DE1237907B - Einrichtung zum Fuehren eines Luftfahrzeugs entlang einer Abfangbahn - Google Patents
Einrichtung zum Fuehren eines Luftfahrzeugs entlang einer AbfangbahnInfo
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Description
DEUTSCHES
WJVSSS^
PATENTAMT
Nummer: 1237 907
Aktenzeichen: C 28928 XI/62 c
Aktenzeichen: C 28928 XI/62 c
J 237 907 Amneldetag: 15.Januar 1963
Auslegetag: 30. März 1967
Die Erfindung betrifft eine Einrichtung zum Führen eines Luftfahrzeugs entlang einer Abfangbahn
nach Maßgabe eines von einer hinter dem gewünschten Aufsetzpunkt liegenden Sendestelle ausgesendeten
Höhenwinkelsignals.
Die Erfindung geht aus von einem Zwei-Winkel-Landesystem, wobei Leitstrahlbündel zur Höhenführung
des Luftfahrzeugs von zwei neben der Landebahn und voneinander im Abstand liegenden
Sendestellen erzeugt werden. Das Strahlenbündel kann von der vorderen Sendestelle entweder durch
eine in der Vertikalebene verschwenkte Abtastantenne abgestrahlt werden, oder die Sendeantenne
kann auch stationär betrieben werden. Bei Abtastung ist das Strahlenbündel als Funktion des Höhenwinkels
kodiert. Das Strahlenbündel der hinteren Sendestelle ist in der Vertikalebene scharf gebündelt; es wird
durch eine in vertikaler Richtung verschwenkte Abtastantenne abgestrahlt und ist als Funktion des
Höhenwinkels kodiert. Die Azimutführung wird durch einen üblichen Funkleitstrahl oder durch einen Abtaststrahl
bewirkt, der die gleichen Verfahren verwendet, wie sie für einen Höhenwinkel gebraucht werden.
Die Bahn, der ein Luftfahrzeug während des Landemanövers folgen sollte, kann in zwei Teilstücke,
nämlich eine Gleitbahn und eine Abfangbahn, unterteilt werden. Im Gleitbahnbereich genügt im
allgemeinen eine gerade Gleitbahn unter einem durch die Eigenschaften des Luftfahrzeugs bestimmten
Gleitwinkel. Wenn ein Abtaststrahlenbündel an der vorderen Sendestelle verwendet wird, so kann der
Gleitwinkel nach Wunsch ausgewählt werden, während bei einer unveränderlichen Strahlaussendung an
der vorderen Sendestelle der Gleitwinkel durch die Merkmale des Bodengeräts bestimmt wird. An einem
geeigneten Übergangspunkt während des Landemanövers, der üblicherweise als Umschaltpunkt bezeichnet
wird, beginnt das Abfangmanöver, wobei während des Abfangvorgangs der Gleitwinkel bzw.
die Sinkgeschwindigkeit allmählich so reduziert wird, bis das Luftfahrzeug auf die Rollbahn sanft und ohne
Stoß aufsetzt.
Das von der vorderen Sendestelle ausgehende Strahlenbündel wird im Luftfahrzeug zur Erzeugung
der anfänglichen Gleitbahn verwendet, während das von der hinteren Sendestelle ausgehende Abtaststrahlenbündel
zur Erzeugung der Abfangbahn eingesetzt wird. Beide Strahlenbündel bestimmen den
Umschalt- oder Übergangspunkt. Zur Bestimmung des Umschaltpunktes und zum Berechnen einer geeigneten
Abfangbahn können verschiedene Arten von Rechnern verwendet werden.
Einrichtung zum Führen eines Luftfahrzeugs
entlang einer Abfangbahn
entlang einer Abfangbahn
Anmelder:
Cutler-Hammer, Inc.,
Milwaukee, Wis. (V. St. A.)
Milwaukee, Wis. (V. St. A.)
