DE1263116B - Einrichtung zum Fuehren eines Luftfahrzeuges auf einem durch einen Leitstrahl vorgegebenen Soll-Gleitweg - Google Patents

Description

BUNDESREPUBLIK DEUTSCHLAND

DEUTSCHES

PATENTAMT

AUSLEGESCHRIFT

Int. α.:

GOIs

Deutsche Kl.: 21 a4 - 48/12

Nummer: 1263 116

Aktenzeichen: B 78184IX d/21 a4

Anmeldetag: 20. August 1964

Auslegetag: 14. März 1968

Die Erfindung betrifft eine Einrichtung zum Führen eines Luftfahrzeuges auf einem durch einen Leitstrahl vorgegebenen Soll-Gleitweg, bei der einer Addierstufe ein Empfangssignal, das der Winkelabweichung des Luftfahrzeuges vom Leitstrahl proportional ist und über eine zum Signalweg des Empfangssignals parallelgeschaltete Integrierstufe das Zeitintegral des Empfangssignals zugeführt wird, und bei der das in der Addierstufe gebildete Signal zum Einsteuern des Luftfahrzeuges auf den Leitstrahl über ein Servo- ίο system auf ein Höhenruder wirkt.

Es sind bereits Einrichtungen bekannt (USA.-Patentschriften 2419 970 und 2 423 337), bei denen eine Soll-Flugbahn von einem von einer Bodenstation ausgesendeten Leitstrahl gebildet wird und ein Empfänger an Bord des Luftfahrzeuges ein Signal liefert, insbesondere ein Gleichspannungssignal, dessen Vorzeichen angibt, in welcher Richtung (Steuerbord oder Backbord) sich das Luftfahrzeug vom Leitstrahl befindet, und dessen Amplitude das Maß für die Größe der Abweichung des Luftfahrzeuges vom Leitstrahl ist. Diese Einrichtungen arbeiten zufriedenstellend und führen das Luftfahrzeug auf der Soll-Flugbahn, solange kein Seitenwind auftritt. Bei den bekannten Einrichtungen wird zwar im Servosystem beim Auftreten von solchen Langzeitstörgrößen, wie Seitenwind oder Schwerpunktsveränderungen des Flugzeuges infolge Brennstoffverbrauchs, eine Stellgröße für das Höhenruder erzeugt, die der Langzeitstörgröße entgegengesetzt ist. Dadurch kann zwar eine weitere Abweichung des Flugzeugkurses von der Soll-Flugbahn verhindert werden. Eine einmal eingetretene Abweichung kann aber nicht korrigiert werden, so daß das Luftfahrzeug sich längs einer parallel zum Leitstrahl liegenden Flugbahn bewegt.

Es ist ferner eine Einrichtung zur Durchführung eines Landeanfluges (USA.-Patentschrift 2482 809) bekannt, bei der zum Einsteuern des Luftfahrzeuges auf den Leitstrahl nicht nur das .Empfangssignal nach Vorzeichen und Amplitude dient, sondern zusätzlich durch Zeitintegration des Empfangssignals, das der Winkelabweichung des Luftfahrzeuges vom Soll-Gleitweg entspricht, in einer Integrierstufe ein Korrektursignal erzeugt wird, das beim Auftreten von Seitenwind das Luftfahrzeug auf den Soll-Gleitweg zurückbringt. Auf das Höhenruder des Flugzeuges wirkt über ein Servosystem somit ein resultierendes Signal, das aus der Addition des der Winkelabweichung entsprechenden Empfangssignals und dem Zeitintegral des Empfangssignals gebildet wird.

Es ist ferner bekannt (USA.-Patentschrift 3 058 699), bei einer ähnlichen Einrichtung, bei der ebenfalls Einrichtung zum Führen eines Luftfahrzeuges auf einem durch einen Leitstrahl vorgegebenen
Soll-Gleitweg

Anmelder:

The Bendix Corporation, Detroit, Mich. (V. St. A.)

Vertreter:

Dr.-Ing. H. Negendank, Patentanwalt,

2000 Hamburg, Neuer Wall 41

Als Erfinder benannt:

Jerry Doniger, Montvale, N. J. (V. St. A.)

