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Automatische Landeanlage für Flugzeuge Die Erfindung bezieht sich
auf eine automatische Landeanlage für Flugzeuge mit einer Bodenfunk meßstation,
die durch Aussendung und Empfang von polarisierten Wellen eine ununterbrochene Bestimmung
des Flugzeugstandortes durchführen kann.
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Es ist bereits bekannt, die Kurs- und Höhendaten eines anfliegenden
Luftfahrzeuges mit einer am Boden stehenden Funkmeßanlage laufend zu messen und
dem Luftfahrzeug zu übermitteln. Dort können die Abweichungen vom vorgeschriebenen
Anflugkurs dem Piloten beispielsweise mittels einer Braunschen Röhre sichtbar gemacht
oder in sonstiger Weise bekanntgegeben werden. Der Pilot muß dann das Flugzeug in
entsprechender Weise steuern, d. h., der Pilot muß Gleitwinkel und Kurs unter Berücksichtigung
der jeweiligen Wetterbedingungen und der Eigenschaften des Flugzeuges derart wählen,
daß das Flugzeug dem vorgeschriebenen Anflugkurs stets möglichst nahe bleibt.
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Es wurde auch bereits vorgeschlagen, die von der Funkmeßanlage erhaltenen
Kurs- und Höhendaten zur Kurssteuerung des Flugzeuges zu verwenden.
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Hierzu müßten die veffügbaren Daten über Entfernung, Azimut und Höhe
in entsprechende Steuerbefehle für die Flugzeugruder umgewandelt werden.
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Wie dies im einzelnen geschehen soll, ist aus dem Vorschlag nicht
ersichtlich. Auf alle Fälle müssen die entsprechenden, sehr umfangreichen und komplizierten
Einrichtungen im Flugzeug selbst angebracht und der Kurssteuerungseinnchtung vorgeschaltet
sein. Diese Anlage miißte dann auch die jeweiligen Wetterbedingungen und Flugzeugeigenschaften
berücksichtigen.
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Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine boden gesteuerte automatische
Landeanlage mit erhöhter Genauigkeit zu schaffen, die das Flugzeug besser verfolgen
kann und die eine bessere Auswertung der gewonnenen Informationen auf automatischen
Weg ermöglicht. Das Flugzeug braucht hierbei keine elektronischen Zusatzeinrichtungen
außer den bereits vorhandenen, da alle Berechnungen am Boden vorgenommen werden.
Die erfindungsgemäße Einrichtung kann ohne weiteres gemeinsam mit den bekannten
im Flugverkehr verwendeten Navigations- und Landehilfen verwendet werden. Der Pilot
kann wahlweise auf Grund der ihm gelieferten Angaben eine genaue Steuerung hinsichtlich
des Gleitwinkels und des Kurses während der schwierigsten Anflug- und Landephasen
des Fluges durchführen oder die Führung vollständig der .Kurssteuerungseinrichtung
überlassen.
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Die erfindungsgemäße Landeanlage läßt sich leicht an alle Flugzeugtypen
anpassen, die hohe und niedrige Landegeschwindigkeiten haben, beispielsweise an
Starrflügler oder Flugzeuge mit Drehflügeln oder an Senkrechtstarter. Durch die
Erfindung wird die Wartezeit auf ein Minimum verringert, und es wird eine bestmögliche
Ausnutzung der Landebahn gewährleistet.
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Erfindungsgemäß kennzeichnet sich die Landeanlage durch eine Rechenanlage,
in die die vom Funkmeßgerät gelieferten Standortinformationen eingespeist werden
und die daraus unter Berü'cksichtigung der atmosphärischen Bedingungen und des Flugzeugtyps
Seiten- und Höhenabweisungssignale ableiten, die von einem Sender dem Flugzeug über
mittelt werden. Das Flugzeug kann mit einem Punktreflektor zum Empfang der vom Funkmeßgerät
ausgesandten polarisierten Wellen ausgerüstet sein.
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Die vom Funkmeßgerät ausgesandten Wellen können kreisförmig polarisiert
sein, und der Reflektor kann kreisförmig polarisierte Wellen reflektieren.
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In vorteilhafter Weise wird von der Rechenanlage ein Befehl zur Anderung
des Gleitwinkels derart ausgewertet, daß die Sollwerte für die Sinkgeschwindigkeit
und die Höhe des Flugzeuges dem zukünftigen Aufsetzpunkt entsprechen. In die Rechenanlage
kann dabei die jeweils günstigste Landeflugbahn des betreffenden Flugzeugtyps eingestellt
werden.
