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Flugregelanlage zur Steuerung eines Flugzeuges längs einer durch Funksignale
vorbestimmten Flugbahn Die Erfindung bezieht sich auf eine Flugregelanlage, die
auf die Abweichung des Flugzeuges vom Leitstrahl anspricht und bei der ein Steuerwert
einer Stabilisierungsvoriichtung aufgeschaltet wird, der von einem Seitenbeschleunigungssignal
abgeleitet ist, das wiederum von der Geschwindigkeit abhängt, mit der das Flugzeug
seine Leistrahlabweichung ändert.
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Um bei Funkleftstrahlsteuerungen allgemein eine möglichst schnelle
Annäherung an den Leitstrahl zu erhalten, wird der Korrekturwert proportional zur
Abweichung der Regelanlage zugeführt. Es ist jedoch bekannt, daß diese der Abweichung
proportionale Steuerung nicht zufriedenstellend ist, da hierdurch Pendelschwingungen
um den Leitstrahl herum stattfinden. Zur Vermeidung dieser Pendelschwingungen sind
bereits Dämpfungsvorrichtungen bekanntgeworden, bei denen ein zweites Steuersignal
zur Dämpfung in die Regelanlage eingeführt wird.
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Allgemein. wurde als zweites Steuersignal ein Signal benutzt, das
von dem Winkel zwischen Flugzeuglängs achse und Leitstrahl abhängt.
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Es ist außerdem bekannt, das Flugzeug dem Leitstrahl automatisch
gemäß der Summe zweier Steuersignale zu nähern, die von der Abweichung des Flugzeuges
von einem Leitstrahl einerseits und von dem Kurs des Flugzeuges gegenüber der Richtung
des Leitstrahles andererseits abhängen.
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Wenn ein Flugzeug automatisch durch eine solche Kombination zweier
Steuersignale geführt wird, wobei das eine Steuersignal die Abweichung des Flugzeuges
von einem Funkleitstrahl darstellt und das andere den Kurs des Flugzeuges in Richtung
des Leitstrahles, arbeitet die Regelschieife in der Weise, daß die Summe der beiden
Signale Null wird. Das von Null abweichende resultierende Fehlersignal wird dazu
benutzt, das Flugzeug auf den Leitstrahl zu steuern, wobei die Geschwindigkeit der
Verminderung der Abweichung proportional der Abweichung ist, so daß sich das Flugzeug
dem Leitstrahl ohne Pendelschwingungen zu einer asymptotischen Kurve nähert.
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Der Flugzengfiihrer hat bei Anwendung derartiger Systeme nur noch
die Aufgabe, das ihm sichtbare Abweichungssignal auf Null zu bringen.
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Ein Nachteil derartiger Steuerungen besteht darin, daß sie nicht
zufriedenstellend arbeiten, wenn Seitenwind auftritt. In diesem Fall wird das gesteuerte
Flugzeug nicht auf den gewünschten Leitstrahl gebracht. Der Hauptgrund für diesen
Fehler besteht darin, daß beim Auftreten von Seitenwind die Voraussetzung nicht
mehr zutreffend ist, daß das den Winkel zwischen Flugzeuglängsachse und Leitstrahl
proportionale
Steuersignal ein Maß der Annäherungsgeschwindigkeit des Flugzeuges an den definierten
Leitstrahl ist: Für eine tatsächliche asymptotische Annäherung an den definierten
Leitstrahl muß die Annäherungsgeschwindigkeit, d. h. die Geschwindigkeit, mit der
die Abweichung des Flugzeuges von dem Leitstrahl abnimmt, proportional zu dieser
Abweichung gehalten werden. Diese Geschwindigkeit der Abweichungsverminderung ist
proportional zu dem Winkel, den die Flugbahn des Flugzeuges mit dem Leitstrahl einschließt
und deshalb wird eine asymptotische Annäherung erzeugt, wenn die Richtung der tatsächlichen
Flugbahn so gesteuert würde, daß ein Winkel mit dem Leitstrahl eingeschlossen wird,
der proportional der Abweichung von dem Leitstrahl ist.
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Statt dessen benutzen jedoch die bekannten Steuerungen den Kurs des
Flugzeuges gegenüber der Leitstrahlrichtung dazu, eine Proportionalität zu der Abweichung
herzustellen. Bei Seitenwind ist jedoch die Flugbahn nicht die gleiche wie der Kurs
des Flugzeuges.