Beanspruchte Priorität:

V. St. v. Amerika vom 21. August 1963 (303 611)

das resultierende Signal, das aus einer Addition des Empfangssignals und dem Zeitintegral des Empfangssignals gebildet wird, auf ein Höhenruder wirkt, das Einschweben des Luftfahrzeuges auf den Leitstrahl, insbesondere die Zeit, die das Luftfahrzeug braucht, bis es beim Anfliegen des Leitstrahles dem vom Leitstrahl vorgegebenen Soll-Gleitweg folgt, dadurch zu verkürzen, daß im Luftfahrzeug selbst unabhängig vom Empfangssignal durch eine Ist-Wertmessung der Flugzeughöhe und einem vorgegebenen Höhensollwert ein Signal erzeugt wird, das der Sinkgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges entspricht. Dieses Signal wird für die Dauer einer kurzen Zeitspanne dem zu integrierenden Empfangssignal in dem Augenblick aufgeschaltet, in dem das Luftfahrzeug beim Anfliegen des Leitstrahles diesen überquert. Während dieser Zeitspanne, die z. B. 10 Sekunden beträgt, gelangt zu dem ersten Eingang der dem Servosystem vorgeschalteten Addierstufe ein Signal, das aus der Addition des zeitintegrierten Empfangssignals und dem Signal für die Sinkgeschwindigkeit besteht, während der andere Eingang der Addierstufe mit dem unmittelbar vom Empfänger gelieferten Empfangssignal, das der Winkelabweichung proportional ist, belegt ist. Das Signal für die Sinkgeschwindigkeit liefert demnach ein zusätzliches Korrektursignal, das das Uberschwingen der Flugbahn beim Einfliegen auf den Leitstrahl wesentlich verringert.

Die bekannten Einrichtungen weisen jedoch den Nachteil auf, daß erfahrungsgemäß in Höhen unter-

809 518/229

halb 60 bis 70 m das Empfangssignal infolge von Kurzzeitstörungen so stark gestört ist, daß das Führen des Luftfahrzeuges auf dem Leitstrahl unmöglich ist. Ursache dieser Kurzzeitstörgrößen ist das Hochfrequenzrauschen des Leitstrahles, hervorgerufen durch Bodenreflexionen, und schnelle Änderungen der Flugbahn des Luftfahrzeuges infolge Windböen. Demzufolge liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, die Einrichtung der eingangs genannten Art so zu verbessern, daß das Luftfahrzeug auf dem Soll-Gleitweg auch in Höhen unterhalb 60 bis 70 m bis etwa 15 m über der Landebahn sicher geführt wird.

Die Lösung der genannten Aufgabe besteht erfindungsgemäß darin, daß im Signalweg des Empfangssignals zur Addierstufe eine weitere Addierstufe, in der zu dem Empfangssignal ein Signal für die Sinkgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges addiert wird, das gleich dem Differentialquotienten des Empfangssignals ist und in an sich bekannter Weise in einer Meß- und Schaltungsanordnung unabhängig vom Empfangssignal erzeugt wird, und ein Netzwerk angeordnet sind, in dem der dem Differentialquotienten entsprechende Signalanteil integriert und der dem Empfangssignal entsprechende Signalanteil ausgefiltert wird.

Es hat sich gezeigt, daß bei der erfindungsgemäßen Einrichtung das zeitintegrierte Empfangssignal weiterhin der Addierstufe zugeführt werden kann, da die Integration eine Glättung der Spitzen der Störanteile zur Folge hat. Andererseits muß aber das der Addierstufe unmittelbar zugeführte Empfangssignal in der erfindungsgemäßen Weise aufbereitet werden, da insbesondere bei den kleinen Höhen die diesem Signal überlagerten Störanteile so groß sind, daß das Empfangssignal allein tatsächlich nicht verwendbar ist. Diese Aufbereitung besteht darin, daß das aus der Addition des Empfangssignals und dem Signal für die Sinkgeschwindigkeit resultierende Signal einem Netzwerk zugeführt wird, das das Signal für die Sinkgeschwindigkeit, das dem Differentialquotienten der Winkelabweichung bzw. des Empfangssignals entspricht, zeitintegriert und gleichzeitig die Störanteile hoher Frequenz aus dem Empfangssignal ausfiltert. Dadurch ist es möglich, das Luftfahrzeug bis in Höhen der Größenordnung von 15 m sicher auf dem Leitstrahl zu führen.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist nachstehend an Hand der Zeichnung näher erläutert. Es zeigt

F i g. 1 ein Blockschaltbild der erfindungsgemäßen Einrichtung und

F i g. 2 eine Darstellung des Soll-Gleitweges und der Flugbahn eines Luftfahrzeuges.