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Am Flugzeug kann eine Vorrichtung angeordnet sein, die auf einen
Punkt konzentrierte elektromagnetische Impulse aussendet, sobald sie von Abfrageimpulsen
eines Radargeräts angesprochen wird.
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Ein Ausführungsbeispiel der automatischen Landeanlage ist in der
Zeichnung dargestellt. Es zeigt
Fig. 1 eine schematische Ansicht
einer Landeanlage irn Betrieb, Fig. 2 eine Blockdarstellung einer ganzen Anlage
einschließlich einer Vorrichtung zur Berücksichtigung der Schiffsbewegung, falls
es sich um Trägerflugzeuge handelt, F i g. 3 eine schematische Darstellung eines
Ausführungsbeispiels der im Flugzeug vorhandenen Einrichtungen, Fig. 3 a ein weiteres
Ausführungsbeispiel der im Flugzeug vorhandenen Einrichtungen, F i g. 4 eine Blockdarstellung
der Einrichtung für die Berechnung der Höhenabweichung, F i g. 5 eine Blockdarstellung
der Einrichtung für die Berechnung der Seitenabweichung, Fig. 6 und 7 graphische
Darstellungen von typischen Anflugbahnen, F i g. 8 eine Blockdarstellung einer Aufsetzsteuervorrichtung,
F i g. 9 die Vorderansicht eines Radar-Winkelspiegels, der zur Anbringung an dem
Flugzeug als Punktziel dient, Fig. 10 eine Seitenansicht des Reflektors und F i
g. ii eine Seitenansicht einer Seite des Reflektoss, genommen längs der Linie XI
in F i g. 9 in größerem Maßstab.
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Die automatische Landeanlage umfaßt (F ig. I ein Präzisionsradargerät
1 zur Verfolgung der an-Siegenden Flugzeuge 5, eine Flugbahnberechllungsvorrichtung
2, eine Funkverbindung 3 Jund ein Kurssteuergerät 4 im FlugzeugS die sämtlich in
einem geschlossenen Regelkreis liegen. Das anfliegende Flugzeug tritt in eine vom
Radargerät erfaßte Fläche 6 ein, die etwa 1,6 bis 6,4 km vom Aufsetzpunkt entfernt
liegt. Das Radargerät 1 erfaßt das anfliegende Flugzeug, folgt diesem und liefert
ar. die Rechenanlage 2 die jeweiligen Lagekoordinaten des Flugzeuges. In der Rechenanlage
wird im Teil 2d die im Teil 2 c gespeicherte Scllflugbahn, die vom Bedienuiigspersonal
für den betreffenden Flugzeugtyp vorgewählt wurde, mit der gemessenen Flugbahn verglichen.
Entsprechende Steuersignale werden über den Sender 3a dem Flugzeug übermittelt,
um dieses bis zur Aufsetzstelle auf der Landebahn 7 auf der Solifiugbahn zu halten.
Bei Einrichtungen zur Landung auf Flugzeugträgern ist ferner eine Einrichtung vorgesehen,
welche die gemessenen Schiffbewegungen in die Steuersignale einführt. Das Kurssteuergerät
steuert das Flugzeug so lange, wie es der Flugzeugführer wünscht, z. B. bis Sichtverbindung
der Landebahn hergestellt ist, oder bis zum Aufsetzen. Der Flugzeugführer kann aber
jederzeit sofort die Steuerung übernehmen.
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Um die Höhen- und Seitenstreuungen im Bereich des gewünschten Aufsetzpunktes
zu vermeiden, die in der Größenordnung der horizontalen und vertikalen Abmessung
des Flugzeuges liegen, darf das Radargerät nicht das Flugzeug als Ganzes abtasten,
sondern nur einen bestimmten Punkt des Flugzeuges. um die für eine sichere Blindlandung
erforderliche Steuergenauigkeit zu erzielen. Aus diesem Grunde wird eine punktförmige
Strahlungsquelle, z. B. ein Winkelspiegel, eine Bake, eine Luneberglinse od. dgl.
verwendet. So kann z. B. bei einem großen Transportflugzeug die vertikale Ungenauigkeit
bei Erfassung des ganzen Flugzeuges 3 m und mehr betragen. was für einen Endgleitwinkel
von 1/2 beim Aufsetzen einer Längenstreuung von 400 m entspricht. Dies
stellt einen
unzulässig hohen Teil der normalen Landebahnlänge dar.
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Durch die Verwendung eines Punktreflektors wird auch das Rauschen
verringert.