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Es sind auch bereits Funkleitstrahlsteuerungen bekanntgeworden, die
den Einfluß des Seitenwindes ausschalten sollen. Bei einer bekannten Vorrichtung
dieser Art wird die Steuerung des Flugzeuges geleitet von der Summe zweier Signale,
wobei das erste Signal, wie bei den vorbeschriebenen Steuerungen, ein Abweichungssignal
darstellt, das die Abweichung des Flugzeuges von dem Leitstrahl darstellt, und wobei
das
zweite Signal ebenfalls dazu dient, die Pendelschwingungen des Flugzeuges um den
Leitstrahl zu dämpfen und eine asymptotische Annäherung zu bewirken. Bei dieser
bekannten Steuerung wird das Dämpfungssignal nicht von einem Kompaß abgeleitet,
sondern von einer Differenzierstufe, die das Signal in Abhängigkeit von der Anderungsgeschwindigkeit
des Abweichungssignals liefert.
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Derartige Steuerungen erlauben zwar eine asymptotische Annäherung
des Flugzeuges an den definierten Leitstrahl, unabhängig von Seitenwinden, jedoch
sind diese Geräte wiederum nicht geeignet in Fällen, in denen der Leitstrahl durch
Funksignale definiert ist, weil im allgemeinen die zur Erzeugung derartiger Leitstrahlen
benutzten Sender zusätzlich zu den direkt ausgestrahlten Wellen durch Reflexionen
Sekundärwellen erzeugen. Diese Sekundärwellen erzeugen örtlich kleine Unregelmäßigkeiten
im Leitstrahl. Der Signalausgang des Empfängers im Flugzeug, der zur Messung der
Abweichung des Flugzeuges von dem Leitstrahl dient, wird demgemäß kurzzeitigen Fluktationen
in der Größe unterworfen, wenn das Flugzeug längs des Strahles fliege. Wenn ein
solches Signal differenziert wird, dann werden die Fluktationen in dem differenzierten
Signal sehr groß.
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Die Kombination eines Abweichungssignals und eines differenzierten
Abweichungssignals ist daher in solchen Fällen zur Führung eines Flugzeuges nicht
allgemein geeignet.
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Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine asymptotische Annäherung
an einen Leitstrahl unter Vermeidung der geschilderten Nachteile zu gewährleisten.
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Die Erfindung geht aus von einer Flugregelanlage zur Steuerung eines
Flugzeuges längs einer durch Funksignale vorbestimmten Flugbahn, wobei ein resultierendes
Steuersignal erzeugt wird, das eine Funktion der algebraischen Summe von Signalen
ist, die von der Abweichung des Flugzeuges quer zur Flugbahn bzw. von der Geschwindigkeit
abhängen, mit der sich die Versetzung des Flugzeuges von der vorbestimmten Flugbahn
ändert, und die eine Einrichtung vorsieht, in der das resultierende Steuersignal
zur Führung des Flugzeuges verwendet wird.
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Gemäß der Erfindung wird die Aufgabe dadurch gelöst, daß das Signal,
das von der Geschwindigkeit abhängt, mit der sich die Versetzung des Flugzeuges
von der Flugbahn ändert, vom Ausgang einer Einrichtung kommt, die auf die Beschleunigung
des Flugzeuges quer zur Flugbahn anspricht, und daß ein Ausgangssignal erzeugt wird,
das wenigstens annähernd ein Maß für das Integral der Beschleunigung quer zur Flugbahn
darstellt.
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Dadurch, daß das Hilfssignal als Integral der Beschleunigung des
Flugzeuges in Richtung der Abweichung von dem Pfad eingeführt wird, werden die Schwierigkeiten
und Nachteile vermieden, die bei bekannten Systemen auftraten.
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Nach einer zweckmäßigen Ausgestaltung der Erfindung stellt das von
einem auf eine Beschleunigung des Flugzeuges quer zur Flugbahn ansprechenden Beschleunigungsmesser
erzeugte Ausgangs signal ein Maß der ermittelten Beschleunigung dar und es ist eine
Integrationsstufe vorgesehen, der das Beschleunignngssignal als Eingang zugeführt
wird und die als Ausgang ein Signal erzeugt, das wenigstens annähernd der Anderungsgeschwindigkeit
des Flugzeuges quer zur Flugbahn entspricht.