Vertreter:
Dr.-Ing. Κ. Boehmert und Dipl.-Ing. A. Boehmert,
Patentanwälte
Bremen, Feldstr. 24
Als Erfinder benannt:
Frederick Hugh Battle jun.,
Seaford, N. Y. (V. St. A.)
Seaford, N. Y. (V. St. A.)
Beanspruchte Priorität:
V. St. v. Amerika vom 16. Januar 1962 (166 643)
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Einrichtung mit einem besonders einfach aufgebauten
Rechner zur Bestimmung der Abfangbahn zu schaffen, der ein Luftfahrzeug auf einer möglichst kurzen
und insbesondere im Bereich des Ubergangspunktes knickfreien Abfangbahn führt.
Die erfindungsgemäße Einrichtung ist gekennzeichnet durch ein Entladungsnetzwerk zum Erzeugen
eines Ausgangsbezugssignals, wobei das Ausgangsbezugssignal in einem Maße mit der Zeit abklingt,
wie ein von einem Abfangempfänger-Entschlüsseier während des Abfangvorgangs abgegebenes Höhenwinkelsignal
zeitlich abfiel, wenn das Luftfahrzeug auf der Soll-Abfangbahn fliegen würde, ferner durch
zwei Schalter zum Aufladen des Netzwerks vor Beginn des Abfangvorgangs und zum Auslösen der
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Entladung bei Beginn des Abfangvorgangs und durch eine das Höhenwinkelsignal mit dem Ausgangsbezugssignal
vergleichende Vergleichseinheit, die ein Fehlersignal an einen Fehleranzeiger oder Autopiloten
abgibt. Eine besondere Ausführungsform sieht ein Netzwerk aus zwei .RC-Zweigen vor, wobei
der eine Zweig die Anfangsneigung nach dem Ubergangspunkt und der andere Zweig die Endneigung
der Abfangbahn bestimmt.
Es ist eine Landeeinrichtung zum Führen eines Luftfahrzeugs auf einer Abfangbahn bekannt, bei der
durch zwei getrennte Höhenmeßvorrichtungen zwei Signale erzeugt werden, die in einer Vergleichseinheit
miteinander verglichen werden. Das geführte Luftfahrzeug befindet sich bei dieser bekannten Vorrichtang
dann auf der vorgesehenen Abfangbahn, wenn das Ausgangssignal dieser Vergleichseinheit Null ist
bzw. auf einem bestimmten konstanten Wert gehalten wird. Bei dieser Vorrichtung wirkt sich nachteilig
aus, daß am Ubergangspunkt zwischen der Gleitbahn und der Abfangbahn ein Ausgleichsvorgang notwendig
wird, da die erzeugte Soll-Abfangbahn exponentiell verläuft und durch den Rechner nicht korrigiert
werden kann. Die Erfindung vermeidet derartige Ausgleichsvorgänge der Leitsignale durch eine interne
Korrektur des verwendeten Entladungsnetzwerkes, wodurch außerdem eine relativ kurze und
knickfreie Abfangbahn erzielt wird.
Es ist ein weiteres Instrumentenlandesystem bekannt, bei dem das an der Flügelunterseite des Luftfahrzeuge
gemessene Druckänderungssignal mit einem durch einen Kreiselneigungsmesser bestimmten
Signal der Flugzeuglängsneigung nach entsprechender Umformung und Korrektur verglichen wird,
wobei durch eine konstante Beziehung zwischen beiden Meßsignalen der Flug auf der vorgegebenen Abfangbahn
gewährleistet werden soll. Diese Bestimmung der Soll-Landebahn durch zwei voneinander
unabhängige fortlaufende Messungen läßt jedoch erheblich mehr Unsicherheitsfaktoren aufkommen als
die erfindungsgemäße Einrichtung, die durch interne Mittel eine Soll-Landebahn vorgibt, die fortlaufend
mit den von einer Bodenstation abgestrahlten und die Ist-Landebahn darstellenden Höhenwinkelsignalen
verglichen wird.