Gemäß F i g. 1 liefert der Empfänger 1 eine Gleichspannung, die proportional zu der in F i g. 2 gezeigten Winkelabweichung e vom Leitstrahl TB ist.. Ob das Flugzeug Z oberhalb oder unterhalb des Leitstrahls TB ist, wird durch das Vorzeichen der Gleichspannung bestimmt. Der Leitstrahl selbst besteht aus einer Trägerfrequenz, die mit den beiden Standardfrequenzen 150 und 90 Hz amplitudenmoduliert ist.

Die Gleichspannung wird in dem Modulator 3 mit einer Wechselspannung der üblichen, an Bord zur Verfügung stehenden Frequenz von 400 Hz amplitudenmoduliert. Anschließend wird die Amplitude des Wechselspannungs-Empfangssignals in dem Verstärker 4 entsprechend der Annäherung des Flugzeuges an den Sender T varriiert. Da bei konstanter Winkelabweichung r die Entfernung des Luftfahrzeuges vom Leitstrahl beim Anfliegen der Landebahn stetig abnimmt, wird der Verstärkungsfaktor der gesamten, aus Empfänger 1, Steuereinrichtung 2, Autopilot 10 und Luftfahrzeug bestehenden Regelschleife vergrößert, so daß die Stabilität der Regelschleife verringert wird. Deshalb wird durch den Verstärker 4 der Verstärkungsfaktor beim Annähern des Luftfahrzeuges verringert, so daß der Verstärkungsfaktor der Regelschleife konstant gehalten wird.

Am Ausgang der Einrichtung 4 wird das Empfangssignal aufgeteilt. Einmal gelangt es über die Integrierstufe 5 an die Addierstufe 9, und zum andern wird es über die Addierstufe 6, das Netzwerk 7 und einen Verstärker 8 an die Addierstufe 9 gegeben. Das in der Addierstufe 9 gebildete Signal speist den Autopilot 10, der auf ein Höhenruder des Luftfahrzeuges wirkt.

Die Integrierstufe 5 liefert ebenfalls eine Wechselspannung von 400 Hz, die amplitudenmoduliert ist. Die Integrierstufe 5 hat keinen Einfluß auf die Trägerfrequenz von 400 Hz. Von Kurzzeitstörgrößen herrührende Störanteile der Modulationsspannung werden jedoch von der Integrierstufe geglättet. Die Arbeitsweise der Integrierstufe 5 ist folgende: Bei einer konstanten Eingangswechselspannung steigt die Ausgangswechselspannung linear an. Ist die Eingangswechselspannung gleich Null, so liefert der Ausgang weiterhin die zuletzt erreichte Wechselspannung. Ändert sich das Vorzeichen der Eingangswechselspannung, so wird die Ausgangswechselspannung der Integrierstufe linear verringert. Somit bildet die Integrierstufe abhängig von der Zeit die Summe J ε dt der der Winkelabweichung proportionalen Eingangswechselspannung f.

Wird somit die Eingangswechselspannung an der Integrierstufe von einer Langzeitstörgröße hervorgerufen, so steigt entsprechend die Ausgangswechselspannung. Diese stellt das Korrektursignal dar, das in an sich bekannter Weise dann derart auf den Autopilot 10 und auf das Höhenruder einwirkt, daß das Luftfahrzeug auf den Leitstrahl zurückgeführt wird. Wird dann das Empfangssignal gleich Null, so bleibt am Ausgang der Integrierstufe der letzte Wert erhalten, so daß entsprechend diesem Wert das Höhenruder auf einen bestimmten Anstellwinkel eingestellt wird.

