DE1284852B - Landesystem fuer lotrecht oder steil landende Luftfahrzeuge - Google Patents
Landesystem fuer lotrecht oder steil landende LuftfahrzeugeInfo
- Publication number
- DE1284852B DE1284852B DET23187A DET0023187A DE1284852B DE 1284852 B DE1284852 B DE 1284852B DE T23187 A DET23187 A DE T23187A DE T0023187 A DET0023187 A DE T0023187A DE 1284852 B DE1284852 B DE 1284852B
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- landing
- aircraft
- ground speed
- landing system
- target
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 238000013459 approach Methods 0.000 claims description 14
- 238000010894 electron beam technology Methods 0.000 claims description 6
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 claims description 3
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 9
- 230000006870 function Effects 0.000 description 8
- 238000012935 Averaging Methods 0.000 description 1
- 241000220317 Rosa Species 0.000 description 1
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 238000005339 levitation Methods 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- 230000005226 mechanical processes and functions Effects 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 230000005012 migration Effects 0.000 description 1
- 238000013508 migration Methods 0.000 description 1
- 238000012806 monitoring device Methods 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 238000004886 process control Methods 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
- B64C29/0091—Accessories not provided for elsewhere
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
- G01S1/00—Beacons or beacon systems transmitting signals having a characteristic or characteristics capable of being detected by non-directional receivers and defining directions, positions, or position lines fixed relatively to the beacon transmitters; Receivers co-operating therewith
- G01S1/02—Beacons or beacon systems transmitting signals having a characteristic or characteristics capable of being detected by non-directional receivers and defining directions, positions, or position lines fixed relatively to the beacon transmitters; Receivers co-operating therewith using radio waves
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
- G01S13/00—Systems using the reflection or reradiation of radio waves, e.g. radar systems; Analogous systems using reflection or reradiation of waves whose nature or wavelength is irrelevant or unspecified
- G01S13/88—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications
- G01S13/91—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications for traffic control
- G01S13/913—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications for traffic control for landing purposes
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/04—Control of altitude or depth
- G05D1/06—Rate of change of altitude or depth
- G05D1/0607—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft
- G05D1/0653—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing
- G05D1/0676—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing specially adapted for landing
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
- G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
- G05D1/0858—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft specially adapted for vertical take-off of aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
- Electromagnetism (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
- Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
Description
I 284 852
1 2
Um die der vorliegenden Erfindung zugrunde system nicht nur für VTOL-Flugzeuge, sondern auch
liegende Aufgabe zu erläutern, soll zunächst kurz auf für andere Luftfahrzeuge, die außer der hohen Gedie
Unterschiede eingegangen werden, die zwischen schwindigkeit ähnliche Flugeigenschaften haben, insder
Landung eines normalen Flugzeuges und der besondere für Hubschrauber.
Landung eines Flugzeuges mit VTOL-Eigenschaften 5 In Fortführung des Grundgedankens der Erfinbestehen.
dung kann man im Luftfahrzeug weitere, von der
Das normale Flugzeug wird von der aerodynami- Horizontalentfernung des Luftfahrzeuges zum Landeschen
Auftriebskraft getragen. Es muß daher bis zur punkt gesteuerte Funktionsgeber anordnen, die eine
Bodenberührung eine bestimmte minimale Flug- Soll-Höhe und/oder eine Soll-Ablage des Luftfahrgeschwindigkeit
beibehalten. Beim VTOL-Flugzeug io zeuges von einer Vertikalebene durch den Landeerfolgt
die Abbremsung der Fluggeschwindigkeit von punkt liefern, wobei die zwischen den Sollwerten
einem Wert, bei dem die aerodynamische Auftriebs- und den zugehörigen, im Landeanflugrechner bekraft
das Flugzeug noch allein trägt, bis auf einen rechneten Istwerten gebildeten Differenzen entweder
Wert, bei dem die Übergrundgeschwindigkeit Null auf dem Anzeigegerät dargestellt oder zur selbsterreicht
ist, vor Beginn des senkrechten Abstiegs. 15 tätigen Steuerung verwertet werden. Das hat den
Während dieser Übergangsphase wird der aero- Vorteil, daß der Pilot sein Ziel aus einer beliebigen
dynamische Auftrieb kontinuierlich durch die Verti- Richtung anfliegen und somit unabhängig von seinem
kal-Komponente der resultierenden Strahlkraft er- augenblicklichen Kurs in die Übergangsphase einsetzt.
Eine horizontale Komponente der Strahlkraft treten kann.
in Verbindung mit einer durch Anstellwinkel-Ver- ao Da das Höhenprofil der Flugbahn dem Gewicht
größerung wirksamen Luftwiderstandskraft wirken des Luftfahrzeuges und dem Geländeprofil in der
als Bremskräfte. - , Umgebung des Landepunktes angepaßt sein muß,
Um die Übergangsphase optimal durchführen zu empfiehlt es sich, die Funktionsgeber einein oder zu
können, d. h. um mit der Übergrundgeschwindigkeit Flugprogrammen kombiniert einstellbar auszubilden.