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Die erfindungsgemäße Flugregelanlage kann sowohl zur Führung in der
horizontalen Ebene als auch zur Führung in einer Vertikalebene benutzt werden.
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Zur Führung des Flugzeuges in der Vertikalebene weist sie eine Einrichtung
auf, die einen Beschleunigungsmesser enthält.
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Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird nachstehend an Hand der
Zeichnung beschrieben. In der Zeichnung zeigen F i g. 1 A und 1 B ein schematisches
Blockschaltbild, F i g. 2 dargestellten Beschleunigungsmesser, F i g. 1 A und 1B
verwendeten Beschleunigungsmesser, F i g. 3 und 4 schematische Schaltbilder der
elektrischen Verbindungen der in F i g. 1 A und 1 B sowie F i g. 2 dargestellten
Bescheunigungsmesser, F i g. 5 eine schematische Darstellung eines Bedienungspultes.
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Die Flugregelanlage kann dazu benutzt werden, das Fluzeug an eine
gewünschte Flugbahn anzunähern, wobei außerdem noch Mittel in der Flugregelanlage
vorgesehen sein können, um eine bestimmte Fluggeschwindigkeit, eine bestimmte Flughöhe
und eine bestimmte Machzahl einzuhalten. Ein Wählknopf gemäß F i g. 5 dient der
Einstellung.
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Die Steuerung kann selbsttätig hinsichtlich ihrer Längsneigung mit
Hilfe einer Höhensteuerung 80, einer Machzahlsteuerung60 und einer Fluggeschwindigkeitssteuerung
61 (F i g. 1 A) betätigt werden.
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Durch Wahl einer dieser Steuerungsbetriebsarten wird der entsprechende
Schalter 82, 83 bzw. 84 geschlossen, der zur Einspeisung seines Signals in den Längsneigungskanal
der Selbststeuerung dient. Diese Fehlersignale werden der Längsneigungsservoeinrichtung
12 einzeln durch einen Begrenzer 85 und ein Verzögerungsglied 48 zugeführt. Der
Begrenzer verhindert, daß ein zu großes Längsneigungsbefehlssignal der Höhenruderservoeinrichtung
zugeführt wird, wodurch sonst eine gefährliche Lage oder übermäßige Beanspruchungen
auf die Flugzeugzelle eintreten könnten. Das Verzögerungsglied 48, das, wie oben
erwähnt, eine Zeitkonstante von etwa 1 bis 3 Sekunden hat, dient zum Integrieren
des begrenzten Befehlsemgangssignals für die Höhenruderservoeinrichtung 12. Ein
weiteres Steuersignal für die senkrechte Bahnkomponente wird von einem Funknavigationsempfänger
86 und insbesondere von dessen Gleitwinkelkanal 87 hergeleitet. Dieses Signal wird
ebenfalls durch einen Wählschalter zugeführt, der durch die Wendungs-»Anflug«-Stellung
betätigt wird.
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Bei jeder der Steuerungsarten für die senkrechte Bahnkomponente werden
Senkrechtbeschleunigungssignale 1;, die, wie Fig. 2 und 4 zeigen, von dem nahezu
im Schwerpunkt des Flugzeuges angeordneten Beschleunigungsmesser 35 wahrgenommen
werden, dem Längsneigungsbefehlrechner 61 über den Schalter 78 zugeführt. Da der
Beschleunigungsmesser 35 nur Flugzeugbeschleunigungen längs dessen z-Achse (Ng)
mißt, muß sein Ausgangssinal entsprechend einer Funktion des Querneigungswinkels
abgeändert werden, damit man ein Maß der senkrechten Beschleunigungen gegenüber
der Erde erhält.
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Dies wird durch ein Funktionspotentiometer 70 in einem Rollbefehlrechner
100 erreicht. Dieses Potentiometer liefert ein Signal, das der gewünschten Funktion
des Querneigungswinkels, nämlich (1 bis ges0) proportional ist. Dieses Signal wandelt
das Normalbeschleunigungssignal
des Beschleunigungsmessers 35 so
um, daß das resultierende dem Integrator 146 zugeführte Beschleunigungsmessersignal
proportional h ist der senkrechten Beschleunigung gegenüber der Erde. Da bei jeder
der Betriebsarten für die senkrechte Bahnkomponente der Längsneigungsbefehlrechner
61 als elektromechanischer Integrator arbeitet, dient er zur Integration der gemessenen
Senkrechtbeschleunigung und liefert dadurch Dämpfungsangaben hinsichtlich der senkrechten
Bahnkomponente für die Selbststeuerung, d.h., ein Vertikalgeschwindigkeitswert.