Ein anderes bekanntes Instrumentenlandesystem verwendet das während des anfänglichen Gleitbahn-Augs
durch Vergleich der Ist-Höhe mit der programmierten Höhe ermittelte Zählersignal zur Steuerung
in einem sich an die Gleitbahn anschließenden Teil der Abfangbahn. Den ansteigenden Verlauf der Abfangbahn
in ihrem Endbereich erzielt diese Vorrichtung durch Aufschalten der im Rechner programmierten
Sinkgeschwindigkeit als Störgröße an einem Summationspunkt der im Rechner vermaschten
Regelkreise. Dieses System verwendet drei voneinander unabhängige und zum Führen des Luftfahrzeugs
notwendige Informationsgeber, und zwar einen Höhenmesser, einen Beschleunigungsmesser und
einen Neigungsmesser, die das System aufwendig und störanfällig machen.
Außerdem sind noch verschiedene Verfahren bekannt, worin die Sinkgeschwindigkeit entsprechend
der Flughöhe berechnet und mit einer Bezugsgröße zur Bildung eines Steuersignals verglichen wird. Diese
Verfahren haben jedoch den Nachteil, daß die Messungen der Flughöhe durch Funkhöhenmesser gerade
in Bodennähe stark durch das Bodenrelief und die
Wetterverhältnisse beeinflußt werden können, so daß ein sanftes Aufsetzen des Flugzeugs am Ende der
Abfangbahn nicht gewährleistet ist.
Ein Ausführungsbeispiel der Einrichtung zum Führen eines Luftfahrzeugs entlang einer Abfangbahn
ist in der Zeichnung dargestellt. Es zeigt
F i g. 1 einen Landeanflugweg für ein Luftfahrzeug unter Verwendung von Doppelwinkelfunktionen,
Fig. 2 eine schematische Darstellung der Entstehung des Landekurvenverlaufs,
F i g. 3 eine schematische Darstellung des Winkels der hinteren Sendestelle als Funktion der Zeit,
Fig.4 ein Schaltbild der Einrichtung in Blockdiagramm und
Fi g. 5 ein Schaltbild des Bezugsgenerators.
Am Vorderende einer Landebahn 10 (F i g. 1) oder in der Nähe einer Sendestelle 1 ist eine Antenne angebracht,
die ein Leitstrahlenbündel mit einer Mittellinie 11 von einem Ausgangspunkt 12 aussendet. Im
Abstand hiervon ist an einer Sendestelle 2 eine Antenne angebracht, die ein weiteres Leitstrahlenbündel
mit einer Mittellinie 13 von einem Ausgangspunkt 14 ausstrahlt. Die Antennen haben eine wirksame
Höhe von etwa 1,50 m und sind seitlich der Landebahn angeordnet, um den Flugbetrieb nicht zu
behindern.
Die horizontalen und senkrechten Höhenabstände werden in rechtwinkligen Koordinaten χ und h ausgedrückt,
wobei der Nullpunkt der Koordinatensysteme entweder bei der Sendestelle 1 oder bei der
Sendestelle 2 liegt; im vorliegenden Ausführungsbeispiel wurde die Sendestelle 1 dafür ausgewählt.
In dem vorliegenden Ausführungsbeispiel ist ein stationäres Strahlenbündel für den vorderen Winkel
angenommen, das in dem verwendeten Bereich, d. h. vor dem Übergangspunkt, eine nahezu geradlinige
Ausbreitung hat und die Landebahn beim Punkt 12 schneidet. Der Strahlwinkel a hat im allgemeinen
eine Größenordnung von 2Vs bis 3°.
Die Einrichtung kann auch für den Fall verwendet werden, daß auch von der vorderen Sendestelle 1 ein
vertikal hin- und hergeschwenkter Richtstrahl abgestrahlt wird. In diesem Fall entspricht die gestrichelte
Linie 11 der Lage des Richtstrahls zu dem Zeitpunkt, bei dem der Richtstrahl mit der Sollrichtung
der Gleitbahn zusammenfällt.
