gain ratio or an interception constant. The interception maneuver is carried out by switching from the automatic gliding phase to the interception phase at a certain altitude of about 30 m.

In keinem der bekannten Systeme wird jedoch der Abfangrechner zur Lieferung von Fehlerdaten verwendet, die aus der Gleitflugphase während eines Eich- und Meßvorganges des Abfangrechners abgeleitet wurden. Die bekannten Systeme sind daher mit den Höhenfehlern der Gleitflugphase behaftet und leiten das Abfangmanöver bei einer vorbestimmten Höhe ein, ohne die horizontale Entfernung zwischen dem Auftreten einer solchen Höhe und dem entsprechenden Höhenpunkt an dem festen Gleitbahnstrahl oder Bezugsweg zu berücksichtigen. Weiterhin kann bei den flachen Winkeln, bei denen Landungsanflüge erfolgen, eine kleine Abweichung in der Höhe oder in der Höhenänderungsgeschwindigkeit der Gleitbahn und der Neigung eine große Streuung in der horizontalen Entfernung darstellen, in der das Aufsetzen erfolgen soll. Ferner enthalten diese Lan-In none of the known systems, however, the interception computer is used to supply error data, derived from the gliding phase during a calibration and measuring process of the interception computer became. The known systems are therefore afflicted with the altitude errors of the gliding phase and initiate the interception maneuver at a predetermined altitude without the horizontal distance between the occurrence of such a height and the corresponding height point on the fixed slideway beam or reference distance to be taken into account. Furthermore, at the shallow angles at which landing approaches occur, a small deviation in the altitude or in the rate of change in altitude Slideway and slope represent a large spread in the horizontal distance over which the Should be put on. These countries also contain

609 670/32609 670/32

desysteme keine Einrichtungen, um kombinierte Änderungen der Vorwärts- und Vertikalgeschwindigkeiten (infolge Böen iu. dgl.) wahrzunehmen und die Wirkungen von kombinierten Änderungen auf die Horizontalentfernung des Abfangmanövers zu kompensieren. desysteme does not have facilities to make combined changes the forward and vertical speeds (as a result of gusts and the like) to perceive and the Compensate for effects of combined changes on the horizontal range of the interception maneuver.

Daher ist es Aufgabe der Erfindung, eine Abfangrechenvorrichtung zu schaffen, die eine automatische Landung einschließlich des Abfangens und Aufsetzens innerhalb einer vorbestimmten horizontalen Entfernung mit minimaler Streuung bewirkt, wobei ein Abfangbahnprogramm als Funktion von Flugbahnabweichungen von der Gleitbahn während des ILS-Vorganges berechnet wird.It is therefore an object of the invention to provide an interception computing device to provide an automatic landing including interception and touchdown within a predetermined horizontal Removal causes minimal spread, with an intercept program as a function of Flight path deviations from the slideway during the ILS process is calculated.

Erfindungsgemäß wird diese Aufgäbe gelöst durch eine Rechenvorrichtung im Flugzeug zur Erweiterung des Anfluggleitweges außerhalb des Landehöhenbereiches mit einer Speicherschaltung zum Berechnen eines Signals, das dem Durchschnittswert der Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs beim Durchlaufen des vorgesehenen Höhenbereiches entspricht, ferner mit einer Prögrammierschaltung, die das gespeicherte Signal aufnimmt und daraus Hphensignale während des Zeitablaufes programmiert, in dem sich das Flugzeug unterhalb des Höhenbereiches bewegt, sowie mit einer Abfangschaltung, die Abfangsignale während des Zeitablaufs erzeugt, in dem das Flugzeug unter eine maximale, unterhalb des vorgesehenen Höhenbereiches liegende Abfanghöhe absinkt, und mit .einer Schaltung, die mit dem Programmier- -und Abfängschaltungen verbunden ist, um die programmierten Signale zum Landeanflug zu verwenden. According to the invention, this task is achieved by a computing device in the aircraft for expansion of the approach glide path outside the landing altitude area with a memory circuit for calculating a signal representing the average rate of descent of the aircraft as it traversed corresponds to the intended height range, furthermore with a programming circuit, which the stored Signal receives and from it programmed Hphensignale during the time lapse in which the aircraft moves below the altitude range, as well as with an interception circuit, the interception signals generated during the lapse of time in which the aircraft is below a maximum, below that provided Height range drops, and with a circuit that is programmed with the programming -and interception circuits connected to to use the programmed signals for the landing approach.

Zu den weiteren Aufgaben der Instruinenten-Lande-Einrichtung gehören, die Landung mit einem vorherbestimmten Aufsetzpunkt sowie ein Eich- und Meßverfahren, bei dem ein programmierter Landeweg abgeleitet und die programmierte Information zum Ausführen einer Landung benutzt wird, und Instriumentenlandungen ohne Sicht bei der unteren Wolkengrenze Null.The other tasks of the Instruinenten-Landing-Facility include landing with a predetermined touchdown point as well as a calibration and measuring process in which a programmed landing path derived and the programmed information is used to perform a landing, and instrument landings without visibility at the lower cloud line zero.

Grundsätzlich programmiert die offenbarte Ausführungsform eine feste räumliche Bahn vom Ende des ILS-Leitstrahls bei 50 m Höhe bis zum Aufsetzpunkt, wobei diese festgelegte Bahn vom Leitstrahlneigungswinkel und einer angenommenen Fluggeschwindigkeit- längs dieser Bahn bestimmt wird. Falls sich die Fluggeschwindigkeit infolge von Steuerungsfehlern oder Windböen ändert, wird die programmierte räumliche Bahn so' abgeändert, daß der gewünschten räumlichen Bahn noch mit Sicherheit gefolgt wird. Das Flugprogramm wird hierbei beschleunigt oder verlangsamt und bewirkt eine Änderung der Aufsetzgeschwindigkeit, die naturgemäß in vorher bestimmten Grenzen gehalten werden muß. Zur Durchführung eines Abfangvorgangs werden Signale eingeführt, um die Programmiervorrichtung für die räumliche Bahn unterhalb der Einleitung des erwähnten Vorganges nichtlinear zu machen. Durch einen ständigen Vergleich zwischen der programmierten räumlichen Bahn und der tatsächlichen Bahn folgt das Flugzeug dem Programm. Die dabei abgeleiteten Fehlersignale werden an eine Steuervorrichtung geliefert und erscheinen entweder auf einem Anzeigegerät, zur manuellen Steuerung durch den Piloten oder werden an ein automatisches Kurssteuerungsgerät gegeben, daß das Flugzeug selbsttätig auf dem Nullkurs der Fehlersignale hält.Basically, the disclosed embodiment programs a fixed spatial path from the end of the ILS guide beam at a height of 50 m to the touchdown point, where this fixed path consists of the angle of inclination of the guide beam and an assumed airspeed is determined along this path. If the airspeed changes as a result of control errors or gusts of wind changes, the programmed spatial path is changed so that the desired spatial path is still followed with certainty. The flight program is accelerated here or slows down and causes a change in the touchdown speed, which naturally occurs in predetermined limits must be kept. To be able to perform an interception Signals introduced to the programming device for the spatial path below the initiation of the to make the mentioned process non-linear. Through a constant comparison between the programmed spatial path and the actual path the aircraft follows the program. The error signals derived in this way are sent to a control device and appear either on a display device for manual control by the Pilots or are given to an automatic course control device that the aircraft automatically on the zero course of the error signals.

Der Hauptteil des verwendeten Abfangrechners ist eine Prograrnrmereinrichtung, die während des Steuervorgangs mit einer Geschwindigkeit läuft, die mit der durchschnittlichen Sinkgeschwindigkeit während des Eich- und Meßvorganges beim Anflug proportional ist. Der Ausgang dieser Programmiereinrichtung ist ein Höhenbefehlssignal als Funktion der Zeit. Die Sinkgeschwindigkeit eines Flugzeugs wird folgendermaßen bestimmt:The main part of the interception computer used is a programmer device, which during the Control process runs at a speed that is the average rate of descent during of the calibration and measuring process on approach is proportional. The output of this programmer is an altitude command signal as a function of time. The rate of descent of an airplane will determined as follows:

h=VtgY, (1) h = VtgY, (1)

wobeiwhereby

Ii = Smkgeschwindigkeit des Flugzeugs, Ii = speed of the aircraft,

V = Grundgeschwindigkeit des Flugzeugs und V = base speed of the aircraft and

Y = Flugbahnwinkel (gemessen zwischen dem Y = flight path angle (measured between the

Bodengeschwindigkeitsvektor und der örtlichen Horizontalen)
ist. .Ground velocity vector and the local horizontal)
is. .

so Wenn der ILS-Gleitbahn gefolgt wird, ist der Winkel y festgelegt, und es istso if the ILS slide is followed, the angle y is fixed, and it is

YiYi

wobei die Indizes 1 und 2 für R und V Grund- und Sinkgeschwindigkeit von verschiedenen Anflugpunkten angeben.where the indices 1 and 2 for R and V indicate the base and sink rate of different approach points.

Da die Programmiereinrichtung während des Steuerungsvorganges mit einer Sinkgeschwindigkeit h_p läuft, die gleich der durchschnittlichen tetsächlichen. Smkgeschwindigkeit H während des Eichvorganges ist, d. h. H_p = Ii, istSince the programming device runs during the control process at a rate of descent h _p which is equal to the actual average. Smk speed H during the calibration process, ie H _p = Ii

T₁ T ₁

"Pi"Pi

"Ps"Ps

wobei T gleich der Laufzeit von der Umschaltung (von dem Eich- auf den Steuervorgang) auf die Höhe Null ist, und die Indizes 1 und 2 Laufzeiten und Sinkgeschwindigkeiten der Programmiereinrichtung für zwei beliebige unterschiedliche Anflugstellen anzeigen. where T is equal to the running time from the switchover (from the calibration to the control process) to the altitude zero, and the indices 1 and 2 indicate running times and sink rates of the programming device for any two different approach points.