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Es werden die in der angegebenen Weise ermittelten Lageabweichungen
in einen verbesserten, am Boden stehenden Rechner 2 eingegeben, der die Höhen- und
Seitensteuersignale bestimmt. Die aerodynamischen Eigenschaften des Flugzeuges werden
vom Rechner berücksichtigt, um die größte Leistung der Einrichtung zu erhalten,
während andererseits die Anbringung zusätzlicher Geräte, wie Gleitwinkelanzeiger,
Beschleunigungsmesser, integrierende Sinkaeschwindigkeitsmesser usw., im Flugzeug
vermieden wird. Wenn also ein Flugzeug erfaßt und erkannt ist, die Eigenschaften
der Radaranordnung feststehen, die Kurssteuerung ungeändert bleibt und die Eigenschaften
der Funkverbindung bestimmt sind, muß der Rechner nur noch so eingestellt werden,
daß dieser durch S.örunlJen entstehende Abweichungen möglichst weitgehend ausgleicht.
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Der vom Radargerät erfaßte Luftraum hat die Form eines Trichters,
so daß die einzelnen Flugzeuge in sehr kurzer Zeit eingewiesen werden können. Die
bekanten Navigationseinrichtungen, wie TACAN oder ILS oder GCA usw., haben eine
ausreichende Genauigkeit. um als Speiseaniagen für den Trichter zu dienen. Zur Schließung
des Regelkreises dient ein Sender, der die am Boden errechneten Befehle dem Flugzeug
übermittelt, wo diese durch den Flugzeug führer ausgewertet oder dem Kurssteuergerät
des Flugzeuges zugeführt werden. Wie aus F i g. 1 bis 3 her-;orgehtn handelt es
sich um einen geschlossenen Kreis zwischen Luft und Boden. Hierbei werden die Cleichungen
für die ideale Flugbahn des betreffenden zur Landung ansetzenden Flugzeugtyps am
Flugbahnrechner 2c eingestellt und gespeichert.
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Von dem Zeitpunkt an, zu dem das gesteuerte Flugzeug in den Trichter
eintritt, berechnet das Rechenwerk 2 in rechtwinkligen Koordinaten (x, y, z) genau.
wo das Flugzeug sich in bezug auf den Aufsetzpunkt befinden soll. Das Radargerät
1 erfaßt das Flugzeug und verfolgt dieses. sobald das Flugzeug die Eintrittsstelle
6 erreicht, und folgt diesem die ganze Zeit, bis das Flugzeug auf der Landebahn
7 aufsetzt. Während der Verfolgung liefert das Radargerät die Flugzeuglage in räumlichen
Polarkoordinaten. Diese Angaben werden in rechtwinklige Koordinaten umgewandelt
und dem Rechner 2 zum Vergleich mit der gespeicherten idealen Flugbahn zugeführt.
Der Rechner berechnet die Abweichung zwischen der Istlage und der Sollage des Flugzeuges.
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Die Abweichung tritt in Form von zwei Gleichspanzungen auf. die die
seitlichen und vertikalen Lageabweichungen YE und ZA darstellen. Die entsprechenden
Abweichungssignale werden dann, gegebenenfalls zusammen mit besonderen Signalen
für das Durchstarten und das Weiterfliegen. über die Funkverbindung 3 dem Flugzeug
übermittelt.
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Vorzugsweise ist die Verwendung eines Kurssteuerungskopplers nicht
erforderlich (Fig.3), da die Umrechnung von YE und ZE in Yvc und <9c bereits
am Boden vorgenommen wurde. Die Befehle sowie die Durchstart- und Erfassungssignale
werden dann über die Funkverbindung dem Flugzeug zugeführt.
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Die vom Empfänger 8 abgegebenen demodulierten Signale werden unmittelbar
in die entsprechenden Kanäle der Kurssteuerung4 eingegeben. Wenn das
Flugzeug
eine automatische Geschwindigkeitsregelung aufweist, überwacht der Flugzeugführer
nur den Anflug unter Verwendung der im Flugzeug angeordneten Instrumente. Ohne eine
automatische Geschwindigkeitsregelung muß der Pilot die Motoren flir die günstigste
Anflug- und Landegeschwindigkeit einstellen. Der Pilot kann aber auch die Kurssteuerung
ausschalten und das Flugzeug bis zum Aufsetzen unter Beobachtung des Kurszeigers
9 (F i g. 3) von Hand fliegen.