Erfindungsgemäß werden in dem Netzwerk 7 die Kurzzeitstörgrößen kompensiert, wie im folgenden beschrieben ist. In der Addierstufe 6 wird zu der Wechselspannung aus dem Verstärker 4, die dem Empfangssignal und damit der Winkelabweichung entspricht, eine Wechselspannung addiert, die in der Filterstufe 16 erzeugt wird und die ein Maß für die Sinkgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges, also

für den Differentialquotienten -7^- ist. Die resultierende Wechselspannung wird in dem Demodulator 11 des Netzwerkes 7 demoduliert. Die entstandene Gleichspannung durchläuft das KC-Glied 12 mit dem Widerstand 15 und dem Kondensator 14 und wird dann anschließend in dem Modulator 13 wiederum mit einer Frequenz von 400 Hz moduliert. Die von dem Demodulator 11 gelieferte Gleichspannung besteht aus zwei Anteilen, nämlich aus dem Wechselspannungsanteil der Sinkgeschwindigkeit

und dem Wechselspannungsanteil des Empfangssignals von dem Verstärker 4. Das i?C-Glied 12 ist nun so ausgelegt (Zeitkonstante etwa zwischen 5 und 10 s), daß der von der Sinkgeschwindigkeit herrührende Anteil integriert und der vom Empfangssignal herrührende Anteil gefiltert wird. Das Ausfiltern der unerwünschten hohen Frequenzen, die von Kurzzeitstörgrößen herrühren, im Anteil des Empfangssignals wird dadurch kompensiert, daß der von der Sinkgeschwindigkeit herrührende Anteil integriert wird und damit eine nahezu störfreie Nachbildung des Empfangssignals gebildet wird. Die der Sinkgeschwindigkeit entsprechende Wechselspannung ist deshalb nahezu störfrei, da sie unabhängig vom Leitstrahl im Luftfahrzeug selbst in einer eigenen Meß- und Schaltungsanordnung, die noch beschrieben wird, erzeugt wird.

Nachfolgend wird die Wirkungsweise des RC-Gliedes 12 mathematisch abgeleitet. Die Sinkgeschwindigkeit kann durch TeS ausgedrückt werden, worin ε die Winkelabweichung des Luftfahrzeuges vom Leitstrahl, S der Laplace-Operator -τ- und T eine Konstante darstellt.

Das .RC-Glied 12 multipliziert die Eingangsgleichspannung vom Demodulator 11 mit einer Größe

, die in Vorzeichen und Größe der Phasenlage

und der Amplitude der Eingangswechselspannung des Demodulators 11 entspricht. Somit ist die Ausgangsgleichspannung des i?C-Gliedes

Da aber

^f'o =

g + ρ TS TS + 1

1 +ST TS + 1

An Hand der F i g. 2 wird die Sinkgeschwindigkeit TfS wie folgt abgeleitet:

N_e,

worin ε die Winkelabweichung des Flugzeuges gegenüber dem Leitstrahl, JV der Winkel zwischen der Landebahn und einer Linie TZ, die den Sender am Boden T mit dem Flugzeug Z verbindet, und JV_C der Winkel zwischen der Landebahn und dem Leitstrahl TB.
Aus Fi g. 2 ergibt sich:

tgJV =
tgJV_c =

Ä χ

JlB_
X

worin h die Höhe des Flugzeuges und h_B die · entsprechende Höhe des Punktes des Leitstrahles in der Entfernung χ vom am Erdboden angeordneten Sender bedeutet.

L U

JV = — und JV_C =
χ

da JV und N_c sehr kleine Winkel in der Größenordnung von 2,5° sind und folglich der Winkel im Bogenmaß an die Stelle des Tangens für den Winkel treten kann.

Wenn man Gleichung (4) in Gleichung (2) einsetzt, erhält man

₌ h_ 1ib_ ₌ h- h_B

χ χ- χ

h-h_R= rh'dt- ^T'

rh'dt- f h'_Bt

ah

ist, worin h' = -τ— die tatsächliche Sinkgeschwindigkeit ist, h'_B = -^S- die Sinkgeschwindigkeit wäre, wenn das Flugzeug sich auf der Achse des Strahles bewegen würde, und IA₀ ein Anfangsfehler mit Bezug auf den Leitstrahl ist, erhält man folglich

1 1

Γ /;' dt - (li'_B dt + Ah₀

J J

Wenn man versucht, ein nach dieser Gleichung berechnetes Signal zu erzeugen, muß man für χ einen konstanten Wert annehmen und Δ h₀ vernachlässigen.