Wenn das Flugzeug der programmierten Höhe folgt, wird T die Zeit von der Umschaltung bis zum Aufsetzpunkt und durch Einsetzen von (2) in (3) wirdIf the aircraft follows the programmed altitude, T will become the time from toggle to touchdown point and substituting (2) into (3)

T₁ T ₁

= A oder V₁T₁=V₂T₂. (4)= A or V ₁ T ₁ = V ₂ T ₂ . (4)

'9'9

Der Abstand R von der Umschaltung bis zum Aufsetzpunkt istThe distance R from the switchover to the touchdown point is

ι= τι = τ

R =R =

Für eine konstante Grundgeschwindigkeit folgt daraus R = VT. Wie die Gleichung (4) zeigt, hält die Anlage VT für alle Kombinationen von Grundgeschwindigkeiten und Zeiten bis zum Äufsetzpunkt konstant. Daher wird die Bedingung eines konstanten Abstandes 2? für alle Anflüge' unabhängig von der Grundgeschwindigkeit erfüllt. Auf diese Weise ermöglicht die Anlage durch Verwendung einer programmierten Landung als Ableitung vonFor a constant basic speed it follows that R = VT. As equation (4) shows, the system keeps VT constant for all combinations of basic speeds and times up to the starting point. Hence, the condition of constant distance becomes 2? for all approaches' regardless of the ground speed. In this way, by using a programmed landing as a derivative of, the facility enables

5 65 6

einer ILS-Gleitbahn eine Instrumentenlandung, bei Weise sucht sich das Höhenfehlersignal h_e dem Wert der ein konstanter Aufsetzpunkt auf der Landebahn Null anzunähern.an ILS slideway an instrument landing, with Weise the altitude error signal h _e tries to approach the value of a constant touchdown point on the runway zero.

für alle Landungsanflüge vorhanden ist. Das Signal h_e gelangt auch über einen Maßstab-is available for all landing approaches. The signal h _{e also} reaches a scale

Ein Ausführungsbeispiel der Instrumenten-Lande- änderungswiderstand 25 und eine Speichervorrich-Einrichtung ist in der Zeichnung .dargestellt. Es zeigt 5 tung 27 an die Summiervorrichtung 18. Diese zweiteOne embodiment of the instrument landing change resistor 25 and a memory device is shown in the drawing. It shows 5 device 27 to the summing device 18. This second

F i g. 1 ein Blockschaltbild der Instrumenten- Gegenkopplungsleitung arbeitet mit der ersten in derF i g. 1 is a block diagram of the instrument negative feedback line working with the first in FIG

Lande-Einrichtung, Weise zusammen, daß das Fehlersignal ausgeglichenLanding facility, way together that the error signal is balanced

F i g. 2 ein Blockschaltbild zur Veranschau- wird. Jedoch hat es infolge der Natur seiner Kom-F i g. 2 is a block diagram for illustrative purposes. However, due to the nature of its compo-

lichung der Arbeitsweise während des Eich- und ponenten eine gewisse Eigenverzögerung. Die erste.adjustment of the mode of operation during the calibration and component a certain intrinsic delay. The first.

Meßvorgangs, ίο Gegenkopplungsleitung durch den Widerstand 23Measurement process, ίο negative feedback line through resistor 23

F i g. 3 ein schematisches Funktionsschaltbild der bildet eine festere Gegenkopplungsschleife, die be-F i g. 3 is a schematic functional diagram of the forms a more stable negative feedback loop, the

Instrumenten-Lande-Einrichtung, nutzt wird, um ein schnelleres Ansprechen der Ge-Instrument landing facility, is used to respond more quickly to the

F i g. 4 ein schematisches Schaltbild eines Relais- genkopplung zu erreichen,F i g. 4 a schematic circuit diagram of a relay gene coupling to achieve

systems, Die zweite Gegenkopplungsleitung enthält diesystems, The second negative feedback line contains the

Fig. 5 eine Darstellung zur Veranschaulichung 15 Speichervorrichtung 27, die das Fehlersignal spei-5 shows a representation for illustration 15 storage device 27 which stores the error signal

einer typischen Landeanflugbahn eines Flugzeugs, chert und später das gespeicherte Signal zum Steuerna typical landing trajectory of an aircraft, chert and later the stored signal for control

das die Instrumenten-Lande-Einrichtung verwendet. der Programmiereinrichtung während des Steuervor-that uses the instrument landing facility. the programming device during the control

Durch Betätigung des »Bereitschafts-Landungs- gangs verwendet. Die Speichervorrichtung summiert Schalters« (F i g. 4) wird der Eich- und Meßvorgang oder integriert alle Höhenfehlersignale h_e, die sie eingeleitet. Der Eichvorgang (F i g. 2) vollzieht sich ao während des Eich- oder Meßvorgangs erhält. Dieses in einer vorbestimmten Höhe — beispielsweise summierte Signal, mit den !geeigneten Konstanten 250 m — auf der Gleitbahn; dann wird bei ange- multipliziert, stellt die durchschnittliche Sinkgenähert 50 m Höhe auf den Steuervorgang umge- schwindigkeit dar, mit der die Nennsinkgeschwindigschaltet. Ein Radarhöhenmesser 12 (Fig. 2) liefert keit während des Steuervorgangs geändert werden eine genaue Höhenanzeige im Bereich von 250 bis 25 muß, um auf einer Verlängerung der Gleithahn 50 m durch eine der Höhe proportionale Ausgangs- während dieses Vorgangs zu fliegen und zu dem vorspannung. Wenn sich das Flugzeug auf der Gleit- bestimmten Aufsetzpunkt zu gelangen,
bahn befindet, gibt (vor und während des Eichvor- Während des gesamten Eichvorgangs ist die Gleitgangs) ein ILS-Empfänger 15, der mit der Boden- bahn so genau wie -möglich durch übliche ILS-Ver-Instrumenten-Landeanlage zusammenarbeitet, ein 30 fahren geflogen worden, und es wird vorausgesetzt, Gleitbahnfehlersignal, das der Steuervorrichtung 16 daß das Flugzeug tatsächlich dieser Bahn gefolgt ist. zugeführt wird. Diese Vorrichtung kann ein Anzeige- Obgleich die hier beschriebene Ausführungsform gerät (z. B, ein Meßinstrument oder ein Kathoden- ein übliches ILS-System zur Steuerung des Anfluges Strahlanzeiger) oder ein automatisches Kurssteue- während des Eichvorgangs verwendet, kann jede anrungsgerät sein. In jedem Fall wird das Flugzeug so 35 dere genaue Leitvorrichtung für diesen Zweck vergeflogen, daß das Gleitbahnfehlersigaal entweder wendet werden. Das augenblickliche Fehlersignal automatisch oder durch den Piloten auf Null ge- stellt die Differenz zwischen der tatsächlichen augenbracht wird. Auf diese Weise wird während des Eich- blicklichen Höhe auf der Gleitbahn gemäß Anzeige Vorgangs das Flugzeug auf der Gleitbahn gehalten. des Höhenmessers und einer von dem Nennsinkge-Used by pressing the »Ready landing gear. The memory device sums up the switch (FIG. 4), the calibration and measuring process or integrates all height error signals h _e that it initiates. The calibration process (FIG. 2) takes place during the calibration or measurement process. This at a predetermined height - for example, a summed signal, with the appropriate constants 250 m - on the slideway; then at is multiplied, represents the average descent approx. 50 m height on the control process at which the nominal descent speed switches. A radar altimeter 12 (Fig. 2) provides speed during the control process, an accurate altitude display in the range of 250 to 25 must be changed in order to fly on an extension of the slide valve 50 m through an output proportional to the altitude during this process and to the bias . When the aircraft is on the plane to arrive at the specific touchdown point,
lane is located, gives (before and during the calibration process, the glide path is during the entire calibration process) an ILS receiver 15, which works together with the floor lane as precisely as possible through the usual ILS ver instrument landing system, drive a 30 has been flown, and it is assumed, glide path error signal, the controller 16 that the aircraft has actually followed this path. is fed. Although the embodiment described here (e.g. a measuring instrument or a cathode - a common ILS system for controlling the approach beam indicator) or an automatic course control device can be used during the calibration process, this device can be a display device. In any case, the aircraft will be flown through its precise guidance device for this purpose, so that the glide path error signal will either be turned around. The instantaneous error signal is set to zero automatically or by the pilot, the difference between the actual one is brought to light. In this way, the aircraft is kept on the glide path during the calibrated altitude on the slide according to the process indicated. the altimeter and one of the nominal descent

Zum Einleiten des Eichvorgangs wird der Schalter 40 schwindigkeitsgeber abgeleiteten angenäherten Nenn-13 bei einer vorgewählten Höhe aus der »Bereit- höhe dar. Das Integral der Fehlersignale beim Eichschaftsstellung« in die »Eich- und Steuerstellung« Vorgang stellt den Betrag dar, um den die Nennsinkdurch die Programmiereinrichtung 19 umgeschaltet. geschwindigkeit während des Steuervorgangs korri-Wenn dieser Schalter geschlossen ist, wird der Aus- giert werden soll, um den vorherbestimmten Aufgang des Nennsinkgeschwindigkeitsgebers 17 an eine 45 setzpunkt zu erreichen.To initiate the calibration process, the switch 40 is approximated to the nominal 13 derived from the speed sensor at a preselected height from the »ready height. The integral of the error signals in the calibration position« in the "calibration and control position" process represents the amount by which the nominal sink rate the programming device 19 switched. speed during the steering process correct if If this switch is closed, the output will be to the predetermined entrance of the nominal rate of descent sensor 17 to a 45 set point.

Vergleichsvorrichtung 18 geliefert, die ihre verschie- I_n Fig. 1 sind alle Schalter, die von der Prodenen Eingänge summiert und die algebraische grammiereinrichtung 19 betätigt werden, so darge-Summe dieser Eingänge an die Programmiereinrich- stellt, wie sie während des Steuervorgangs eingestellt tung 19 leitet. Der Ausgang des Nennsinkgeschwin- _smd. Während dieses Vorgangs läuft die Speicherdigkeitsgebers 17 ist eine Spannung, die die wahr- 50 einrichtung 27 als offener Kreis mit Ausnahme einer scheinliche Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs auf geringen Gegenkopplung. Der offene Kreis wird mit der Gleitbahn darstellt, bei dem die Anlage verwen- dem Schalter 31 hergestellt, der den Eingang des det wird. Am Anfang des Eich- oder Meßvorgangs Maßstabänderungswiderstandes 25 erdet, der an die ist die Nermsinkgeschwindigkeit das einzige Signal, Speichereinrichtung angeschlossen ist. Diese liefert das der Summiervorrichtung 18 zugeführt wird. Der 55 während des Steuervorganges ein festes Ausgangs-Ausgang h_p der Programmiereinrichtung 19 und der signal, das dem durchschnittlichen Höhenfehler-Ausgang h_A des Höhenmessers 12 wird an die Ver- signal proportional ist. Dieses gespeicherte Signal, gleichsvorrichtung 21 geliefert. Aus den Signalen h_A das für den während des Eich- oder Meßvorganges und h„ wird in der Vergleichsvorrichtung 21 die bestimmten und gespeicherten, durchschnittlichen Differenz gebildet, die am Ausgang der Vergleichs- 60 Höhenfehler kennzeichnend ist, wird als Spannung Vorrichtung 21 als Höhenfehlersignal h_e erscheint. der Summiervorrichtung 18 zugeführt und zu derComparison means 18 supplied to their different I _n Fig. 1, so Darge sum provides all the switches which are summed by the Prodenen inputs and the algebraic programming means are actuated 19 of these inputs to the Programmiereinrich- as tung adjusted during the control operation 19 heads. The output of the Nennsinkgeschwin- _sm d. During this process, the memory sensor 17 is running, a voltage which the probable device 27 has as an open circle with the exception of an apparent rate of descent of the aircraft to a slight negative feedback. The open circle is represented with the slide path in which the system uses switch 31 which is the input of the det. At the beginning of the calibration or measuring process, the scale change resistor 25, to which the Nermsink Velocity is the only signal, storage device is connected. This supplies the summing device 18 is supplied. The 55 a fixed output output h _{p of} the programming device 19 during the control process and the signal which is proportional to the average height error output h _{A of} the altimeter 12 to the ver signal. This stored signal is supplied to the same device 21. From the signals h _A for the during the calibration or measuring process and h " the determined and stored average difference is formed in the comparison device 21, which is characteristic at the output of the comparison height error, is used as the voltage device 21 as the height error signal h _e appears. the summing device 18 supplied and to the

Das Höhenfehlersignal h_e wird über einen Maß- Nennsinkgeschwindigkeitsspannung addiert. Die ein-The altitude error signal h _e is added over a nominal rate of descent voltage. The A-

stabänderungswiderstand 23 als Gegenkopplungs- zige Funktion des NennsinkgeschwindigkeitsgebersBar change resistance 23 as a negative feedback function of the nominal rate of descent sensor

signal an die Summiervorrichtung 18 geleitet und 17 besteht in der Erzeugung einer Vorspannung, diesignal passed to the summing device 18 and 17 consists in the generation of a bias voltage, which

addiert oder subtrahiert sich zu bzw. von dem Nenn- 65 sich der Größe der tatsächlichen Sinkgeschwindig-added or subtracted to or from the nominal 65 the size of the actual rate of descent

sinkgeschwindigkeitssignal, um einen Eingang für die keit annähern soll, so daß das von der Speichervor-speed signal to approximate an input for the speed so that the memory

Programmiereinrichtung 19 und einen /^-Ausgang richtung gelieferte Fehlersignal keine sehr wesent-Programming device 19 and a / ^ - output direction error signal delivered no very significant

zu erzeugen, dessen Wert sich h_A nähert. Auf diese liehe Größe zu haben braucht, um den richtigenthe value of which approaches h _A. To have this borrowed size needs to be the right one

Höhensignalausgang von der Programmiereinrichtung zu erzeugen, d. h., sie hat die Aufgabe, die Fehlerspannung herabzusetzen.Generate altitude signal output from the programmer, d. that is, its job is the error voltage to belittle.