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I)ie Abweichungssignale können aber auch unmittelbar gesendet und
vom Flugzeug empfangen und demoduliert werden. Diese Signale werden dann auf einen
Kurssteuerkoppler 10 (Fig. 3a) gegeben, der entsprechend den Aufschalteinrichtungen
arbeitet, die im iLS-Empfällger eingebaut sind. Es werden die uerodynamischen Eigenschaften
des Flugzeuges berücksichtigt und die Abweichungssignale für die Seiten- und Höhenlage
werden in Quer- und Höhenruderbelehle (0. und (z)cl umgewandelt. die die entsprechenden
Kurssteuerkanäle steuern. Der Seitenruderkanal der Kurssteuerung wird nicht benutzt,
sonden arbeitet wie bei normaler Kurssteuerung.
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Wenn die Kurssteuerung das Flugzeug in die befohlene Stellung der
gedachten Gleitbahn einfliegt, wird der Regelkreis geschlossen.
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Bei Landílugzcugen wird der Sinkflug einige Meter über Grund beendet.
Das Flugzeug wird abgefangenz um Gcschwilldigkeit zu verlieren, und geht dann bis
zum Aufsetzen in ellen langsamen Gleitsinkflug über.
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Die Sinkgeschwindigkeit im letzten Abschnitt einer Landung beträgt
etwi 0,6 m/s. Wegen des Abfangens werden aber Längenfchler in der Steueranlage vergrößer,
wodurch die Längenstrenung größer ist als bei der z. B. für Trrigerflllgzeuge üblichen
Landetechnik ohne Abfangen. Dieses Problem wird ebenfalls gelöst.
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Die Einwirkung des Seitenwinkeis (Luvwinkel) wird ebenfalls ausgeglichen.
Da ein Aufsetzen unter einem \N'hlkel zur Flugbahn das Fahrzeug beschädigen könnte
sind Vorkehrungen getroffen, um das Seitenruder genau im richtigen Augenblick automalisch
zu betätigen, um das Flugzeug unmittelbar vor dem Aufsetzen auszurichten. Um das
Ausgleichssignal für das Seitenruder zu erzeugen, werden die Landebahnrichtung und
der Kurs elektrisch miteinander verglichen. Das Abweichungssignal wird in ein Steuersignal
umgewandelt und in den Seitenruderkanal der Kurssteucrung eingegeben. Der Zeitpunkt
der Sendung dieses Signals wird vom am Boden stehenden Rechner aus der gemessenen
Höhe und der Sinkgeschwindigkeit abgeleitet.
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Radarantenne, Sender, Empfänger und Synchronisiereinriebtung sind
vorzugsweise auf einem kleinen Fahrzeug 1 angeordnet (Fig. 1). Als Antenne dient
ein Parabolspiegel, der kardanisch aufgehängt ist.
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Der Spiegel ist so bemessen. daß eine Strahlbreite von 112 er reicht
wird, wobei der Rauschpegel des Empfangers unter 13 db liegt. Hierdurch wird auch
bei starken Niederschlägen eine punktweise Verfolgung ermöglicht. Die geringe Strahlbreite
ist vorteilhaft, damit der Lloydsche Spiegeleffekt bei kleinen Verfolgungswinkeln
ausgeschaltet werden kann.
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Vorzugsweise ist am Flugzeug ein zirkular polarisierter Winkelrefiektor
angebracht, um gute Radarechos zu erhalten. Der Reflektor, der je nach der Größe
des Flugzeuges eine Querabmessung von etwa 20 bis 30 cm hat. wirkt als Punktziel
für eine
genaue Lagebestimmung des Flugzeuges. Der Winkelreflektor kann unter dem
Bug des Flugzeuges oder an einer Fahrwerkstrebe oder an irgendeiner anderen nicht
verdeckten Stelle befestigt sein.
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Die Anordnung ist vorzugsweise derart (Fig. 9 bis 11), daß diese
zirkular polarisierte Wellen reflektiert, die von einem Radarsender im KA-Band abgestrahlt
werden. Die Vektoren der einfallenden und reflektierten Wellen stimmen überein.
Dies wird dadurch erreicht, daß eine der drei aufeinander senkrecht stehenden Metallflächen,
aus denen der Winkelreflektor besteht, mit einem Dielektrikum beschichtet ist. Es
können z. B. dielektrische Materialien miteinander und mit dem Metall des Winkelreflektors
verbunden sein, wobei die Dicke jeden dielektrischen Materials in bestimmten Grenzen
festgelegt ist.