Das Strahlenbündel an der hinteren Sendestelle 2 ist ein Abtaststrahlenbündel, das als Funktion des
Höhenwinkels b kodiert ist, wobei der Abtastvorgang durch den mit einem Doppelkopf versehenen Pfeil 16
angedeutet wird.
Mit einem im Luftfahrzeug angeordneten Entkodierungsgerät kann der Winkel des Luftfahrzeugs
relativ zur Sendestelle 2 ständig während des Landemanövers bestimmt werden.
Während des Landeanflugs durchfliegt das Luftfahrzeug zuerst einen Gleitteil 18, der einen konstanten
Winkel zur Sendestelle 1 hat. Nach Übergang von der Gleitbahn zur Abfangbahn bei 19
nimmt die Neigung einer Flugbahn 17 bis kurz vor der Bodenberührung des Luftfahrzeugs bei Punkt 21
allmählich ab. Der Punkt 21 liegt durch den Höhenunterschied zwischen der Luftfahrzeugantenne und
den Landerädern etwas oberhalb der Landebahn 10.
Das Bezugssignal ergibt daher einen kleinen Endwinkel bTD vor der Bodenberührung, der durch die
Linie 22 dargestellt ist. Der Endwinkel wird je nach Luftfahrzeugcharakteristik so ausgewählt, daß die
Sinkgeschwindigkeit bei der Bodenberührung eine vorgeschriebene Größe entsprechend der Festigkeit
des Flugzeugs nicht übersteigt.
Zur Schaffung einer relativ kurzen Abfangbahn (F i g. 2) wird eine exponentiell abnehmende Signalkomponente
entwickelt, die eine Bahn 24 beschreibt, wobei die Komponente mit einer weiteren, exponentiell
abnehmenden Komponente multipliziert wird, um ein resultierendes Bezugssignal zu erzeugen. Am
Ubergangspunkt 19 versucht das zu reduzierende Signal einer Bahn 25 zu folgen. Das modifizierende
Signal nimmt jedoch ständig während des Abfangens in einer Weise ab, daß sich eine resultierende Bahn
17 ergibt. Beispielsweise würde beim Punkt 26, wo sich durch ein einfaches Exponentialsignal eine bei
27 angedeutete Bahn ergeben würde, das modifizierende Signal versuchen, eine bei 28 angedeutete Bahn
zu verfolgen. Die beiden Signalkomponenten nehmen bis zum Erreichen des endgültigen Endwinkels bei
Punkt 23 auf vernachlässigbare Werte ab.
Ein Gleitwinkelempfänger 31 (Fig. 4) empfängt die von der Sendestellel ausgehenden Sendungen
und erzeugt daraus ein Ausgangssignal in der Leitung 32, das den Fehler des Luftfahrzeugs in bezug
auf die Gleitbahn darstellt. Während der Gleitneigung wird das Signal bei 32 über einen Schaltarm 33
einem Fehleranzeiger oder einem Autopiloten 34 zugeführt.
Um die Ausstrahlungen der Sendestelle 2 zu empfangen und zu entkodieren, wird ein Abfangempfänger-Entschlüsseier
35 verwendet, wobei ein Ausgangssignal auf eine Leitung 36 gegeben wird, das sich als Funktion des Winkels b des Luftfahrzeugs
in bezug auf die hintere Sendestelle 2 ändert. Das dem Winkel b entsprechende Signal wird über
eine Leitung 38 einem Umschaltsteuerstromkreis 39 zugeführt. Dem Umschaltsteuerstromkreis 39 wird
ein Bezugssignal über die Leitung 40 zugeführt, und wenn das den Winkel b darstellende Signal in der
Leitung 38 einen vorbestimmten Wert in bezug auf das Bezugspotential erreicht, beispielsweise gleich
diesem ist, so bewegt der Umschaltpunktsteuerstromkreis39 die Schalter 33 und 37 in ihre gestrichelt
dargestellten Stellungen.