Die algebraische Summe 'der Nennsinkgeschwindigkeit und des Ausgangs der Speichervorrichtung wird integriert und erscheint am Ausgang h„ (F i g. 1) der Programmiereinrichtung. In ähnlicher Weise wie bei dem Eichvorgang wird der Ausgang h_p der Programmiereinrichtung mit dem Ausgang/^ des Radarhöhenmessers 12 in der Vergleichsvorrichtung 21 verglichen. Das Ausgangsfehlersignal h_e wird jedoch ■nicht langer in einer Gegenkopplungsleitung der Speichervorrichtung zugeführt, sondern wird über zwei Leitungen zugeleitet. In einem dieser Leitungen gelangt das Fehlersignal über einen Schalter 32 und einen Maßstabänderungswiderstand 33 an eine Summiervorrichtung 34. Hier wird es mit den Ausgängen des integrierenden Geschwindigkeitskreisels 36 und des Steuerknüppelpositionsgebers 38 zur Maßstabänderung und Ausfilterung durch die Maßstabänderungs- und Ausfilterungsschaltung 39 und des Längsneigungsgeschwindigkeitskreisels 40 zur Maßstabänderung durch den Maßstabänderungswiderstand 41 summiert.The algebraic sum of the nominal rate of descent and the output of the memory device is integrated and appears at the output h " (FIG. 1) of the programming device. In a manner similar to the calibration process, the output h _{p of} the programming device is compared with the output / ^ of the radar altimeter 12 in the comparison device 21. However, the output error signal h _e is no longer supplied to the memory device in a negative feedback line, but is supplied via two lines. In one of these lines, the error signal reaches a summing device 34 via a switch 32 and a scale change resistor 33. Here it is used with the outputs of the integrating speed gyro 36 and the joystick position transmitter 38 for scale change and filtering by the scale changing and filtering circuit 39 and the pitch speed gyro 40 Scale change by the scale change resistor 41 is summed up.

Das maßstäblich geänderte Höhenfehlersignal, das zu den 'anderen aufgezählten Signalen in der Summiervorrichtung 34 addiert wurde, wird der Kontroll- oder Steuervorrichtung 16 über einen Schalter 42 zugeführt. Die Vorrichtung 16 ist eine automatische Kurssteuerungsvorrichtung, die das Fehlersignal und seine summierten zugeordneten Signale erhält und das Flugzeug entsprechend diesen Signalen steuert, oder eine Anzeigevorrichtung, die der Pilot benutzt, um das Flugzeug in Übereinstimmung mit diesen Signalen zu lenken. Eine solche Anzeigevorrichtung ist beispielsweise ein sogenanntes Nullinstrument, wobei der Pilot das Flugzeug so steuert, daß er die Zeigemadel oder den Anzeigebereich bei einer vorbestimmten Nullstellung hält. Ein Schalter 42, der in Abhängigkeit von der Programmiereinrichtung arbeitet, trennt den ILS-Empfanger 15 von der Steuervorrichtung und legt die Ausgangsspannung der Summiervorrichtung 34 an, wenn die Umschaltung erfolgt.The scaled altitude error signal that is added to the other enumerated signals in the summing device 34 was added, the control or control device 16 via a switch 42 supplied. The device 16 is an automatic one Course control device that summarizes the error signal and its associated signals receives and controls the aircraft according to these signals, or a display device that the pilot used to steer the aircraft in accordance with these signals. Such a display device is, for example, a so-called zero instrument, whereby the pilot controls the aircraft in such a way that that it holds the pointing needle or the display area at a predetermined zero position. One switch 42, which works as a function of the programming device, disconnects the ILS receiver 15 from of the control device and applies the output voltage of the summing device 34 when the switchover he follows.

Der integrierende Geschwindigkeitskreisel 36, dessen Ausgang an die Summiervorrichtung 34 geliefert wird, integriert die Ausgangsspannung der Summiervorrichtung 43. Diese summiert die ausgefilterte und maßstäblich geänderte Ausgangsspannung des geneigten Beschleunigungsmessers 47, ein maßstäblich geändertes Höhenfehlersignal und ein Abfangssignal. Der Beschleunigungsmesser 47 ist geneigt, um Beschleunigungen sowohl in der horizontalen als auch in der vertikalen Achse zu messen. Die Ausgangsspannung des geneigten Beschleunigungsmessers wird von der Maßstabänderungs- und Ausfilterungsschaltung 48 geändert und ausgefiltert und dann der Summiervorrichtung 43 zugeführt.The integrating speed gyro 36, the output of which is provided to the summing device 34 integrates the output voltage of the summing device 43. This sums the filtered out and scaled output voltage of the inclined Accelerometer 47, a scaled altitude error signal, and an intercept signal. The accelerometer 47 is inclined to detect accelerations in both the horizontal and horizontal measure in the vertical axis. The output voltage of the tilted accelerometer is changed and filtered out by the scaling and filtering circuit 48 and then the Summing device 43 supplied.

Die Summiervorrichtung 43 erhält zusätzlich ein Signal, das dem Höhenfehlersignal h_e proportional und durch Maßstabänderungswiderstände 50 geändert ist. Wenn eine vorgewählte Höhe (z. B. 20 m)The summing device 43 additionally receives a signal which is proportional to the height error signal h _e and which is changed by resistors 50 for changing the scale. If a preselected height (e.g. 20 m)

ίο erreicht wird, wie von der Programmiereinrichtung angegeben, legt der auf die Programmiereinrichtung ansprechende Schalter 55 auch die Ausgangsspannung eines Maßstabänderungspotentiometers 52 an die Summiervorrichtung 43. Der Eingang für das Potentiometer 52 ist ein Signal, das für den gespeicherten Ausgang der Speichervorrichtung kennzeichnend ist. Der Ausgang wird von dem Potentiometer 52 maßstäblich geändert, um eine konstante Ausgangsspannung herzustellen, die zur Erzielung einesίο is achieved as by the programming device indicated, the programmer responsive switch 55 also sets the output voltage a scale change potentiometer 52 to the summing device 43. The input for the Potentiometer 52 is a signal indicative of the stored output of the memory device is. The output is scaled by potentiometer 52 to a constant output voltage to produce that to achieve a

ao einwandfreien Abfangens beim Landen notwendig ist. Diese verändert den programmierten Landeweg während des letzten Teiles der Flugbahn vor dem Aufsetzpunkt, damit die Landeanflugbahn zur Erzielung eines einwandfreien Aufsetzens nicht linear wird. Der integrierende Geschwindigkeitskreisel 36 integriert auf diese Weise diese zuvor erwähnten Signale zusammen mit seinem eigenen, selbst erzeugten Längsneigungsgeschwindigkeitssignal, und es wird eine dem integrierten Ausgang proportionale Spannung über die Summiervorrichtung 35 an die Steuervorrichtung 16 geliefert.ao proper interception when landing is necessary. This changes the programmed landing path during the last part of the trajectory before the touchdown point in order to achieve the landing trajectory a proper touchdown does not become linear. The integrating speed gyro 36 integrates in this way these aforementioned signals together with its own self-generated Pitch rate signal and a voltage proportional to the built-in output Supplied to the control device 16 via the summing device 35.

Eine Gegenkopplungsleitung (F i g. 1) vom Ausgang zum Eingang der Programmiereinrichtung und der Speichervorrichtung dient zum Stabilisieren und Linearisieren der Arbeitsweise dieser Einheiten.A negative feedback line (Fig. 1) from the output to the input of the programming device and the storage device is used to stabilize and linearize the operation of these units.

Fig.5 zeigt eine typische Landeanflugbahn eines Flugzeugs unter Anwendung der Instrumenten-Lande-Einrichtung. Die Gleitbahn beginnt bei 500 m Höhe. Auf der Gleitbahn wird ein konstanter Flugbahnwinkel Y beibehalten. In 250 m Höhe erfolgt der Eintritt in die Eichphase, und die Programmiereinrichtung beginnt mit der Sinkgeschwindigkeitsmessung. In 50 m Höhe beginnt die Steuerphase während der durch Aufrechterhaltung der gleichen Sinkgeschwindigkeit, wie während der Eichphase eine Strecke der Gleitbahn mit dem gleichen Flugbahnwinkel Γ geflogen wird. In 20 m Höhe liefert die Programmiereinrichtung die Abfangsignale, um die Sinkgeschwindigkeit zum Aufsetzen zu vermindern.FIG. 5 shows a typical landing approach path of an aircraft using the instrument landing device. The slide begins at a height of 500 m. A constant trajectory angle Y is maintained on the slideway. The calibration phase is entered at a height of 250 m and the programming device begins to measure the rate of descent. The control phase begins at a height of 50 m during which, by maintaining the same rate of descent as during the calibration phase, a section of the slideway with the same flight path angle Γ is flown. At a height of 20 m, the programming device delivers the interception signals to reduce the rate of descent for touchdown.