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Die beschichl:ete Seite 11 des Reflektors weist zwei aufeinandergeklebte
Dielektrikumsclaichten auf, die mit A und B bezeichnet sind. Das Material B muß
eine verhältnismäßig hohe Dielektrizitätskonstante und einen geringen Verlustwinkel
haben und leicht bearbeitbar sein. Ein mit Füllmittel versehenes EpoxydgiefSharz
geringel Viskosität wird vorzugsweise verwendet. Dieses Harz kann in Form einer
etwa 6 mm dicken Platte gegossen und dann bis auf die genaue berechnete Dicke abgeschliffen
werden.
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Ein Analogrechner, der zur Berechnung der Flugbahnabweichung mit
ausreichender Genauigkeit imstande ist, benötigt etwa 12 Operationsverstärker. Es
können Druckknöpfe für jeden Flugzeugtyp vorgesehen sein, utn den Gleitwinkel und
den Flugbahnwinkel kurz vor dem Aufsetzen einzugeben. Für weitere Flugzeugtypen
können Potentiometer vorgesehen sein, um die Anflugbahn und den Gleitwinkel von
Hand einzustellen.
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Zur Ubermittlung der Steuersignale zum Flugzeug kann eine beliebige
Funkverbindung dienen, z. B. ein Proportionalregelkreis, die mit einer Trägerfrequenz
von z. B. 400 milz arbeitet. Auch der Landekurskanal und der Gleitwinkelkanal des
ILS-Systems können verwendet werden. Die kleinen Dezimeter oder lJKW-Sender3 können
im Fahrzeug 1 untergebracht sein. Die Trägerfrequenzen dieser Sender werden mit
den Steuersignalen moduliert und durch eine Richtantenne oder Rundstrahlantenne
dem mit einem ILS-System ausgerüsteten Flugzeug zugeleitet.. Wenn diese Signale
vom Flugzeug empfangen werden, werden diese einem Kopplungsgerät 10 und gleichzeitig
einem Anzeigegerät 9 zugeführt. Auch wenn diese Signale von einer Rundstrahlantenne
abgestrahlt werden, wird wegen der Lageinformation in diesen Signalen eine scheinbare
Anflugbahn im Raum geschaffen.
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Die Sollhöhenangaben Zd, (Fig. 4), die vom Höhenrechner 1 als Funktion
der noch zurückzulegenden Entfernung XR geliefert werden, sind mit der vom Radargerät
1 gemessenen Isthöhe ZR des Flugzeuges zu vergleichen. Im Höhenruderbefehlsrechner
13 werden die Höhenabweichungen Zc entsprechend gefiltert und in Höhenruderbefehle
zur umgewandelt, die über die Funkverbindung 3 als hochfrequente Signale EcS, der
Kurssteuerung 4 zugeführt werden. Durch Verwendung eines entsprechenden Senders
in der Bodenstation können die ILS-Empfänger des Flugzeuges verwendet werden.
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Durch die vom Radargerät gemessene Höhenänderung Za des Flugzeuges
in der Entfernung Xa wird der Regelkreis geschlossen.
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Es sind vier Parameter erforderlich, um die Wechselwirkung zwischen
Luftkräften und Kurs steuerung in der Vertikalebene mit für die- Wahl der Ausgangswerte
ausreichender Genauigkeit zu beschreiben.
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Diese Parameter sind für die Vertikalebene: Fluggeschwindigkeit, 1'
= = Zeitkonstante der Verzögerung der Flugbahnänderung bei Höhenänderung des Flugzeuges,
ze = Ungedämpfte Eigenfrequenz der Höhenruder-und Kurssteuerungsschwingungen, se
= Dämpfungskonstante der Höhenruder- und Kurssteuerungsschwingungen.
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Bei der Definition dieser Werte ist angenommen, daß der Steuerbefehl
für das Höhenruder durch Neigungsfehler und Neigungsgeschwindigkeit wie folgt bestimmt
ist: Se = 4 1% C(O- O,) + TySS] Hierbei ist S ein Differentialoperator. Ferner ist
angenommen, daß die Fluggeschwindigkeit konstant ist. Eine Ubergangsfunktion, welche
die Höhenänderung bei Veränderungen des Anstellwinkels unter Steuerung durch das
Kurssteuergerät ausdrückt, kann nun wie folgt formuliert werden:
Höhen- Gleitbahn- Anstellwinkeländerung änderung änderung durch Steuerbefehl durch
durch Gleitbahn- Anstellwinkeländerung änderung Bezüglich des Rechners 13 für den
Anstellwinkel ergeben theoretische Uberlegungen, daß die Eigenfrequenz des Regelkreises
über La, aber unter we liegen kann. Wenn der Rechner eine voreilende Charakteristik
hat, so können die Eigenfrequenz und der statische Verstärkungsgrad des Regelkreises
gesteigert werden, was eine verringerte Empfindlichkeit gegen Luftunruhe ergibt.