Durch die Verwendung von Trägheitselementen für die Bahndämpfung wird das Ansprechen
verbessert und die Stabilität der Einrichtung erhöht, während gleichzeitig die Wirkung
von statischen Fehlerquellen der verschiedenen Meßfühler 80, 60 und 81 verringert
wird und außerdem die Wirkung des charakteristischen Rauschens im Gleitwinkelstrahl
während der Annäherung verringert wird.
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Die Meßwertgeber 80, 60 und 81 für die Luftwertangaben bringen Schalterwellendrehungen
als Funktion des barometrischen Druckes p und des Staudruckes q hervor. Die Wellen
59 bzw. 89 sind schematisch dargestellt. Es sind also Vorrichtungen vorgesehen,
die selbsttätig die Parameter der Selbststeuereinrichtung als Funktion der Fluggeschwindigkeit,
der Höhe und der Machzahl ändern.
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Befehle für selbsttätige Wendungen können in die Flugregelanläge
mit Hilfe von Funkführungsinformationen eingespeist werden. Bei dieser Betriebsart
ist der Wendungswählschalter 151 auf eine der Funksteuerungsstellungen eingestellt.
Bei der Einstellung auf VHF-Drehfunkfeuer ist der Schalter 175 auf seinen oberen
Kontakt eingestellt (F i g. 1 A) und verbindet dabei einen Leitstrahlrichtungswähler
176 mit dem Rollbefehlsrechner 100. Gleichzeitig wird der Schalter 178 geschlossen
und führt dann Drehfunkfeuer-Abweichungsfehlersignale von dem Funknavigationsempfänger
86 und von dem Anflugkoppler 177 demselben Rechner zu. Diese beiden Signale dienen
als Wendebefehlssignale. Der Schalter 180 wird ebenfalls aus seiner Einstellung
auf selbsttätige Waagerechtstellung in seine Anflugeinstellung gebracht.
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Wenn eine Kopplung mit einem Drehfunkfeuer gewünscht wird, wird der
Leitstrahlrichtungswähter 176 zunächst auf die Richtung des Strahles, der geflogen
werden soll, eingestellt. Nach der Einstellung wird ein Kurssignal geliefert, dessen
Phase und Größe proportional der Winkelabweichung des Flugzeuges von dem so gewählten
Kurs ist. Dieses Signal wird mit dem Drehfunkfeuer-Abweichungssignal kombiniert
und dem Rollbefehlsrechner 100 zugeführt. Hierdurch wird dem Flugzeug der Befehl
erteilt, in einer solchen Richtung zu wenden, daß dieses Signal verringert wird.
Bei der Leitstrahlbetriebsart sorgt das Kursabweichungssignal für eine Strahldämpfung,
d. h. für einen asymptotischen Anflug an den Leitstrahl, da das Kursab.'weichungssignal
die Geschwindigkeit bestimmt, mit welcher das Flugzeug dem Strahl sich nähert.