Die Gleichung für die Ableitung des Fehlersignals E, das an die Steuervorrichtung 16 geliefert wird, um auf der gewünschten Landeanflugbahn zu fliegen, hat folgende Form:The equation for the derivation of the error signal E, which is provided to the control device 16 in order to fly on the desired landing approach path, has the following form:

E ^ Kh₁, he — . E ^ Kh ₁ , he- .

g stg st

2s2s

2s+ 12s + 1

dst +dst +

Θ + Ki. he + Kf-^- 1- Ki_x Θ + Ki. he + Kf - ^ - 1- Ki _x

Dabei bedeutet'Means'

he = Höhenfehlersignal von der Vergleichsvorrichtung 21; he = altitude error signal from comparator 21;

Kfi_e — Maßstabfaktor, der h_e von dem Maß- - Stabänderungswiderstand 33 erteilt wird; Kfi _e - scale factor given h _e by the scale - bar change resistance 33;

dst = Signal für die Steuerknüppelstellung vom .Steuerknüppelstellungsgeber 38; dst = signal for the stick position from the stick position transmitter 38;

K_Sst — Maßstabfaktor von dst der Maßstabänderungs- und Ausfilterungsschaltung 39; K _Sst - scale factor of dst of scale changing and filtering circuit 39;

⁼ Ausfilterung von dst durch die Maßstabänderungs- und Ausfilterungsschaltung39; ⁼ Filtering out dst by the scaling and filtering circuit 39;

s — Laplacescher Operator; s - Laplace operator;

9 109 10

Θ = Längsneigungsgeschwindigkeitssignal einrichtung 19 verbunden wird. Der Verstärker 63 ist Θ = pitch rate signal device 19 is connected. The amplifier 63 is

vom Geschwindigkeitskreisel 40, das ^ein üblicher Spannungsverstärker zur Lieferung an-from the speed gyro 40, which ^a conventional voltage amplifier for delivery

auch dem integrierenden Geschwin- gemessener Steuerenergie für den Leistungsverstärkeralso the integrating speed-measured control energy for the power amplifier

digkeitskreisel 36 zugeordnet ist; ^6S> ^{den er} steuert, Der Leistungsverstärker 65 treibtdigkeitskreisel 36 is assigned; ^6S > ^{which it} controls, the power amplifier 65 drives

5 einen Motor 66 mit einer Ausgangswelle 68 an, die5 to a motor 66 with an output shaft 68 that

Ke = Maßstabfaktor, der' & mittels des gleichzeitig einen Tachometer69 und ein Unterset-Maßstabänderungswiderstandes 41 er- zungszahnradgetriebe 71 antreibt, das ein Untersetteiltwird; Zungsverhältnis von beispielsweise 300:1 hat. Der ¹⁰ = ausgeführte Lösung der vom inter- ^{Motor und der} Tachometer können einen normalen Ke = scale factor '& simultaneously a Tachometer69 and a subset-scaling resistor 41 ER- wetting gear drive 71 drives by means of which a Untersetteiltwird; Splitting ratio of, for example, 300: 1. The ¹⁰ = executed solution of the inter- ^{motor and the} tachometer can be a normal

^{1Os + 1} grierendenGeschwindigkeitskreisel36 ¹⁰ Servomotorgenerator umfassen. Der Tachometer69 ^{10s + 1} speed gyro 36 ¹⁰ servo motor generator. The speedometer69

vorgenommenen Integration; ^at einen Wechselstromausgang, der m bezug auf dieintegration made; ^ at an alternating current output, the m with respect to the

Große der Drehgeschwindigkeit des Motors 66 pro-Great the speed of rotation of the motor 66 pro-

K₁, = Maßstabfaktor, der in dem 0-Signal Portional ist. Dieser Tachometerausgang ist der diff e- K ₁ , = scale factor which is proportional in the 0 signal. This speedometer output is the diff e-

enthalten ist, das von dem integrie- renzierte Ausgang /ι des Motors (d. h. die program-is contained, which is from the integrated output / ι of the motor (i.e. the program-

renden Geschwindigkeitskreisel 36 er- ¹S ^mierte Sinkgeschwindigkeit).Governing rate gyro 36 ER ¹ S ^mie rte settling velocity).

zeugt wird^{1 r} Ausgang des Tachometers 69 gelangt über ^{1 r} output of the tachometer 69 passes over

' einen Maßstabänderungswiderstand 73 an einen'a scale change resistor 73 to a

Ki_n = Maßstabfaktor, der K von den Maß- Spannungsverstärker 75. Entgegengesetzte Phasen Ki _n = scale factor, the K of the measure voltage amplifier 75. Opposite phases

stabänderungswiderständen 50 erteilt des Wechselstromausgangs des Verstärkers 75 wer-bar change resistors 50 given to the AC output of amplifier 75 are

wird; ' ao den über einen der Summierungswiderstände 18 inwill; 'ao through one of the summing resistors 18 in

U = nominelle oder durchschnittliche vor- ^einer Gegenkopplungsleitung zu dem Verstärker und U = nominal or average upstream of ^a negative feedback line to the amplifier and

ausgesagte Sinkgeschwindigkeit für ^der gerade beschriebenen Servoeinrichtung bzw. anpredicted rate of descent for ^the servo device just described or at

das betreffende Flugzeug· ^em Ende des Maßstabänderungspotentiometers 52the aircraft concerned · ^em end of Maßstabänderungspotentiometers 52

_,. , ' . , . geliefert. Die ServogegenkoppJungsleitung wird be-_ ,. , '. ,. delivered. The servo counter-coupling is

h_v = programmierte Sinkgeschwindigkeit _{a5 nutzt; um die Anlage zu stabil}i_{siereri un}d lineare h _v = uses programmed rate of descent _{a5; to} _{stabilize the system and} linear

~ ™« +-#iiom> ■ Arbeitsweise zu gewährleisten.~ ™ «+ - # iiom> ■ to ensure working methods.

ί—V = Maßstabfaktor, .der dem /i^-Signal Die Ausgangswelle87 des Untersetzungsgetriebes ι« J mittels des Maßstabänderungs- 71 dient zum Antreiben des Kontaktarmes eines Propotentiometers 52 erteilt wird; grammierpotentiometers und wird somit in Überein- _, ,, . . , 30 Stimmung mit der Umdrehungszahl des Motors 66 « = Beschleunigungssignalausgang von ^ dem Eingang der Programmiereinrichtung angedem geneigten Beschleumgungsmes- trieben. Die Spannung In i}em Kontaktarln des ser 47, Potentiometers 76 wird bestimmt von der Speisespan- K_Ik = Maßstabfaktor für α durch die Maß- nungß+ an der Klemme 78 und dem Spannungsstabänderungs- und Ausfilterungs- 35 teilernetzwerk, das aus dem Widerstand 82 und den schaltung 48; - Potentiometern 76 und 84 besteht. Das Potentiometer 10 s . ~, , , ,. _Λ, η 84 kann so eingestellt werden, daß es die gewünschte -_W7TT = Ausfilterung von «durch die Maß- _{ichte Ausgangsspaniumg} ^ Kontaktarm des stabanderungs- und Ausfilterungs- Potentiometers 76 bei einer bestimmten Stellung des schaltung 48. _4o p_otentiometerkontaktarmes liefert, wie von der Antriebswelle 87 bestimmt wird.ί - V = scale factor, .the / i ^ signal The output shaft 87 of the reduction gear ι « J by means of the scale change 71 is used to drive the contact arm of a propotentiometer 52 is given; programming potentiometer and is thus in agreement with _, ,,. . 30 Mood with the number of revolutions of the motor 66 "= acceleration signal output from the input of the programming device, inclined acceleration measuring drives. The voltage in the contact of the ser 47, potentiometer 76 is determined by the supply voltage K _Ik = scale factor for α through the dimension β + at the terminal 78 and the voltage stabilization and filtering network, which is derived from the resistor 82 and the circuit 48; - Potentiometers 76 and 84 exist. The potentiometer 10 s. ~,,,,. _Λ , η 84 can be set in such a way that it _delivers the desired - W7TT = filtering out of «through the dimensional _{ichte output spaniumg} ^ contact arm of the rod change and filtering potentiometer 76 at a certain position of the circuit _48.4o p _o tentiometer contact arm, such as is determined by the drive shaft 87.

Die absoluten Werte der Maßstäbfaktoren (die in Die Spannung an dem Kontaktarm des Potentioder Gleichung den Vorsatz »K« haben) können für meters 76 wird von dem Widerstand 81 maßstäblich jeden speziellen Flugzeugtyp abgeleitet werden, in geändert und dem Modulator 89 zugeführt. An diedem die Anlage installiert werden soll. Eine solche 45 sen gelangt auch die Ausgangsgleichspannung des Ableitung kann durch Lösung der linearen Differen- Höhenmessers 12. Diese Spannung ist der vom tialgleichungen erfolgen, die die aerodynamischen Höhenmesser bestimmten tatsächlichen Flughöhe Landekennlinien des speziell betrachteten Flugzeugs proportional. Die Ausgangsspannung des Höhenmesunter Verwendung bekannter Verfahren darstellen. sers 12 wird dem Modulator 89 zugeführt und mit F i g. 3 zeigt ein funktionelles sehematisches Schalt- 50 dem Ausgang der Programmiereinrichtung 19 verglibild der Instramenten-Lande-Einrichtung. Der Nenn- chen, der von dem Kontaktarm des Potentiometers Sinkgeschwindigkeitsgeber 17 kann mit Wechselstrom 76 über den Widerstand 81 angelegt wird. Die Ausarbeiten. Die genaue Größe des Ausgangs des Nenn- gangsspannung des Höhenmessers wird von der Aussinkgeschwindigkeitsgebers wird für das spezielle gangsspannung der Programmiereinrichtung subtra-Flugzeug bestimmt, in dem die Anlage installiert 55 hiert, und die Differenz bildet die Modulationsspanwird, und stellt die erwartete Sinkgeschwindigkeit nung. Der Modulator 89 kann ein üblicher Brückendar, die dieses Flugzeug auf einer Landeanflugbahn modulator sein, der einen Wechselstromträger vereiner normalen Instrumenten-Landeanlage (ILS) wendet. Der modulierte Wechselstromausgang des haben soll. Die Spannung kann beispielsweise durch Modulators wird über einen Kopplungskondensator ein Fliegerschulungsgerät ermittelt werden. Wenn 60 96 und einen Maßstabänderungswiderstand 97 an das Flugzeug in die Eichphase eintritt, wird der einen Spannungsverstärker 98 gekoppelt, der in glei-Schalter 13 durch Kurvenscheiben, die in einem eher Weise wie der Spannungsverstärker 63 ausgebil-Kurvenscheibenstapel 61 angeordnet sind (Fig.4), det sein kann.The absolute values of the scale factors (which have the prefix "K" in the voltage at the contact arm of the potentiometer or equation) can be derived from the resistor 81 scaled to any particular type of aircraft for meters 76 and fed to the modulator 89. At which the system is to be installed. The output DC voltage of the derivative can also reach such a level by solving the linear difference altimeter 12. This voltage is proportional to the actual flight altitude determined by the aerodynamic altimeter, landing characteristics of the specifically considered aircraft. Plot the output voltage of the altitude measurement using known techniques. Serer 12 is fed to the modulator 89 and marked with FIG. 3 shows a functional, schematic circuit diagram 50 compared to the output of the programming device 19 of the instrument landing device. The nominal value which is applied by the contact arm of the potentiometer rate of descent sensor 17 can be applied with alternating current 76 via the resistor 81. The elaboration. The exact size of the output of the nominal output voltage of the altimeter is determined by the descent rate transmitter for the special output voltage of the programming device subtra-airplane in which the system is installed, and the difference forms the modulation span and represents the expected rate of descent. The modulator 89 may be a conventional bridge modulator that modulates this aircraft on an approach path that turns an AC carrier into a normal instrument landing system (ILS). The modulated AC output of the should have. The voltage can, for example, be determined by a modulator via a coupling capacitor to an aviator training device. When 60, 96 and a scale change resistor 97 to the aircraft enter the calibration phase, the one voltage amplifier 98 is coupled, which is arranged in slide switch 13 by cams, which are arranged in a manner more like the voltage amplifier 63-cam stack 61 (Fig. 4 ), it can be.

in die Meß- und Steuerstellung umgeschaltet, wo- Die Programmiereinrichtung enthält auch einenswitched to the measuring and control position, where- The programming device also contains a

durch der Wechselstromausgang des Nennsinkge- 65 Kurvenscheibenstapel 61, der die verschiedenenthrough the AC output of the nominal sink 65 cam stack 61, which the various

schwindigkeitsgebers 17 über einen der Summie- Schalter in der Anlage in bestimmter Zeitfolge be-speed sensor 17 via one of the summing switches in the system in a certain time sequence

rungswiderstände 18 und einen Kopplungskonden- tätigt. Dieser Schaltvorgang wird durch die Drehungapproximately resistors 18 and a coupling condensate. This switching process is done by the rotation

sator 64 mit dem Verstärker 63 in der Programmier- des Motors 66 am Anfang des Eichvorgangs bewirkt.Sator 64 causes the amplifier 63 in the programming of the motor 66 at the beginning of the calibration process.