Der Rechner für die Höhensteuerbefehle wird also so gewählt, daß dieser folgende
Funktion berechnet:
Das Integralglied rn wird eingeführt, um mit der Wanderung usw. vonXonstanten des
Systems zusåmmenhängende Steuerfehler zu berücksichtigen.
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Durch praktische Uberlegungen gelangt man zur Verwendung eines Vorbalts
TyS erster Ordnung. Der statische Verstärkungsfaktor ist KC in Grad-Meter-Abweichung.
Die Grenzfrequenz der Filter ist of.
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Wenn mehrere mögliche Flugzeugeigenschaften zu berücksichtigen sind,
entwirft man am besten Kurvenblätter, aus denen die Optimalwerte von Kc, z, und
Ti als Funktionen der fundamentalen Parameter T/o we, S, und La des Flugzeuges mit
Kurssteuerung und der anderen Verzögerungen des Systems ersichtlich sind. Unter
Verwendung solcher Diagramme können die Koeffizienten für eine große Anzahl verschiedener
Flugzeuge mit Kurssteuerung berechnet werden, die von leichten Propellerflugzeugen
bis zu Deltaflüglern mit Strahlantrieb reichen. Uberraschenderweise liegen alle
optimalen Rechnerkoeffizienten in einem verhältnismäßig kleinen Bereich. Da Abweichungen
von den optimalen Koeffizientenwerten die Leistungsfähigkeit nicht stark herabsetzen,
ist es möglich, die meisten Flugzeugtypen in eine kleine Anzahl von Gruppen zu unterteilen.
Dies führt zu einer überraschenden Vereinfachung des am Boden stehenden Rechners.
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Der Aufbau der Seitepsteueranordnung (Fig. 5) ist wesentlich einfacher
als der der Höhensteuerung.
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,Ein Seitenwinkelbefehl 0cT wird vom Rechner 14 als Funktion der Seitenabweichung
vom Kurs und der Seitenabweichungsgeschwindigkeit berechnet. Ein Integralglied wird
hinzugefügt, um Fehler infolge schlechter Anfangsausrichtung, Verstellung der Teile
usw. mit der Zeit zum Verschwinden zu bringen. Die meisten modernen Seitenwinkelkoppler
des ILS-Systems berechnen den Seitenwinkelbefehl in dieser Weise. Da sowohl die
Entfernung Xa des Flugzeuges wie sein Kurs YR bzw. die vom Radargerät 1 gemessenen
Werte XR und YR bekannt sind, ist es möglich, die Flugzeuglage in rechtwinkligen
Koordinaten und nicht in Polarkoordinaten wie bei ILS zu berechnen. Die Regelempfindlichkeit
kann deshalb unabhängig von der Entfernung vom Aufsetzpunkt bleiben und kann willkürlich
eingestellt werden, um die bestmögliche Kurssteuerung zu erzielen. Der Rückdrehwinkel
0¢ wird mittels des Querruders eingestellt. Im Idealfall soll das Seitenruder automatisch,
vorzugsweise gedämpft mitwirken. Das Seitenruder soll auf Kursabweichungen nicht
ansprechen. Die Anwendung der einfachen Seitenwinkelsteuerung anstatt einer Richtungsbezugssteuerung
ist möglich, weil das Radargerät einen sehr niedrigen Rauschpegel hat. Im übrigen
ist die Seitensteuereinrichtung den bekannten ILS-Kopplern so ähnlich, daß keine
weitere Erklärung erforderlich ist.
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Die durch die Regelsysteme eingeführten Verzögerungen können die
Wirksamkeit der Anlage beeinträchtigen, und zwar sowohl bei einem stetigen System
als auch bei einem Pulssystem. Eine digitale Abtastgeschwindigkeit von 10 Pulsen
pro Sekunde bzw. ein Filter mit einer Grenzfrequenz von 20 Hz haben nur geringen
Einfluß auf die Leistung. Wenn jedoch die Abtastgeschwindigkeit eines Pulssystems
erheblich unter diesen Wert verringert wird, verschlechtert sich die Leistung, weil
Verzögerungen auftreten und Rauschspannungen von Vielfachen der Abtastfrequenz auf
die niedrigere Frequenz übertragen werden. Auch soll die Abtastung bei einem
Puissystem
eher dem Flugbahnrechner nachlaufen, als diesem voreilen, da der Rechner für das
Höhenruder einen Vorhalt aufweist, so daß die übermittelten Pulse praktisch differenziert
würden.