Man wählt für χ einen mittleren Wert, der den Wert für Ah₀ berücksichtigt, welcher in dem Integral für die Winkelabweichung eine Konstante darstellt.

Die Gleichung (7) erfordert somit, daß ein Signal h'_B, welches die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeuges darstellt, wenn es auf der Achse des Leitstrahls fliegt, derart eingeführt wird, daß es von der tatsächlichen Sinkgeschwindigkeit h' subtrahiert wird. Wenn man einen Wert für h'_B wählt, so muß dieser mit der tatsächlichen Sinkgeschwindigkeit des Flugzeuges übereinstimmen, wenn dieses auf der Achse des Leitstrahles fliegen würde, um permanente Fehler im stationären Bereich zu vermeiden. Um diesen Wert geeignet wählen zu können, müßte man somit von vornherein die Geschwindigkeit des Flugzeuges und den Winkel JV_C der Strahlachse kennen. Um diese in der Praxis nicht zu realisierende Forderung zu umgehen, wird die Subtraktion der Signale gemäß der Erfindung durchgeführt, indem man das Signal h' einen Löschkreis 16 durchlaufen läßt.

In F i g. 1 enthält der Löschkreis 16 einen Demodulator 17, mit dem die 400-Hz-Wechselspannung für die Sinkgeschwindigkeit demoduliert wird. Der Demodulator 17 ist in an sich bekannter Weise phasenempfindlich ausgebildet und arbeitet mit einer Bezugswechselspannung, die in Phase mit der Erregerspannung des Signalgenerators für die Sinkgeschwindigkeit ist. Der Ausgang des Demodulators 17 liefert eine Gleichspannung, deren Größe und Vorzeichen proportional der Amplitude und der Phasenlage der Eingangswechselspannung ist. Diese Gleichspannung wird dem eigentlichen Löschkreis zugeführt, der in Reihe mit dem Demodulator einen Kondensator 18 enthält sowie einen Ableitwiderstand 19.

Der Löschkreis ist so ausgelegt, daß er eine Zeitkonstante von 20 Sekunden besitzt. Die von dem Demodulator 17 übertragene Gleichspannung lädt den Kondensator 18 auf. Die anwachsende Aufladung des Kondensators 18 bildet einen immer größer werdenden Widerstand für die Eingangsgleichspannung, so daß der Ladestrom absinkt. Am Ende des durch die Zeitkonstante bestimmten Zeitintervalls ist der Kondensator vollständig aufgeladen, so daß der Mittelwert des Stromes auf Null absinkt. Lediglieh Änderungen, bezogen auf diesen Mittelwert, können den Löschkreis passieren. Der Ausgang des Löschkreises 16 ist mit einem Modulator 20 verbunden, der einen Trägerwechselstrom von 400 Hz

mit der den Löschkreis verlassenden Gleichspannung moduliert.

Bei konstanter Sinkgeschwindigkeit h', wenn also die Eingangsgleichspannung eine konstante Amplitude besitzt, ist der Ausgang des Löschkreises gleich Null. Das ist nicht der Fall, wenn sich die Sinkgeschwindigkeit h' ändert; dann hat der Löschkreis eine von Null verschiedene Ausgangsspannung, deren Verlauf der Änderung der Sinkgeschwindigkeit entan Hand der Gleichung (11) gezeigt wurde, ist diese Spannung

^K"[ TS + 1 ]^h>

gleich der Spannung für die Sinkgeschwindigkeit TeS.

Um den Einfluß von Störgrößen auf die Spannung h'

zu reduzieren, wird die in der Einrichtung 21 erzeugte Spannung h' einer Einrichtung 24 zugeführt, in der

spricht. Nähert sich h' dem stabilen Wert des Be- io die Spannung für die Sinkgeschwindigkeit als nieder

reiches h'_B, so stellt die Ausgangsspannung die Summe aller Änderungen von h' dar. Die Ausgangsspannung des Löschkreises ist Null, wenn der stabile Wert h'_B erreicht ist. Folglich ist die gesamte Ausgangsspannung des Löschkreises gleich der Differenz zwischen der tatsächlichen Sinkgeschwindigkeit h' und der Sinkgeschwindigkeit h'_B, bei der sich das Flugzeug auf dem Leitstrahl befindet.