11 1211 12

Der Kurvenscheibenstapel wird durch die Welle 87 Ein gegengekoppeltes Höhenfehlersignal h_e wirdThe cam disc stack by the shaft 87 is coupled to an altitude error signal _e h

über ein Zahnraduntersetzungsgetriebe 101 mit der über den Maßstabänderungswiderstand 23 an denvia a gear reduction gear 101 with the via the scale change resistor 23 to the

Untersetzung 11:1 angetrieben. Die Bauteile des be- Eingang der Programmiereinrichtung 19 während desReduction 11: 1 driven. The components of the loading input of the programming device 19 during the

nutzten Folgeschaltsystems sind in F i g. 4 dargestellt. Eichvorgangs geliefert. Die Funktion dieser Gegen-The sequential switching system used are shown in FIG. 4 shown. Calibration process delivered. The function of this counter-

Wie erwähnt, summiert während des Eichvorgangs 5 kopplungsleitung bei der Erzielung eines schnellerenAs mentioned, during the calibration process, 5 coupling line sums to achieve a faster one

die Speichervorrichtung das erzeugte Fehlersignal. Ansprechens in der Servoschleife ist schon beschrie-the storage device stores the generated error signal. Response in the servo loop is already described

Dieses Fehlersignal oder Höhenmesser-Programmier- ben worden.This error signal or altimeter has been programmed.

differenzsignal wird von dem Verstärker 98 entnom- Der Schalter 32 erdet während des Eichvorgangsdifferential signal is taken from amplifier 98. Switch 32 grounds during the calibration process

men und über den Schalter 31 und den Maßstab- die Eingänge, die das Höhenfehlersignal h_e währendmen and via the switch 31 and the scale- the inputs that the height error signal h _e during

änderungswiderstand 25 an die Speichervorrichtung io des Steuervorgangs aufnehmen,-Wenn der Steuervor-change resistance 25 to the storage device io of the control process, -When the control device-

27 geführt. gang beginnt, bewegt eine Kurvenscheibe in dem Sta- 27 led. gear begins, moves a cam in the sta-

Innerhalb der Speichervorrichtung gelangt dieses pel 61 den Schalter 32 in die Steuerstellung. DasWithin the memory device, this pel 61 reaches the switch 32 in the control position. That

Fehlersignal über einen Kondensator 102 an einen Höhenfehlersignal h_e ist von den Maßstabänderungs-Error signal via a capacitor 102 to a height error signal h _e is from the scale change

Spannungsverstärker 103, wo es auf eine angemes- widerständen 50 geändert und gelangt über einenVoltage amplifier 103, where it is changed to a reasonable resistances 50 and passed through a

sene Größe zur Steuerung des Leistungsverstärkers 15 Kopplungskondensator 115 an den Summierverstär-sene variable for controlling the power amplifier 15 coupling capacitor 115 to the summing amplifier

105 verstärkt wird. Der Leistungsverstärker 105 treibt ker 43. 105 is reinforced. The power amplifier 105 drives ker 43.

einen Motor 106 an, der seinerseits gleichzeitig ein Der geneigte Beschleunigungsmesser 47 dient zur Zahnraduntersetzungsgetriebe 107 und einen Tacho- Erzeugung von Beschleunigungssignalen, die der Bemeter 108 mittels der Antriebswelle 110 antreibt. Das schleunigung des Flugzeugs in der horizontalen und Untersetzungsgetriebe 107 untersetzt den Ausgang 20 in der vertikalen Richtung proportional.sind. Der der Welle 110 um das 1117f ache und treibt den Kon- Neigungswinkel der empfindlichen Achse des Betaktarm des Potentiometers 112 an. Dieser Ausgang schleunigungsmess.ers kann experimentell für jedes ist auch mechanisch an den Kontaktarm des Poten- Flugzeug bestimmt werden. Bei einem bekannten tiometers 52 über eine Kupplungswelle 136 angekup- Flugzeugtyp liegt beispielsweise die empfindliche pelt. 25 Achse des Beschleunigungsmessers in einer Ebene,a motor 106, which in turn simultaneously The inclined accelerometer 47 is used for gear reduction gear 107 and a tachometer generating acceleration signals of Bemeter 108 drives the drive shaft by means of the 110th The acceleration of the aircraft in the horizontal and reduction gear 107 stepped down the output 20 in the vertical direction are proportional. That of the shaft 110 is 1117 times and drives the angle of inclination of the sensitive axis of the beta arm of the potentiometer 112 . This output Schleunigungsmess.ers can be determined experimentally for each is also mechanically on the contact arm of the Poten aircraft. In a known tiometer 52, for example, the sensitive pelt is connected to the aircraft type via a coupling shaft 136. 25 axis of the accelerometer in one plane,

Der Ausgang des Nennsinkgeschwindigkeitsgebers die die Längsachse des Flugzeugs enthält, und senk-The output of the nominal descent rate sensor, which contains the longitudinal axis of the aircraft, and

17, der eine Wechselspannung bestimmter Größe ist, recht zu dessen Querachse wurde ein Winkel von 38° 17, which is an alternating voltage of a certain magnitude, right to its transverse axis became an angle of 38 °

wird zwischen die Enden des Potentiometers 112 ge- mit Bezug auf die Längsachse des. Flugzeugs (gemes-is measured between the ends of the potentiometer 112 with reference to the longitudinal axis of the aircraft (

legt. Die Spannung zwischen dem Kontaktarm und sen in einer zu der Querachse senkrechten Ebene) alslays. The tension between the contact arm and sen in a plane perpendicular to the transverse axis) as

dem unteren Ende des Potentiometers 112 (Fig. 3) 30 geeignet gefunden.the lower end of the potentiometer 112 (Fig. 3) 30 found suitable.

ist daher ein von der Stellung des Kontaktarmes be- Ein Beschleunigungsmesser mit einem Bereich vonis therefore an accelerometer with a range of

stimmter Prozentsatz der Nennsinkgeschwindigkeits- Null'"bis zur doppelten SchwerkraftbeschleunigungProper percentage of the nominal rate of descent - zero '"up to twice the acceleration due to gravity

spannung. Wenn sich der Motor 106 mit einer Ge- und einem maßstäblich geänderten Wechselstrom-tension. When the motor 106 turns on with a changed and scaled AC power

schwindigkeit dreht, die der Größe des von dem Ver- ausgang von etwa 2,5 V_e£f pro Schwerkrafteinheit hatspeed, which has the size of the output of about 2.5 V _{e £ f} per unit of gravity

stärker 98 gelieferten Fehlersignals proportional ist, 35 sich als brauchbar erwiesen. 98 stronger error signal supplied is proportional, 35 were found to be useful.

bewegt sich der Kontaktarm des Potentiometers in Der Ausgang des geneigten Beschleunigungsmesentsprechender Weise. Das Potentiometer 112 inte- sers 47 wird in einem Demodulator 116 demoduliert, griert alle Fehlersignale, die von der Speicher vorrich- Es kann jeder phaseriempfindliche Demodulator vertung während des Eichvorgangs aufgenommen wer- wendet werden, der mit "einer Bezugswechselspanden, und weist eine diesen Signalen proportionale 40 nung arbeitet. Die gleiche Schaltung, die für den Ausgangsspannung zwischen seinem Kontaktarm und Modulator 89 vorgeschlagen wurde, kann als Demodem unteren Ende auf. Wenn sich der Schalter 13 in dulator benutzt werden, falls die Bezugsspannung ander »Eich- und Steuerstellung« befindet, wird diese statt der Trägerspannung angelegt wird. Die Bezugs-Spannung, die ein Prozentsatz derNennsinkgeschwin- spannung muß in Phase mit der Erregungsspannung digkeitsspannung ist, zu der Nennsinkgeschwindig- 45 des Beschleunigungsmessers sein, um richtige Polarikeitsspannung und dem Gegenkopplungsausgang der tat des Demodulatorausgangs zu gewährleisten.
Verstärkers 75 in den Summierwiderständen 18 Der Ausgang des Demodulators 116 ist ein Gleichaddiert. . * stromsignal, dessen Amplitude und Polarität derThe potentiometer's contact arm moves in a manner corresponding to the output of the inclined accelerometer. The potentiometer 112 is demodulated in a demodulator 116 , aggregates all error signals that are stored in the memory. Any phase-sensitive demodulator can be used during the calibration process, which has a reference variable chip, and has one of these signals proportional 40 voltage works. the same circuit that has been proposed for the output voltage between its contact and modulator 89 may be lower than Demodem end. When the switches are used in dulator 13, if the reference voltage on the other "calibration and control position" is The reference voltage, which is a percentage of the nominal sink rate, must be in phase with the excitation voltage, at the nominal rate of descent of the accelerometer, to ensure correct polarity voltage and the negative feedback output of the demodulator output .
Amplifier 75 in the summing resistors 18 The output of the demodulator 116 is an equal added. . * current signal, its amplitude and polarity of the

Der Tachometer 108 erzeugt bei Antrieb durch die Größe bzw. der Richtung des Ausgangs des geneig-The tachometer 108 generates when driven by the size or direction of the output of the inclined

Welle 110 ein Ausgangssignal, das der Umlauf ge- 50 ten Beschleunigungsmessers 47 proportional sind,Wave 110 an output signal that is proportional to the revolution of the accelerometer 47,

schwindigkeit des Motors 106 proportional ist. Die- Dieses Signal wird von der Widerstands-Kapazität-speed of the motor 106 is proportional. The- This signal is generated by the resistance-capacitance-

ses Signal, welches das differenzierte Höhenfehler- Schaltung gesiebt, die aus einem Widerstand 117 undses signal, which the differentiated level error circuit sieved, which consists of a resistor 117 and

signal fi_e ist, gelangt über einen Maßstabänderungs- einem Kondensator 119 besteht, und über einensignal fi _e is passed through a scaling capacitor 119 , and through a

widerstand 114 an den Eingangskopplungskonden- Widerstand 120 an die Ausfilterungsschaltung gelei- resistor 114 fed to the input coupling capacitor resistor 120 to the filtering circuit

satorl02. Dadurch entsteht eine Gegenkopplungs- 55 tet, die aus einem Kondensator 121 und dem Ein-satorl02. This creates a negative feedback system consisting of a capacitor 121 and the input

schleife, die die Arbeitsweise der Speicherschaltung gangswiderstand des Modulators 123 besteht. Dieloop that consists of the operation of the memory circuit input resistance of the modulator 123. the

stabilisiert. Ausfilterungsschaltung ist so ausgebildet, daß sie einestabilized. Filtering circuit is designed to have a