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Wenn die Höhen- und Seitensteuerbefehle im Flugzeug berechnet werden
sollen und die Höheninformation über eine Funkverbindung übertragen werden soll,
ohne daß eine merkliche Verschlechterung der Aufsetzgenauigkeit oder eine Erhöhung
des Grundrauschens eintritt, muß eine genaue Entfernungsinformation vorliegen. Dia
Verbindung muß in diesem Falle imstande sein, Abweichungen von etwa + 7,5 cm vertikal
und +60cm seitlich beim Aufsetzen sowie i 2000 m seitlich und 700 m vertikal beim
ersten Erfassen anzuzeigen. Für die beabsichtigten Zwecke sind die bekannten Funkverbindungen
ausreichend. Dies bedeutet, daß die erforderlichen Funkverbindungen und Hochfrequenzkanäle
wesentlich verringert werden und daß auch die Ausrüstung des Flugzeuges hinsichtlich
Umfang und Kompliziertheit verringert wird.
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Ein wesentlicher Vorteil bei der Bodenberechnung der Steuerbefehle
liegt darin, daß die absolute Lageabweichung in Höhen- oder Seiteneinrichtung in
der Bodeneinrichtung verfügbar ist. Wenn statt der Steuerbefehle nur die Lage des
Flugzeuges über die Funkverbindung übermittelt wird, hängt die Ladegenauigkeit ausschließlich
von der Nullpunktstabilität der Verbindung ab. Wenn dagegen Befehle übermittelt
werden, ist es möglich, diese an der Bodenstation so zu korrigieren, daß die Höhen-
und Seitenabweichungen des Flugzeuges verschwinden, auch wenn der Funkempfänger
Nullpunktabweichungen aufweist.
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Die Längenstreuung des tatsächlichen Aufsetzpunktes ist unmittelbar
proportional zum Höhenfehler im gewünschten Aufsetzbereich, wobei der Gleitwinkel
den Kehrwert der Proportionalitätskonstante darstellt. Die Störungen, die die Höhenabweichung
am Schluß der Landung bestimmen, sind grundsätzlich die Anfangsbedingungen, schwankende
Steuerbefehle, Luftunruhe, Radarfehler und Radarrauschen. Die letzte Größe bewirkt
vor allem ein Flattern des Höhenruders und hat keinen wesentlichen Einfluß auf Versetzungen
des Flugzeuges.
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Bleibende Ortungsfehler verschiedener Art können auf einen Bruchteil
eines Milliradianten und damit auf wenige Zentimeter Höhenabweichung im Aufsetzbereich
herabgedrückt werden. Dagegen sind die Einflüsse der Anfangsbedingungen, der Luftunruhe
und der verschiedenen zum Abfangen erforderlichen Befehle von Bedeutung.
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Eine anfängliche Höhenabweichung hat verhältnismäßig wenig Einfluß
auf die Höhenabweichung am Schluß. Eine anfängliche Höhenabweichung von 15 bis 30
cm bewirkt beim Aufsetzen einen Höhenfehler von weniger als 15 cm. Diese Abweichung
ist vernachlässigbar gegen die Einflüsse der Luftunruhe.
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Beim Erfassen des Flugzeuges durch das Radargerät kann das Flugzeug
in den Horizontalflug ausgerichtet werden. Wenn dem Flugzeug dann ein Gleitwinkel
von vo befohlen wird, ergibt sich ein quasistatistischer Höhenfehler
(Fig.6). Dieser liöhenfehler und andere Fehler werden durch das Integralglied des
Rechners nach
einer gewissen Zeit zum Verschwinden gebracht. Die Korrekturen bleiben
dann im Integrator gespeichert.
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Der Rechner (Fig. 8) kann ein Glied enthalten, mit dessen Hilfe die
Endsteuerung an ein automatisches Landungssystem angepaßt werden kann.
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Hinsichtlich der Höhensteuerung wird in jedem Augenblick ein Höhenruderbefehl
derart berechnet, daß die Sinkgeschwindigkeit und die Höhe des Flugzeuges in der
gewünschten Weise in den Sollwert im vorgeschriebenen Aufsetzzeitpunkt und an der
vorgeschriebenen Stelle der Landebahn übergeführt werden.