Die Ubergangsfunktion für den Löschkreis ist

TS TS + 1 ■

Folglich ist

(8)

^TS

^ TS

Indem man diesen Wert in die vorstehende chung (7) einsetzt, erhält man

Gleifrequente Bezugsgröße und eine von einem Beschleunigungsmeßgerät 25 gelieferte Spannung als hochfrequente Bezugsgröße verwendet wird. Die in der Addierstufe 23 gebildete Summe der beiden Spannungen wird dem Verzögerungskreis 24 zugeführt, der eine Spannung für die augenblickliche Sinkgeschwindigkeit h'_a liefert, die frei von Störanteilen ist. Der Verzögerungskreis 24 ist ebenso aufgebaut wie der Verzögerungskreis 7, hat aber eine Zeitkonstante von 4 Sekunden, was einen Kompromiß zwischen den großen aufzubringenden Werten darstellt, um die Störanteile in der Spannung der barometrischen Sinkgeschwindigkeit zu eliminieren, und den notwendigen kleinen Werten, um die Abhängigkeit

gegenüber der Spannung für die Beschleunigung zu reduzieren, welche als eine Bezugsgröße langer Dauer anzusehen ist. Der Verzögerungskreis 24 multipliziert die von der Addierstufe 23 ausgehende Spannung mit der Größe . Für die Spannung h'_a

i ο -r J-

am Ausgang des Verzögerungskreises 24 gilt

TA_n

K =

TS

TS + 1

TS + 1

(12)

(9)

Te =

^TS

(10)

40

Wenn man einen konstanten Wert für χ annimmt,

T kann man einen Verstärkungsfaktor wählen K_h =—·

Man erhält dann

worin A_n = die Spannung h' für die Sinkgeschwindigkeit und T = Verstärkungsfaktor. Somit ist

K = (K + TA_n) . (13)

In dem Maße, in dem das Rauschen in h'_B auf eine

TeS -

Nachfolgend wird beschrieben, wie ein Hilfsstromkreis das Signal TeS erzeugt. Um ein Signal für die Sinkgeschwindigkeit h' zu erzeugen, wird eine an sich bekannte Einrichtung 21 verwendet, die eine Barometereinrichtung enthält, etwa gleich der, die in der deutschen Patentschrift 1 103 766 des Erfinders beschrieben ist.

Dieses Signal wird in mehreren später zu beschreibenden Einrichtungen verarbeitet, die die Bezugsziffern 23 bis 26 tragen. Die Wechselspannung für die Sinkgeschwindigkeit wird dem Löschkreis 16

T S zugeführt, in dem sie mit der Größe ψ-=— Frequenz konzentriert ist, die größer ist als ~ Bogen-

45 maß je Sekunde, wird h'_a relativ frei von Geräuschen. h'. (11) Da das mit h'_B verbundene Geräusch gedämpft wurde,

kann man sagen, daß h'_B genau gleich h' ist, so daß man, wenn man A_n durch Sh' ersetzt, erhält:

K =

TS + 1

TS+ 1

+ TSh')

(1 + TS) = W . (14)

55

multi-

60

pliziert wird, um den Wert

h'

TS

TS+ 1

zu erhalten. Diese Spannung wird auf einen Verstärker 22 mit dem Verstärkungsfaktor K_h geschaltet. Wie Die Spannung für die Beschleunigung wird durch eine Einrichtung 25 erzeugt, die beispielsweise so aufgebaut ist, wie die in der deutschen Patentschrift 1 132 803 des Erfinders beschriebene Einrichtung. Diese Spannung müßte für permanente Fehler kompensiert werden, welche von einer fehlerhaften Montage des Gerätes bezüglich des Anstellwinkels des Flugzeuges und von der unterschiedlichen Flugbahn des Flugzeuges herrühren. Diese Informationen müßten vorher bekannt sein, um die wahre Beschleunigungsmeßgröße zu ermitteln.