Der Motor 106 erhält während des Steuervorgangs Zeitkonstante von angenähert 8 Sekunden hat. Sie filkeine Antriebsleistung, so daß der Kontaktarm des tert dadurch langzeitige Beschleunigungsänderungen Potentiometers 112 in seiner letzten Stellung bleibt, 60 aus und liefert an den Modulator 123 einen Eingang, bevor das Einsetzen des Steuervorgangs einen kon- der nur für die Beschleunigung mit Perioden von anstanten Ausgang liefert, der ein Prozentsatz des Aus- genähert 8 Sekunden kennzeichnend ist. Gleichzeitig gangs des Nennsinkgeschwindigkeitsgebers ist. Diese »erinnert« die Ausfilterungsschaltung an Beschleuniletzte festgelegte Stellung des Kontaktarmes vom gungen etwa 8 Sekunden nach ihrem Auftreten, so Potentiometer 112 stellt das Integral oder die Summe 65 daß der Pilot oder die automatische Kurssteuereinder an die Speichervorrichtung während des Eichvor- richtung ausreichend Zeit erhält, die Flugbahn des gangs gelieferten Fehlersignale dar und wird zum Flugzeugs in bezug auf diese Beschleunigungen zu Steuern der Programmiereinrichtung verwendet. · · kompensieren. Durch Ausfilterung von langzeitigeriThe motor 106 is given a time constant of approximately 8 seconds during the control process. They do not produce any drive power, so that the contact arm of the potentiometer 112 remains in its last position for long-term changes in acceleration, 60 and supplies an input to the modulator 123 before the start of the control process, a conduit only for acceleration with periods of constant output which is a percentage of the approximate 8 seconds indicative. At the same time the nominal descent speed sensor is in gear. This "reminds" the filtering circuit to accelerate the last fixed position of the contact arm from about 8 seconds after its occurrence, so potentiometer 112 represents the integral or the sum 65 so that the pilot or the automatic course control in the memory device receives sufficient time during the calibration device, represents the trajectory of the error signals delivered and is used to control the programmer in relation to these accelerations to the aircraft. · · Compensate. By filtering out long-termi

i 226i 226

Beschleunigungen wird eine Überkompensation auf ein Minimum gebracht.Accelerations, overcompensation is brought to a minimum.

Hinsichtlich der Arbeitsweise ist der Modulator 123 gleichartig mit dem Modulator 89 und kann auch in der gleichen Weise gebaut sein. In dem Modulator wird das von der Ausfilterungsschaltung gelieferte Gleichstrombeschleunigungssignal auf einen Wechselstromträger moduliert. Dieses modulierte Signal gelangt über einen Kopplungskondensator 125 an einen Maßstabänderungswiderstand 126, in dem es maß- to stäblich geändert wird, und an einen üblichen Spannungsverstärker 128, wo es verstärkt wird. Der Ausgang des Verstärkers 128 verläuft durch einen Widerstand 129 und den Kondensator 115 zu dem Summierverstärker 43, wo er zu dem Höhenfehlersignal h_e addiert wird.With regard to the mode of operation, the modulator 123 is similar to the modulator 89 and can also be constructed in the same way. In the modulator, the direct current acceleration signal supplied by the filtering circuit is modulated onto an alternating current carrier. This modulated signal passes via a coupling capacitor 125 to a scale change resistor 126, in which it is changed to scale, and to a conventional voltage amplifier 128, where it is amplified. The output of amplifier 128 runs through resistor 129 and capacitor 115 to summing amplifier 43, where it is added to the height error signal h _e .

Eine Wechselvorspannung, die die von dem integrierenden Geschwindigkeitskreisel 36 verlangte angenäherte Abnahmeerregungsspannung bildet, wird von einer Wechselstromquelle 131 geliefert. Diese Stromquelle muß die von dem speziellen integrierenden Geschwindigkeitskreisel 36 verlangte angenäherte Erregungsspannung liefern, die in der Größenordnung von 13 V_eff liegt. Ein Potentiometer 132 kann verwendet werden, um diese Spannung auf die genauen Bedingungen einzustellen. Ein Widerstand 133 wirkt als Strombegrenzer, der sicherstellt, daß der dem integrierenden Geschwindigkeitskreisel zugeführte Strom vorbestimmte Grenzwerte nicht überschreitet. Diese Vorspannung von der Stromquelle 131 wird über den Kondensator 115 an den Summierverstärker 43 angelegt.An AC bias voltage, which is the approximate decrease excitation voltage required by the integrating speed gyro 36 , is supplied from an AC power source 131 . This power source must provide the approximate excitation voltage required by the special integrating speed gyro 36, which is on the order of 13 _{volts rms} . A potentiometer 132 can be used to adjust this voltage to the precise conditions. A resistor 133 acts as a current limiter which ensures that the current supplied to the integrating speed gyro does not exceed predetermined limits. This bias from current source 131 is applied to summing amplifier 43 via capacitor 115.

Wenn die Programmiereinrichtung anzeigt, daß die Abfangeinleitungshöhe in dem programmierten Flug erreicht worden ist, schaltet eine Kurvenscheibe in dem Stapel 61 den Schalter 55 auf die Stellung für 20 m. Dadurch wird die Spannung an dem Kontaktarm des Potentiometers 52 über einen Widerstand 135 und den Kopplungskondensator 115 an den Summierverstärker 43 angelegt. Die Spannung an dem Kontaktarm des Potentiometers ist das Produkt der an dieses Potentiometer von dem Verstärker 75 gelegten Spannung und der Stellung des Kontaktarmes des Potentiometers. Der Ausgang des Verstärkers 75 ist eine Funktion der programmierten Sinkgeschwindigkeit fi_p. Der an das Potentiometer 52 gelieferte Ausgang muß um 180° phasenverschoben zu dem Gegenkopplungssignal sein, das dem Summierwiderstandsnetzwerk 18 zugeführt wird. Der Kontaktarm des Potentiometers 52 wird von einer Antriebs- 5" welle 136 eingestellt, die sich in Übereinstimmung mit der Bewegung des Speichermotors 106 bewegt, der beim Einsetzen des Steuervorgangs zu laufen aufhört, und dessen Ausgangswelle in ihrer letzten Stellung vor Beginn des Steuervorgangs festgestellt wird. Diese Stellung repräsentiert die Gesamtsumme der Fehlersignale, die von der Speichereinrichtung während des Eichvorgangs empfangen wurden. Der Kontaktarm des Potentiometers 52 muß um einen Betrag verstellt werden, der dem Nennwert der Sinkspannung Zi_nO_1n proportional ist. Da die Nennspannung plus der Fehlerspannung von der Speichereinrichtung die programmierte Sinkgeschwindigkeit ist, welche die Programmiereinrichtung während des Steuervorgangs betätigt, ist die Summe dieser beiden Spannungen, die durch die Wellenstellung des Potentiometers 52 dargestellt wird, gleich dieser programmierten Sinkgeschwindigkeit R_p. Die Spannung an dem Kontaktarm des Potentiometers 52 ist daher eine Funktion von H/. Weiterhin entsteht eine maßstäbliche Änderung in dem Potentiometer 52, um das Signal an seinem Kontaktarm durch einen Betrag gleich /i_nom zu teilen, wobei der gesamte Ausgang am Kontaktarm einer Funktion vonWhen the programmer indicates that the interception altitude has been reached in the programmed flight, a cam in the stack 61 switches the switch 55 to the 20 m position, thereby applying the voltage to the contact arm of the potentiometer 52 through a resistor 135 and the coupling capacitor 115 is applied to the summing amplifier 43. The voltage on the potentiometer contact arm is the product of the voltage applied to that potentiometer by amplifier 75 and the position of the potentiometer contact arm. The output of amplifier 75 is a function of the programmed rate of descent fi _p . The output supplied to the potentiometer 52 must be 180 ° out of phase with the negative feedback signal which is fed to the summing resistor network 18. The contact arm of the potentiometer 52 is adjusted by a drive shaft 136 which moves in accordance with the movement of the storage motor 106 which stops running when the control process starts and whose output shaft is detected in its last position before the control process begins This position represents the total sum of the error signals received by the memory device during the calibration process. The contact arm of the potentiometer 52 must be adjusted by an amount proportional to the nominal value of the sink voltage Zi _n O _1n of the memory device is the programmed rate of descent which the programming device actuates during the control process, the sum of these two voltages, which is represented by the shaft position of the potentiometer 52 , is equal to this programmed rate of descent R _p . The voltage on the contact arm of the potentiometer 52 is therefore a function of H /. There is also a scaling change in potentiometer 52 to divide the signal on its contact arm by an amount equal to / i _nom , with the total output on the contact arm being a function of

wird. Bei allen Höhen unterhalb 20 m wird dieses Signal an einem Summierungsverstärker 43 weitergeleitet, wo es zu den anderen vorgenannten Signalen addiert und zur Erzielung der erforderlichen Abfangflugbahn verwendet wird.will. At all altitudes below 20 m, this signal is passed on to a summing amplifier 43 , where it is added to the other aforementioned signals and used to achieve the required interception trajectory.

Der integrierende Geschwindigkeitskreisel 36 integriert alle in dem Summierungsverstärker 43 summierten Signale und erzeugt außerdem sein eigenes Längsneigungsgeschwindigkeitssignal, das zusammen mit den anderen Signalen integriert wird. Der Ausgang des Verstärkers 43 ist an einem Drehmomenterzeuger in dem integrierenden Geschwindigkeitskreisel über einen Kondensator 142 angekoppelt. The integrating rate gyro 36 integrates all of the signals summed in the summing amplifier 43 and also generates its own pitch rate signal which is integrated along with the other signals. The output of amplifier 43 is coupled to a torque generator in the integrating speed gyro via capacitor 142.

Der Ausgang des integrierenden Geschwindigkeitskreisels 36 wird über einen Widerstand 145 und einen Kondensator 146 an den Summierungsverstärker 34 geleitet.The output of integrating rate gyro 36 is provided to summing amplifier 34 through resistor 145 and capacitor 146 .

Eine Gegenkopplungsleitung verläuft von dem Ausgang des integrierenden Geschwindigkeitskreisels 36 zu dem Eingang des Summierungsverstärkers 43 und besteht aus Widerständen 171, 172 und 173. Während des Eichvorgangs schaltet der Schalter 176 den Widerstand 171 zu dem Widerstand 172 parallel, der etwa ein Zehntel der Größe des Widerstandes 171 hat. Dies ergibt genügend Gegenkopplung, um den Speicher des integrierenden Geschwindigkeitskreisels auf nahezu Null zu vermindern. Somit ist am Ende des Eichvorgangs kein beibehaltener »gespeicherter« Signalausgang von dem integrierenden Geschwindigkeitskreisel vorhanden. Am Anfang des Steuervorgangs wird der Schalter 176 in die »Steuerstellung« durch eine entsprechende Kurvenscheibe in der Programmiereinrichtung umgeschaltet, und ein Ende des Widerstandes 172 wird geerdet. Dadurch wird eine Verzögerungszeitkonstante von etwa 10 Sekunden in der Gegenkopplungsleitung erzeugt, und der integrierende Geschwindigkeitskreisel hat daher einen 10-Sekunden-Speicher während des Steuervorgangs. Daher sucht der integrierende Geschwindigkeitskreisel während dieses Zeitraums einen durchschnittlichen Signalausgang, anstatt jede scharfe Einzelsignaländerung anzuzeigen. Keines der während des Eichvorgangs empfangenen Signale wird in diesem Ausgang wiedergegeben.A negative feedback line runs from the output of integrating speed gyro 36 to the input of summing amplifier 43 and consists of resistors 171, 172 and 173. During the calibration process, switch 176 connects resistor 171 in parallel with resistor 172 which is about one-tenth the size of the resistor 171 has. This gives enough negative feedback to reduce the memory of the integrating speed gyro to almost zero. Thus, at the end of the calibration process, there is no retained "stored" signal output from the integrating speed gyro. At the beginning of the control process, switch 176 is switched to the "control position" by a corresponding cam in the programming device, and one end of resistor 172 is grounded. This creates a delay time constant of about 10 seconds in the negative feedback line, and the integrating speed gyro therefore has a 10 second memory during the control process. Therefore, the integrating speed gyro seeks an average signal output during this period rather than displaying every sharp individual change in the signal. None of the signals received during the calibration process are reproduced in this output.