Der Umschaltpunkt kann durch eine Dreieckskonstruktion (F i g. 1) bestimmt werden, wobei sich
die Beziehung zwischen dem Abstand und den beiden Winkeln aus folgender Gleichung ergibt:
Bei einem festen Gleitwinkel a entspricht ein bestimmter Wert des Winkels b einem gegebenen Abstand
χ, daher genügt die Bestimmung des Umschaltpunktes an einem vorbestimmten Wert des Winkels b.
Das Bezugssignal der Leitung 40 (F i g. 4) kann daher gleich dem den Winkel b darstellenden Signal an
einem ausgewählten Umschaltpunkt gesetzt werden. Üblicherweise liegt der Winkel b am Umschaltpunkt
zwischen 1 und 2°.
Aus der Gleichung (1) kann die Änderungsgeschwindigkeit des Winkels b wie folgt ausgedrückt
werden:
In einem größeren Abstand von der Landebahn ist der Winkel b nur wenig kleiner als der Winkel a,
nähert sich jedoch das Luftfahrzeug der Landebahn, so nimmt b ab, und seine Änderungsgeschwindigkeit
erhöht sich (Fig. 3).
Nach dem Umschalten nimmt der Winkel b relativ zu seinem Wert am Umschaltpunkt ab, so daß der
Umschaltsteuerstromkreis 39 die Schalter 33 und 37 weiterhin in ihren unteren gestrichelten Stellungen
ίο hält.
Wenn es erwünscht ist, den Umschaltpunkt nicht in einem bestimmten Abstand, sondern in einer bestimmten
Höhe M festzulegen, wird die folgende Gleichung verwendet:
worin bsw den Winkel am Umschaltpunkt darstellt.
Ein Bezugsgenerator 41 weist zwei RC-Zeitkonstantenstromkreise auf, die Kapazitäten C1, Cs und Widerstände Rv R2 haben, während eine Batterie .E1 in erster Linie das feste Endwinkelsignal bestimmt und die BatterieE2 die ursprüngliche Ladung der Kapazität C2 ergibt.
Ein Bezugsgenerator 41 weist zwei RC-Zeitkonstantenstromkreise auf, die Kapazitäten C1, Cs und Widerstände Rv R2 haben, während eine Batterie .E1 in erster Linie das feste Endwinkelsignal bestimmt und die BatterieE2 die ursprüngliche Ladung der Kapazität C2 ergibt.
Vor dem Umschaltpunkt sind zwei Schalter 42 und 43 vorgesehen, die in ihren oberen Stellungen dargestellt
sind. Das in der Leitung 36 vorhandene Winkel-6-Signal wird über den Schalter 37, eine Leitung
44 und den Schalter 42 an die Kapazität C1 weitergegeben, so daß die Spannung an C1 ständig
gleich dem Winkel-6-Signal ist. Die Kapazität C2 wird auf ein Potential geladen, das dem Unterschied
von E2 und E1 gleich ist.
Am Umschaltpunkt werden die Schalter 42 und 43 in ihre gestrichelten Stellungen durch den Umschaltsteuerstromkreis 39 bewegt. Die Kapazität C1 entlädt sich dann mit einer Geschwindigkeit, die durch die Stromkreiskonstanten bestimmt ist, und gibt ein Ausgangsbezugssignal über eine Leitung 45 an eine Vergleichseinheit 46. Wenn der Schalter 37 in seiner unteren Lage ist, so wird das Winkel-ö-Signal auch durch eine Leitung 47 an die Vergleichseinheit 46 gegeben. Die Vergleichseinheit bestimmt den Unterschied zwischen den beiden Signalen, und bei Vorhandensein eines Fehlers wird der Unterschied über eine Leitung 48 und den in seiner unteren Stellung befindlichen Schalter 33 dem Fehleranzeiger oder einem Autopiloten 34 zugeführt.