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In der Stufe 21 (F i g. 8) wird die voraussichtliche Sinkgeschwindigkeit
im zukünftigen Aufsetzzeitpunkt unter Verwendung des vom Rechnerabschnitt V gelieferten
gegenwärtigen Wertes Z der Sinkgeschwindigkeit, möglicherweise durch Beschleunigungsinformationen
korrigiert, berechnet. Dieser Wert zip wird mit dem Sollwert Zd im Aufsetzzeitpunkt
verglichen.
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Die Stufe 22 berechnet den Anderungswert des Anstellwinkels (öl),
der die vorhergesagte Sinkgeschwindigkeitsabweichung zum Verschwinden bringen soll.
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Wenn es z. B. vorgeschrieben ist, daß die voraussichtliche Sinkgesehwindigkeitsabweiehung
Zp durch einen konstanten Anstellwinkeländerungsbefehl Ec ausgeglichen wird, so
muß in der Stufe 22 annäherungsweise der Rechenvorgang T1v s oder genauer
oder
durchgeführt werden, wobei TR ein Korrekturwert ist, um die Verzögerungen in der
Leitwerkbetätigung und in der Kurssteuerung zu berücksichtigen. Wenn eine andere
Zeitfunktion für den Ausgleich der voraussichtlichen Sinkgeschwindigkeitsabweichung
gewünscht wird, kann die Funktion der Stufe 22 entsprechend abgeändert werden.
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Die voraussichtliche Höhe Zp des Flugzeuges im gewünschten Aufsetzzeitpunkt
wird in der Stufe 23 berechnet, und zwar mittels der vom Rechner V gelieferten augenblicklichen
Isthöhe Z unter Berücksichtigung der gemessenen Sinkgeschwindigkeit Z und der erwarteten
Änderung der Sinkgeschwindigkeit infolge des in der Stufe 22 berechneten Anstellwinkeländerungsbefehls.
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Im oben gewählten Beispiel wäre die voraussichtliche Höhe
Der Unterschied zwischen der für den gewünschten Aufsetzzeitpunkt vorhergesagten
Höhe Zp und der Sollhöhe Zd und dem gewünschten Wert, beispielsweise Null, wird
mit einer Konstante K'multipliziert und zu SO addiert, woraus sich der Anstellwinkeländerungsbefehl
Ec ergibt. Nach der Integration in der Stufe 1/S wird der Anstellwinkelbefehl Oc
dem Flugzeug 5 über die Funkverbindung übermittelt. Der Aufsetzzeitpunkt T läßt
sich leicht aus dem gemessenen Bodenabstand zur Aufsetzstelle, dividiert durch die
gemessene Geschwindigkeit über Grund feststellen. Es wurde gefunden, daD dieses
Verfahren
zur Berechnung von Höhensteuerbefehlen gegen Schwankungen im Verstärkungsfaktor
K des Rechners und im Leitwerk und der Kurssteuerung recht unempfindlich ist. Eine
Änderung der charakteristischen Zeitkonstante der Kurssteuerung gleichzeitig mit
einer Änderung des Verstärkungsfaktors K im Ausmaß von 2:1 ergab eine Höhenstreuung
von nur 60 cm im Sollzeitpunkt des Aufsetzens.
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Diese Technik ist nicht auf die Verwendung als Landerechner beschränkt.
Sie kann auch zur Berechnung von Höhenrudersignalen verwendet werden, welche das
Flugzeug auf eine Sollhöhe und eine Sollsinkgeschwindigkeit zu Beginn des Abfangens
bringen.
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Wenn diese Stelle erreicht ist, werden die gewünschten Endwerte von
denjenigen, die zu Beginn des Abfangens gelten, auf diejenigen für das Aufsetzen
umgeschaltet und das Zeitintervall auf den gewünschten Aufsetzzeitpunkt umgestellt.
Bei Anwendung auf eine Seitensteueranordnung wird ein Seitenabweichungs signal derart
berechnet, daß die seitliche Ablage und ihre Anderungsgeschwindigkeit in einem bestimmten
Zeitpunkt vor oder beim Aufsetzen in der gewünschten Weise zum Verschwinden gebracht
wird. Es ist auch möglich, diese Vorrichtung zur Berechnung von Landebefehlen an
Bord eines Flugzeugträgers zu verwenden, indem die zukünftige Stellung und die Geschwindigkeit
des Schiffes in der richtigen Weise eingeführt werden. Da die Verstärkung in der
Stufe 22 zum Ansteigen neigt, wenn T gegen Null geht, soll T oder (T- TR) auf einen
Wert in der Größenordnung der Ansprechzeit der Kurssteuerung einschließlich der
mechanischen Teile beschränkt sein.