Ein der Stellung des Flugzeugsteuerknüppels proportionales Signal wird in dem Steuerknüppelstellungsgeber 38 erzeugt. Dieser Signalgeber erzeugt eine Spannung B+, die an eine Klemme 149 und über einen Widerstand 148 und ein Potentiometer 150 an Erde gelegt wird. Der Kontaktarm des Potentiometers 150 wird durch eine von dem Flugzeugsteuerknüppel übertragene Bewegung mechanisch eingestellt, wodurch eine der Knüppelstellung proportionale Signalspannung an dem Kontaktarm des Potentiometers erzeugt wird. Dieses Knüppelstellungssignal wird maßstäblich geändert und in einer .aus einem Kondensator 153 und einem Widerstand 155 bestehendenA signal proportional to the position of the aircraft control stick is generated in the control stick position transmitter 38. This signal generator generates a voltage B + which is applied to a terminal 149 and via a resistor 148 and a potentiometer 150 to earth. The contact arm of the potentiometer 150 is mechanically adjusted by a movement transmitted from the aircraft control stick, whereby a signal voltage proportional to the stick position is generated on the contact arm of the potentiometer. This stick position signal is scaled and changed in a. Consisting of a capacitor 153 and a resistor 155

Ausfilterungsschaltung 48 ausgefiltert. Diese Aüsfil- : terungsschaltung arbeitet in der gleichen Weise wie •die für den geneigten Beschleunigungsmesser beschriebene Schaltung. Sie filtert langzeitige Änderungen der Steuerknüppelstellung aus und stellt Änderungen der Knüppelstellung als ein Signal mit einer Zeitkonstante von angenähert 2 Sekunden dem Modulator 157 zur Verfügung.Filtering circuit 48 filtered out. This filtering circuit works in the same way as the circuit described for the inclined accelerometer. It filters out long-term changes in the stick position and makes changes in the stick position available to the modulator 157 as a signal with a time constant of approximately 2 seconds.

Der Modulator 157 moduliert das ausgefilterte Gleichstrom-Knüppelstellungssignal auf einen Wechselstromträger. Dieses modulierte Signal wird über , einen Kondensator 159, einen Widerstand 160, der .seine Größe entsprechend maßstäblich ändert, und den Kopplungskondensator 146 an den Summierungsverstärker 34 gekoppelt.The modulator 157 modulates the filtered DC stick position signal onto an AC carrier. This modulated signal is coupled to the summing amplifier 34 via a capacitor 159, a resistor 160 which changes its size accordingly in scale, and the coupling capacitor 146.

Ein Längsneigungsgeschwindigkeitskreisel 40 wird benutzt, um ein Längsneigungsgeschwindigkeitssignal zusätzlich zu dem Signal zu erzeugen, das von dem integrierenden Geschwindigkeitskreisel 36 hervorgerufen wird. Die Erregungsspannung für die Ab-"nahme dieses Längsneigungsgeschwindigkeitskreisels wird von einer Wechselstromquelle 163 geliefert. Die Größe dieser Erregungsspannung wird durch ein Potentiometer 164 so eingestellt, daß der Signalausgang Null von dem Längsneigungsgeschwindigkeitskreisel 40 vorhanden ist, wenn kein Längsneigungs-Eingangssignal fur den Kreisel vorliegt. Die Erregungsspannung wird dem Geschwindigkeitskreisel über Widerstände 166 und 41 zugeführt. Der Längsneigungsgeschwindigkeitssignalausgang des Kreisels wird von dem Widerstand 41 maßstäblich geändert und über den Kopplungskondensator 146 dem Summierungsverstärker 34 zugeführt.A pitch rate gyro 40 is used to generate a pitch rate signal in addition to the signal produced by the integrating rate gyro 36. The excitation voltage for decrementing this pitch rate gyro is provided by an AC power source 163. The magnitude of this excitation voltage is adjusted by potentiometer 164 so that the zero signal output from pitch rate gyro 40 is present when there is no pitch input to the gyro. The excitation voltage is applied to the speed gyro through resistors 166 and 41. The pitch rate signal output of the gyro is scaled by resistor 41 and applied to summing amplifier 34 through coupling capacitor 146 .

Der Summierungsverstärker 34 summiert alle Korrektur- und Fehlersignale, die der Kontroll- oderThe summing amplifier 34 sums all correction and error signals that the control or

* Steuervorrichtung zugeleitet werden sollen. Der Ausgang des Verstärkers 34 ist ein Wechselstromsignal mit einer Phase und einer Größe, die der Gesamtsumme aller dieser Signale proportional sind. Der Ausgang des Verstärkers 34 gelangt an einen Demodulator 179, der in gleicher Weise wie der Demodulator 116 ausgebildet sein kann. Die in diesem phasenempfindlichen Demodulator verwendete Bezugsspannung muß in Phase mit den ursprünglichen Trägerspannungen sein, auf die .alle Korrektur- und Fehlersignale moduliert wurden. Der Ausgang des Demodulators 179 ist ein Gleichstromsignal mit einer Größe und Polarität, die der Gesamtsumme aller Fehler- und Korrektursignale proportional sind.
Wenn der Steuervorgang beginnt, wird der Schalter* Control device to be fed. The output of amplifier 34 is an AC signal having a phase and magnitude proportional to the sum total of all of these signals. The output of the amplifier 34 arrives at a demodulator 179, which can be designed in the same way as the demodulator 116 . The reference voltage used in this phase sensitive demodulator must be in phase with the original carrier voltages on which all correction and error signals were modulated. The output of demodulator 179 is a DC signal having a magnitude and polarity proportional to the sum total of all error and correction signals.
When the control process begins, the switch will

.42 aus der Eichstellung in die Steuerstellung durch eine entsprechende Kurvenscheibe in der Programmiereinrichtung umgeschaltet. Der Schalter 181 befindet sich gewöhnlich in der »OK«-Stellung, falls die Anlage normal arbeitet. Wenn sich der Schalter 42 in der »Steuer-Stellung« und der Schalter 181 in der »OK«-Stellung befinden, wird der Gleichstromausgang des Demodulators 179 über Widerstände 182 und 183 an die Steuervorrichtung 16 gekoppelt. Die Vorrichtung 16 wird dazu benutzt, um das Landen entweder automatisch oder durch den Piloten zu bewirken. Die Widerstände 182 und 183 dienen zusammen mit einem Begrenzer 185 dazu, zu verhindern, daß das Ausgangssignal des Demodulators vorbestimmte Grenzwerte überschreitet, wobei das Signal so groß werden könnte, daß die Schaltung innerhalb .42 switched from the calibration position to the control position by means of a corresponding cam in the programming device. Switch 181 is usually in the "OK" position if the system is operating normally. When switch 42 is in the “control position” and switch 181 is in the “OK” position, the direct current output of demodulator 179 is coupled to control device 16 via resistors 182 and 183. The device 16 is used to effect the landing either automatically or by the pilot. The resistors 182 and 183 , together with a limiter 185, serve to prevent the output signal of the demodulator from exceeding predetermined limit values, which signal could become so large that the circuit within

, der Steuervorrichtung beschädigt wird. Der Begrenzer kann ein üblicher Diodenbegrenzer sein und ist für das Funktionieren der Anlage nicht unbedingt wesentlich, da er nur Schutzfunktionen hat., the control device is damaged. The limiter can be and is a conventional diode limiter not necessarily essential for the functioning of the system, since it only has protective functions.

Fig. 4 zeigt eine Folgesteuer- und Schaltanlage, die in der Instrumenten-Lande-Einrichtung verwendet werden kann. Der Radarhöhenmesser 12 muß so ausgebildet sein, daß er in angemessener Weise Bodenreflexionssignale von wenigstens 250 bis 50 m Höhe empfängt. Die Spulenanschlüsse 192 und 193 eines Relais 194 sind mit einer Tastvorrichtung 235 Fig. 4 shows a sequence control and switchgear which can be used in the instrument landing facility. The radar altimeter 12 must be designed to adequately receive ground reflection signals of at least 250 to 50 meters in height. The coil connections 192 and 193 of a relay 194 are connected to a pushbutton device 235

ίο verbunden, die eine einfache Vakuumröhrenschaltung sein kann. Diese wird bei einem Signal von festgelegter Minimalstärke von der Bildausgangsschaltung des Höhenmessers 12 leitend. Diese Schaltung muß auf den Ausgang des Höhenmesserbildgleichrichters ansprechen und so ausreichende Spannung zwischen den Anschlüssen 192 und 193 liefern, daß das Relais 194 betätigt wird, wenn ein Radarhöhenmessersignal einer vorbestimmten oder größeren Stärke auftritt.ίο connected, which can be a simple vacuum tube circuit. This becomes conductive in the event of a signal of a specified minimum strength from the image output circuit of the altimeter 12. This circuit must respond to the output of the altimeter image rectifier and provide sufficient voltage between terminals 192 and 193 to operate relay 194 when a radar altimeter signal of a predetermined or greater magnitude occurs.

Beim Eintritt in den wirksamen Radarhöhenmeß-When entering the effective radar altimeter

ao bereich beginnt der Höhenmesser zu arbeiten und liefert ein genügend starkes Signal zur Betätigung der Tastvorrichtung 235, die dann das Relais 194 betätigt und den Kontaktarm 194 a des Relais aus der »Ausfall«-Stellung in die »OK«-Stellung umschaltet. Derao area of the altimeter starts to operate and provides a strong enough signal to operate the sensing device 235, which then operates the relay 194 and the contact 194 a of the relay from the "default" position to the "OK" position switches. Of the

«5 .Pilot muß zwecks Einleitung des Eichvorganges den Schalter 196 aus der »Bereitschafts«-Stellung in die »Landungs«-Stellung umschalten. Dadurch wird der Stromkreis zu der Arbeitswicklung des Verzögerungsrelais 197 geschlossen, der von der Klemme 198 ausgeht und weiter über einen Widerstand 199, die Relaiswicklüng, den Kontaktarm 194 a des Relais 194 und den Schalter 196 an Masse verläuft. Das Verzögerungsrelais 197 hat einen aus dem Widerstand 199 und einem Kondensator 201 bestehenden Verzögerungskreis, der dessen Funktion um angenähert ¹It Sekunde verzögert. Dieser Verzögerungskreis dient dazu, das Abfallen des Verzögerungsrelais zu verhindern, wenn der Radarhöhenmessereingang nur kurzzeitig oder für vielleicht einige Perioden verlorengeht. Das »Eichen-Steuern«-Relais 13 wird betätigt, um den Eichvorgang einzuleiten, wenn der Schalter 237 geschlossen ist. Dieser Schalter wird von der Kurvenscheibe 238 selbsttätig bei einer Höhe von 250 m geschlossen, Der Gleichstromausgang des Höhenmessers wird auf einem Wechselstromträger in einem Modulator 240 aufmoduliert, der in gleicher Weise wie der Modulator 89 ausgebildet sein kann. Der Ausgang des Modulators steuert einen Servoverstärker 241, der einen Servomotor 242 antreibt.To initiate the calibration process, the pilot must switch the switch 196 from the "ready" position to the "landing" position. This closes the circuit to the working winding of the delay relay 197 , which starts at the terminal 198 and continues via a resistor 199, the relay winding, the contact arm 194 a of the relay 194 and the switch 196 to ground. The delay relay 197 has a delay circuit consisting of the resistor 199 and a capacitor 201, which delays its function by approximately ¹ second. This delay circuit is used to prevent the delay relay from dropping out if the radar altimeter input is only lost for a short time or perhaps for a few periods. The "calibration control" relay 13 is actuated to initiate the calibration process when the switch 237 is closed. This switch is automatically closed by the cam disk 238 at an altitude of 250 m. The direct current output of the altimeter is modulated on an alternating current carrier in a modulator 240 , which can be designed in the same way as the modulator 89. The output of the modulator controls a servo amplifier 241 which drives a servo motor 242.