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Ein selbsttätiger Antlug an einen ILS-Funkstrahl läßt sich in drei
Phasen einteilen: eine Phase des Erfliegens, eine Phase »auf dem Kurse« und eine
Gleitwinkelphase. Wenn der zur Einweisung in der Waagerechten dienenden Funkleitstrahl
gekoppelt werden soll, wird der Wendungswählschalter 151 auf »Leitstrahl« gedreht,
wodurch der Schalter 175
in seine untere Stellung bewegt wird. Der Schalter 178 bleibt
während aller funkgesteuerten Betriebsarten geschlossen. Beim Erliegen werden Leitstrahlabweichungssignale
dem Rollbefehlsrechner 100 wie vorher zugeführt. An Stelle des Kursabweichungssignals,
das zur Herleitung des Anfluggeschwindigkeitssignals verwendet wird, liefert jedoch
der Anflugkoppler 177 ein weiteres Ausgangssignal, welches der Änderungsgeschwindigkeit
des Abweichungssignals proportional ist. Dieses Signal wird mit einem Funkabweichungssignal
kombiniert und deren algebraische Summe wird dem Rollbefehlsrechner 100 als Wendebefehissignal
zugeführt. Das Flugzeug nähert sich asymptotisch der Mitte des Leitstrahles für
die Seitenrichtung. Wenn jedoch die Abweichung des Flugzeuges von dem Funkstrahl
auf einen vorbestimmten geringen Wert sinkt, wird von einem Strahlfühler in dem
Anflugkoppler 177 der Schalter 175 selbsttätig in eine mittlere oder Kursstellung
eingestellt und gleichzeitig der Schalter aus seiner Einstellung auf »Erliegen«
in seine Einstellung auf »Kurs« gebracht. Auf diese Weise wird die Kursphase des
Anfluges selbsttätig eingeleitet. Während der Kursphase wird das Strahlabweichungssignal
nicht nur unmittelbar dem Rollbefehlsrechner 100 zugeführt, sondern außerdem dem
Integrator 127 über die Schalter 179 und 180. Auf diese Weise werden die Wirkungen
von Querwinden während des Anfluges kompensiert. Eine seitliche Dämpfung des Flugzeuges
während der Kursphase wird dadurch erzielt, daß vonden Trägheitsbezugsvorrichtungen
des Flugzeuges ein Signal hergeleitet wird, das proportional der Auswanderungs-
und Annäherungsgeschwindigkeit des Flugzeuges gegenüber dem Strahl ist. Dieses Signal
wird berechnet aus einer Meßgröße für die seitliche Beschleunigung des Flugzeuges
längs seiner y-Achse, die von dem Querbeschleunigungsmesser 33 geliefert wird und
aus einem dem Querneigungswinkel des Flugzeuges proportionalen Signal, das von dem
Lotkreisel geliefert wird. Das Querneigungs-Winkelsignal kompensiert das Beschleunigungsmesserausgangssignal,
so daß eine genaue berechnete Meßgröße der waagerechten Beschleunigung des Flugzeuges
gegenüber deren Strahl geschaffen wird. Dieses Signal wird in derselben Weise von
dem Integrator 127 durch die Schalter 179 und 180 integriert. Das Ausgangssignal
des Integrators 127 ist daher eine Funktion der Bewegungsgeschwindigkeit des Flugzeuges
gegenüber dem Strahl. Dieses Signal wird in derselben Weise dem Rolib efehlsrechner
100 zugeführt, wodurch eine Wendung. des Flugzeuges in der dieses Signal auf Null
herabsetzenden Richtung befohlen wird.
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Die von Hand oder durch Funkmittel eingespeisten Wendebefehle werden,
wie man sieht, dem Rollbefehlsrechner 100 über die Mach-Umwandlungsstufe 170 zugeführt.
Auf diese Weise werden die Wendebefehle im wesentlichen in Abhängigkeit von der
Grundgeschwindigkeit umgewandelt. Dies ist besonders wichtig, während der Funkstrahlkopplung,
da die Fehlersignale als Ausdrücke von auf den Boden bezogenen Bezugsgrößen erzeugt
werden.-Die Gleitwinkelkopplung wird dadurch eingeleitet, daß der Schalter 151 in
seine Gleitwinkelstellung gedreht wird. Hierdurch werden die Gleitwinkelfunksignale
mit dem Längsneigungskanal der Selbststeuerung über den Begrenzer 85 und ein Verzögerungsglied
verbunden. Die Kanalschaltstellungen für
die Wendung bleiben dieselben
wie oben. Wie bei den die Höhe, die Fluggeschwindigkeit und die Mach-Zahl einhaltenden
Betriebsarten werden stetige Gleitwinkelfehler durch die Tätigkeit des Längsneigungsbefehlsrechners
61 integriert, wodurch eine genaue langzeitige Strahlkopplnug erzielt wird. Wie
ebenfalls vorstehend erwähnt, wird eine Vertikaldämpfung während des Gleitwegannäherungsverfahrens
durch ein Vertikalbeschleunigungssignal vom Beschleunigungsmesser 35 bewirkt, und
dieses Signal wird durch den Neigungsbefehlsrechner 61 integriert.