Am Umschaltpunkt werden die Schalter 42 und 43 in ihre gestrichelten Stellungen durch den Umschaltsteuerstromkreis 39 bewegt. Die Kapazität C1 entlädt sich dann mit einer Geschwindigkeit, die durch die Stromkreiskonstanten bestimmt ist, und gibt ein Ausgangsbezugssignal über eine Leitung 45 an eine Vergleichseinheit 46. Wenn der Schalter 37 in seiner unteren Lage ist, so wird das Winkel-ö-Signal auch durch eine Leitung 47 an die Vergleichseinheit 46 gegeben. Die Vergleichseinheit bestimmt den Unterschied zwischen den beiden Signalen, und bei Vorhandensein eines Fehlers wird der Unterschied über eine Leitung 48 und den in seiner unteren Stellung befindlichen Schalter 33 dem Fehleranzeiger oder einem Autopiloten 34 zugeführt.
Beim Bezugsgenerator 41 (F i g. 5) wird die Kapazität C1 mit dem Winkel-ft-Signal im Augenblick des
Umschaltens aufgeladen, wobei Ec 1 gleich diesem Signal ist; wären C2 und R2 nicht vorhanden, würde
sich C1 über R1 auf das Potential von E2 exponentiell
entladen. Der StromkreisC2, R2 modifiziert jedoch diese einfache Exponentialabnahme in erster Linie
dadurch, daß eine sich ständig ändernde Spannung vorgesehen wird, gegen die sich C1 während des Abfangs entlädt.
Die SpannungjEc2 beginnt mit einem durch die Batterien E1 und E2 gegebenen Anfangswert, woraufhin
die Entladung der beiden Kapazitäten in einem durch die Pfeile 49, 50 angedeuteten Sinne erfolgt.
Die KapazitatC1 entlädt sich auf das Potential des Punktes 51 zu, das gleich der Summe von Et + EC2
ist. Während des weiteren zeitlichen Ablaufs nimmt Ec 2 entsprechend der Entladung der KapazitatC2
über R2 ab, so daß sich das Potential des Punktes 51 dem Wert von E1 nähert.
Claims (1)
1. Einrichtung zum Führen eines Luftfahrzeugs entlang einer Abfangbahn nach Maßgabe eines
von einer hinter dem gewünschten Aufsetzpunkt liegenden Sendestelle ausgesendeten Höhenwinkelsignals,
gekennzeichnet durch ein Entladungsnetzwerk (41) zum Erzeugen eines
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US166643A US3189905A (en) | 1962-01-16 | 1962-01-16 | Aircraft landing systems |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE1237907B true DE1237907B (de) | 1967-03-30 |
Family
ID=22604140
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DEC28928A Pending DE1237907B (de) | 1962-01-16 | 1963-01-15 | Einrichtung zum Fuehren eines Luftfahrzeugs entlang einer Abfangbahn |
Country Status (3)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US3189905A (de) |
DE (1) | DE1237907B (de) |
GB (1) | GB1025995A (de) |
Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3381295A (en) * | 1967-03-17 | 1968-04-30 | Sperry Rand Corp | Radio controlled guidance apparatus for aircraft having radio signal gain programing |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2841345A (en) * | 1952-01-15 | 1958-07-01 | Sperry Rand Corp | Glide path system with flare out |
US2939652A (en) * | 1956-06-18 | 1960-06-07 | Hobley Peter | Aircraft landing system |
US2987275A (en) * | 1958-08-25 | 1961-06-06 | North American Aviation Inc | Programmed path landing system |
-
1962
- 1962-01-16 US US166643A patent/US3189905A/en not_active Expired - Lifetime
- 1962-12-19 GB GB47988/62A patent/GB1025995A/en not_active Expired
-
1963
- 1963-01-15 DE DEC28928A patent/DE1237907B/de active Pending
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2841345A (en) * | 1952-01-15 | 1958-07-01 | Sperry Rand Corp | Glide path system with flare out |
US2939652A (en) * | 1956-06-18 | 1960-06-07 | Hobley Peter | Aircraft landing system |
US2987275A (en) * | 1958-08-25 | 1961-06-06 | North American Aviation Inc | Programmed path landing system |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US3189905A (en) | 1965-06-15 |
GB1025995A (en) | 1966-04-14 |
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