Die Ausgangswelle des Servomotors 242 treibt die Kurvenscheibe 238 zur Betätigung des Schalters 237. Da die Größe der Drehbewegung des Motors 242 eine direkte Funktion des Höhenausgangssignals vom Höhenmesser 12 ist, kann die Kurvenscheibe 238 so voreingestellt werden, daß sie den Schalter 237 betätigt, wenn der Ausgang des Höhenmessers nach unten bis zu 250 m Höhe aus seinem Arbeitseinsatzpunkt gelaufen ist, der z. B. bei einem bestimmten Typ bei 300 m liegt. Wenn das Verzögerungsrelais 197 betätigt wird, werden die Kontaktarme 197 a und ■_: 197 b miteinander verbunden, wodurch die Wicklung ' des »Eichen-Steuern«-Relais 13 erregt wird. Dadurch _v wird der Gleichstromkreis von der Klemme 205 über den Schalter 237 (der bei 250 m Höhe von der Kurvenscheibe 238 geschlossen wird), die Relaiswicklung und den Schalter 196 nach der Masse geschlossen. Die Kontakte 13 α und 13 b des Relais kommen in Berührung und .verriegeln; .das Relais,., .das einenThe output shaft of servo motor 242 drives cam plate 238 to operate switch 237. Since the amount of rotation of motor 242 is a direct function of the altitude output from altimeter 12 , cam plate 238 can be preset to operate switch 237 when the The exit of the altimeter has run down to a height of 250 m from its working starting point, the z. B. for a certain type is 300 m. When the time delay relay 197 is actuated, the contact arms 197 a and _■: 197 b connected to each other, whereby the winding 'of "oak controlling" relay is energized. 13 Characterized _v of the direct current circuit is (is the closed at 250 m height from the cam plate 238) from the terminal 205 via the switch 237 closed, the relay coil and the switch 196 to ground. The contacts 13 α and 13 b of the relay come into contact and .verriegeln; .the relay,., .the one

Wechselstromkreis von der Wicklung durch den Schalter 196 nach Masse herstellt. Diese beiden Kontakte stellen auch die Stromverbindung für die 244-m-Anzeigelampe 207 her. Die Kontakte 13 e, 13/ und 13 g werden benutzt, um den Nennsinkgeschwindigkeitsgeber mit der Programmiereinrichtung zu verbinden.AC circuit from the winding through switch 196 to ground. These two contacts also provide power to the 244m indicator light 207 . Contacts 13 e, 13 / and 13 g are used to connect the nominal rate of descent sensor to the programming device.

Wenn die Höhenprogrammiereinrichtung 50 m erreicht, betätigt die 50-m-Kurvenscheibe der Programmiereinrichtung den Schalter 216. Dadurch werden die Wicklungen 218, 219, 220 und 221 für das »50-m-Relais« gespeist. Gleichzeitig geht eine »50-m-Lampe« 223 an, während die »250-m-Lampe« 217 erlischt, wenn die Kontaktarme 218 a und 2186 schließen und die Verbindung zwischen den Kontaktarmen 218 α und 218 c geöffnet wird.When the height programming device reaches 50 m, the 50 m cam of the programming device actuates switch 216. This feeds windings 218, 219, 220 and 221 for the "50 m relay". At the same time, a “50 m lamp” 223 comes on, while the “250 m lamp” 217 goes out when the contact arms 218 a and 2186 close and the connection between the contact arms 218 α and 218 c is opened.

Wenn die Höhenprogrammiereinrichtung 20 m erreicht, schaltet der Kurvenscheibenstabel der Programmiereinrichtung den Schalter 216 so um, daß die Steuerrelais abfallen, wodurch die Kontaktarme 218 d und 218 e miteinander verbunden werden und das 20-m-Relais 230 erregt wird. Die 20-m-Relaiswicklung schließt dann den 20-m-Schalterkontakt 55 (der nur in F i g. 1 und 3 dargestellt ist).When the height programmer reaches 20 m, the cam of the programmer toggles switch 216 so that the control relays de- energize, whereby the contact arms 218 d and 218 e are connected together and the 20 m relay 230 is energized. The 20 m relay winding then closes the 20 m switch contact 55 (which is only shown in FIGS. 1 and 3).

Beim Aufsetzen wird ein Schalter 232, der mit den Stoßdämpfern am Flugzeugfahrwerk mechanisch verbunden ist, geöffnet, wodurch die Rückleitungsmasseverbindung zu allen Relais unterbrochen und die Anlage außer Betrieb gesetzt wird.When touching down, a switch 232, which is mechanically connected to the shock absorbers on the aircraft landing gear, is opened, whereby the return ground connection to all relays is interrupted and the system is put out of operation.

Falls eine Störung auftreten sollte, schaltet sich der Kontaktarm 194 a des Schalters 194 in die »Ausfall«- Stellung. Nach angenähert einer halben Sekunde Verzögerung fällt das Verzögerungsrelais 197, wodurch das Ausfallrelais 211 durch Schließen des Stromkreises erregt wird, der an der Klemme 212 beginnt und durch die Ausfallrelaiswicklung, die Kontaktarme 197 c und 197 d, die Kontaktarme 13 c und 13 d, den »Ausfall-OKÄ-Schalter 194 und den »Bereitschafts-Landungs«-Schalter 196 an Masse verläuft. Dies bewirkt, daß alle anderen Lampen erlöschen und gleichzeitig die »Ausfallampe« 214 aufleuchtet. Entriegelung und Rückstellung der Anlage kann jederzeit dadurch erreicht werden, daß der »Bereitschafts-Landungs«-Schalter 196 in die »Bereitschaftsstellung« gebracht wird.If a malfunction should occur, the contact arm 194 a of the switch 194 switches to the "failure" position. After approximately half a second delay, the delay relay 197 drops, whereby the failure relay 211 is energized by closing the circuit which begins at terminal 212 and through the failure relay winding, the contact arms 197 c and 197 d, the contact arms 13 c and 13 d, the "Failure OKÄ switch 194 and the" ready landing "switch 196 run to ground. This has the effect that all other lamps go out and the "failure lamp" 214 lights up at the same time. Unlocking and resetting of the system can be achieved at any time by moving the "ready landing" switch 196 to the "ready position".

Claims

Patent claims:

1. Instrument landing facility in aircraft, which is responsive to signals from a ground station, the signals indicating an approach glide path and display them in the aircraft for a certain altitude range, marked by a computing device in the aircraft to expand the approach glide path outside the Landing altitude area with a memory circuit (25, 27) for calculating a signal corresponding to the Average value of the rate of descent of the aircraft when passing through the intended Corresponds to altitude range, furthermore with a programming circuit (19), which the stored Picks up the signal and uses it to program altitude signals during the lapse of time in which the aircraft moves below the altitude range, as well as with an interception circuit (52, 55), the interception signals generated during the lapse of time in which the aircraft fell below a maximum, The interception height below the intended height range drops, and with a circuit (34, 36), which is connected to the programming and interception circuits, to the programmed To use signals for the landing approach.

2. Landing device according to claim 1, characterized by an altimeter (12) which generates a signal for the current altitude of the aircraft.

3. Landing device according to claim 1, characterized in that the programming circuit (19) generates a signal that corresponds to the integral of the input applied to it.

4. Landing device according to claims 1 to 3, characterized in that the programming circuit contains an integration device (21), wherein an error signal (h _e ) is derived from the altitude and program signals.

5. Landing device according to claims 1 to 4, characterized in that the memory circuit (27) establishes a connection to the integration device (21) and that a control device (16) and two switching devices (31, 42) are provided, whereby this connection is rendered inoperative and the error signal can be connected to the control device (16).

6. Landing device according to claims 1 to 5, characterized by a signal generating Device (17), the signals of which correspond to the rate of descent, the integration device (21) the integrated output of the memory circuit (27) and the descent rate device receives and the output via a comparison device (18) to the programming circuit (19) forwards.

7. Charging device according to claims 1 to 6, characterized by sequential switching devices (61) for making and breaking predetermined electrical connections in a predetermined order and time relationship, with the sequential switching devices the output of the memory circuit (27) alternately with the integration device (21) and connect to the control device (16).

8. Landing device according to claims 1 to 7, characterized in that the programming circuit (19) has servo devices (66, 71, 101) for actuating the sequential switching devices (61).

9. Landing device according to claims 1 to 8, characterized in that each sequence switching device (61) has a switch (42) which alternates between the control device (16) and the landing signal receiver (15) during a calibration process or with the integration device (21) during a control process.

10. Landing device according to claims 1 to 9, characterized by devices (48) for generating flight compensation signals and by switching devices (55) that control the output of the devices (48) having an integration device responsive to the programming device (43) connect.

11. Landing device according to claims 1 to 10, characterized by devices (38) to generate a signal that is proportional to the aircraft's control stick position, wherein the outputs of the devices (38) so-

such as a pitch speed gyro (40) and an integrating speed gyro to a summing device (34) and by switching devices (42) connected to the output of the summing device (34) proportional signal with the control device responding to the programming circuit (19) (16) connect.

12. Landing device according to claims 1 to 11, characterized by an accelerometer (47), which supplies an input to the .Signalgenerator (48) to therefrom a signal of the rate of descent

%%

Wnom

to derive and to connect into the circuit of the integrating speed gyro (36).

13. Landing device according to claims 1 to 12, characterized in that the program circuit (19) a first servo amplifier (63) and one driven by the first servo amplifier first servomotor (66) and a first potentiometer (76), the contact arm of which is mechanically coupled to the output shaft (68) of the first servomotor, further that a voltage source (78) is connected between the ends of the first potentiometer (76) and that the Integrätionsvorrichtung (21) contains a modulator (89), with the input of the contact arm of the first potentiometer and the altimeter output (12) are connected.

14. Landing device according to claims 1 to 13, characterized in that the memory circuit (27) has a second servo motor (106) and a second servo amplifier (103) driving the second servo motor and a second potentiometer (112) whose contact arm is from the second servo motor is driven, and is connected to the input of the first servo amplifier (63).

15. Landing device according to claims 1 to 14, characterized in that each sequence switching device (61) is driven by the output shaft (68) of the first servo motor (65).

16. Landing device according to claims 1 to 15, characterized in that as a control device a flight control system is used.

17. Landing device according to claims 1 to 16, characterized in that as a control device (16) a display device is provided.

Considered publications:
U.S. Patent Nos. 2548 278, 2592173, 752 791, 2,800 292.2 808 999.2 830 291.2 834 564, 841 345, 2,861,757, 2,940,032.

For this purpose 2 sheets of drawings