Um diese nicht zu realisierenden Forderungen zu vermeiden, wird das Beschleunigungssignal der Addier-

stufe 23 unter Zwischenschaltung eines Hochpasses oder eines Löschkreises 26 zugeführt. Der Löschkreis 26 hat eine Zeitkonstante von 20 Sekunden, ist aber im übrigen gleich dem Löschkreis 16 aufgebaut. Der Löschkreis 26 kompensiert die Dauerfehler, indem er ihren Wert auf Null bringt. Das Ausgangssignal des Löschkreises überträgt nur Änderungen des normalen Beschleunigungssignals. Diese Änderungen sind abhängig von Windstößen. Das sind insgesamt gesehen dieselben Windböen, die für die auf das Flugzeug wirkenden Beschleunigungen verantwortlich sind. Folglich stimmt das Ausgangssignal des Löschkreises 26 im wesentlichen mit der tatsächlichen normalen Beschleunigung des Flugzeuges überein.

Ferner ist eine Einrichtung 31 vorgesehen, die eine Spannung entsprechend der Sinkgeschwindigkeit des Flugzeuges erzeugt. Diese Spannung wird der Steuereinrichtung 2 unter Zwischenschaltung eines Unterbrechers 32 zugeführt, um das Einsteuern des Flugzeuges auf den Leitstrahl mit einer relativ geringen Abweichung zu verbessern. Diese Spannung bewirkt beim Anflug im Schnittpunkt des Leitstrahls mit der Flugbahn die Einstellung des Anstellwinkels zum Führen auf den Leitstrahl. Diese Spannung wird während einer bestimmten, vorher festgelegten Zeitspanne aufrechterhalten. Die Einrichtung 31 ist beispielsweise aus der vorstehend bereits erwähnten deutschen Patentschrift 1 103 766 des Erfinders bekannt. Ebenfalls kann in an sich bekannter Weise der Unterbrecher 32 im richtigen Zeitpunkt und während einer vorbestimmten Zeitspanne betätigt werden.

Außer der Spannung für den Autopilot 10, der über Servomotoren auf das Höhenruder wirkt, erfolgt auch noch eine Anzeige der Längsneigung in dem an sich bekannten Anzeigegerät 27, welches dem Piloten die korrekte Längsneigung gibt.

Die dem Anzeigegerät 27 zugeführte Spannung ist gleich der dem Autopiloten zugeführten Spannung, jedoch ohne die Spannung von der Integrierstufe 5. Eine Spannung für die angenäherte Längsneigung wird außerdem von einem an sich bekannten Vertikalkreisel 28 geliefert. Diese Spannung wird vorher durch einen Löschkreis 30 zur Unterdrückung von Störanteilen, die von Langzeitfehlern, beispielsweise einer fehlerhaften Lage des Vertikalkreisels 28 und dem Anstellwinkel zur Kurskorrektur des Flugzeuges, herrühren. Der Löschkreis 30 ist identisch mit dem bereits beschriebenen Löschkreis 16. Er hat ebenfalls eine genügend große Zeitkonstante, die etwa zwischen 20 und 30 Sekunden liegt. Die Addierstufe 29 liefert somit, wenn das Flugzeug von dem Leitstrahl abweicht, eine Spannung, die den Zeiger für die Horizontalführung des Anzeigegerätes 27 aus seiner Null-Lage verschiebt. Wenn der Pilot sieht, daß dieser Zeiger aus seiner Null-Lage verschoben wird, wirkt er auf die Steuerung des Flugzeuges ein, um diese wieder auf den Leitstrahl zurückzuführen. Wenn das Anzeigegerät für die Längsabweichung nur die Spannung vom Netzwerk 7 empfangen würde, wäre der Pilot gezwungen, sein Flugzeug derart zu steuern, daß daraus eine Abweichung resultiert. Um diese Erscheinung zu verhindern," liefert der Vertikalkreisel 28 als Antwort auf eine Änderung der Längsneigung eine Spannung, welche der Addierstufe 29 zugeführt wird und von der vom Netzwerk 7 gelieferten Spannung abgezogen wird. Deshalb liefert das Anzeigegerät 27 eine Anzeige, die den Piloten in die Lage versetzt, auf die Flugzeugsteuerung einzuwirken, daß dieses sich schrittweise dem Leitstrahl ohne Abweichung nähert.

Claims (12)

Patentansprüche:

1. Einrichtung zum Führen eines Luftfahrzeuges auf einem durch einen Leitstrahl vorgegebenen Soll-Gleitweg, bei der einer Addierstufe ein Empfangssignal, das der Winkelabweichung des Luftfahrzeuges vom Leitstrahl proportional ist, und über eine zum Signalweg des Empfangssignals parallelgeschaltete Integrierstufe das Zeitintegral des Empfangssignals zugeführt wird, und bei der das in der Addierstufe gebildete Signal zum Einsteuern des Luftfahrzeuges auf den Leitstrahl über ein Servosystem auf ein Höhenruder wirkt, dadurch gekennzeichnet, daß im Signalweg des Empfangssignals zur Addierstufe (9) eine weitere Addierstufe (6), in der zu dem Empfangssignal ein Signal für die Sinkgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges addiert wird, das gleich dem Differentialquotienten des Empfangssignals ist und in an sich bekannter Weise in einer Meß- und Schaltungsanordnung (16 bis 26) unabhängig vom Empfangssignal erzeugt wird, und ein Netzwerk (7) angeordnet sind, in dem der dem Differentialquotienten entsprechende Signalanteil integriert und der dem Empfangssignal entsprechende Signalanteil ausgefiltert wird.

2. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß zur Erzeugung des Signals für die Sinkgeschwindigkeit eine Höhenmeßeinrichtung (21) und ein Beschleunigungsmeßgerät (25) vorgesehen sind, deren Ausgangswerte in einer Addierstufe (23) addiert und einem Verzögerungskreis (24) zur Ermittlung des Istwerts der Sinkgeschwindigkeit zugeführt werden.

3. Einrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß dem Verzögerungskreis (24) ein Löschkreis (16) nachgeschaltet ist, in dem zur Eliminierung von Langzeitstörgrößen die Differenz zwischen Ist- und Soll-Wert der Sinkgeschwindigkeit gebildet wird.

4. Einrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen dem Löschkreis (16) und der dem Netzwerk (7) vorgeschalteten Addierstufe (6) ein Verstärker (22) mit konstantem Ubertragungsfaktor geschaltet ist.

5. Einrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen die Addierstufe (23) und das Beschleunigungsmeßgerät (25) ein weiterer Löschkreis (26) zur Eliminierung von Langzeitstörgrößen geschaltet ist.

6. Einrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß über einen Unterbrecher (32) dem Signal für die Sinkgeschwindigkeit ein in einer an sich bekannten Anordnung (31) erzeugtes Signal für den Sollwert der Sinkgeschwindigkeit zeitweise beim Einsteuern des Luftfahrzeuges auf den Leitstrahl aufschaltbar ist.

7. Einrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß vor der Aufteilung des Empfangssignals in die beiden Signalwege ein Verstärker (4) angeordnet ist, dessen Ubertragungsfaktor derart veränderbar ist, daß das Empfangssignal proportional zur Annäherung

809 518/229

Il

des Luftfahrzeuges an den Leitstrahlsender verkleinert wird.

8. Einrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen das Netzwerk (7) und die Addierstufe (9) ein Verstärker (8) geschaltet ist.

9. Einrichtung nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß ein Anzeigegerät (27) zur Anzeige der Nicklage des Luftfahrzeuges vorgesehen ist, dem eine Addierstufe (29) vorgeschaltet ist, dessen erster Eingang mit dem Ausgang des Verstärkers (8) und dessen zweiter Eingang mit einem Vertikalkreisel (28) zur Messung der Nicklage des Luftfahrzeuges verbunden ist.

10. Einrichtung nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen der Addierstufe (29) und dem Vertikalkreisel (28) ein Löschkreis (30) zur Eliminierung von Langzeitstörgrößen geschaltet ist.

11. Einrichtung nach einem der Ansprüche 3, 5 und 10, dadurch gekennzeichnet, daß jeder Löschkreis (16,26,30) einen Kondensator enthält, der im Signalweg angeordnet ist.

12. Einrichtung nach einem der Ansprüche 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Netzwerk (7) bzw. der Verzögerungskr,eis (24) ein Tiefpaßfilter enthält, das zwischen einem Demodulator (11, 17) und einem Modulator (13, 20) angeordnet ist.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

809 518/229 3.68 © Bundesdruckerei Berlin