Null über dem gewünschten Landepunkt anzukom- 35 Die Programme können vom Piloten oder durch
men und die Übergangsphase auch nicht zu früh Funkbefehl vom Boden aus einschaltbar sein. Außereinzuleiten
und damit Treibstoff zu vergeuden, dem ist es vorteilhaft, auf dem Anzeigegerät auch die
braucht der Pilot des VTOL-Flugzeuges genaue ermittelten Ist-Werte anzuzeigen. Kenntnis über die noch zurückzulegende Horizontal- Als Anzeigegerät wird am besten ein Braunsches
entfernung zum Landepunkt. Ein Landesystem muß 30 Rohr mit einem in der Mitte des Anzeigefeldes bedaher
diesen Wert sowie weitere Angaben über Soll- findlichen Luftfahrzeugsymbol verwendet, wobei der
Kurs und Soll-Höhe zur Verfügung stellen. von den Differenzwerten gesteuerte Elektronenstrahl
Aus Genauigkeitsgründen kommt zur Messung der den Höhenfehler durch die Lage eines horizontalen
Horizontalentfernung zum Ziel sowie der Richtung Leuchtstriches, den Seitenablagefehler durch die
zum Landepunkt bzw. der seitlichen Ablage nur eine 35 Lage eines Vertikalen Leuchtstriches gegenüber dem
entsprechend ausgelegte Funkverbindung Bord— Luftfahrzeugsymbol und den Übergrundgeschwindig-Ziel—Bord
in Frage. Ein Funkhöhenmesser liefert keitsfehler durch ein Kreisbogenstück mit veränderzusätzlich
die Höhe über Grund. barer Bogenlänge darstellt.
Nach Bereitstellung dieser Meßwerte hätte der Die Ist-Ubergrundgeschwindigkeit kann auf dem
Pilot außer auf die Triebwerks- und Flugwerküber- 40 Anzeigefeld des Braunschen Rohres durch eine von
wachungseinrichtungen noch mindestens auf Rieh- dem Elektronenstrahl geschriebene Kreisbogenlänge
tung, Entfernung und Höhe zu achten und diese dargestellt werden, wobei die Stellung einer auf dem
drei letztgenannten Größen im Kopf zu entsprechen- Kreisbogen aufgesetzten Strichmarke der Soll-Überden
Steuerbefehlen zu verarbeiten. grundgeschwindigkeit entspricht. Dann gibt das Stück
Es ist daher Aufgabe der Erfindung, ein Lande- 45 des Kreisbogens zwischen dem feststehenden Ansystem
vorzuschlagen, mit dem die Übergrund- fangspunkt und der Strichmarke die Soll-Übergrundgeschwindigkeit
von VTOL-Flugzeugen entsprechend geschwindigkeit und das Stück zwischen dem bewegder
Annäherung an den Landepunkt verringert wer- liehen Endpunkt und der Strichmarke den Überden
kann, wobei das VTOL-Flugzeug über dem grundgeschwindigkeitsfehler wieder. Die Ist-Höhe
Landepunkt die Übergrundgeschwindigkeit Null er- 50 kann durch den Abstand eines zusätzlichen horizonreicht.
. talen Leuchtstriches vom Luftfahrzeugsymbol an-
Unter Verwendung funkelektrischer Einrichtungen gegeben werden. Auch wird noch vorgeschlagen,
zur Messung der' auf den Landepunkt und auf die während der Abstiegsphase den Landeplatz und das
Nordrichtung bezogenen Raumkoordinaten und eines Luftfahrzeug in einer Draufsichtdarstellung zu zeigen,
an Bord angeordneten Landeanflugrechners wird ein 55 Der Landeplatz kann durch einen Kreis symbolisiert
Landesystem für lotrecht landende Luftfahrzeuge werden, der relativ zu einem anderen auf dem Anvorgeschlagen,
das dadurch gekennzeichnet ist, daß zeigefeld feststehenden Luftfahrzeugsymbol einaus
den Raumkoordinaten im Landeanflugrechner geblendet wird.
fortlaufend die Horizontalentfernung des Luftfahr- An Hand der Zeichnung wird im folgenden ein
zeuges zum Landepunkt sowie der Istwert seiner 60 Ausführungsbeispiel des Landesystems erläutert. Es
Übergrundgeschwindigkeit berechnet wird, wobei ein zeigt
Funktionsgeber einen von der Horizontalentfernung F i g. 1 eine schematische Darstellung der Geräteabhängigen Sollwert der Übergrundgeschwindigkeit anordnung im Luftfahrzeug sowie am Landepunkt,
liefert und die zwischen dem Soll- und dem Istwert F i g. 2 eine schematische Darstellung des Flug-
der Übergrundgeschwindigkeit gebildete Differenz 65 bahnverlaufs bei einer VTOL-Landung,
entweder auf einem Anzeigegerät dargestellt oder Fig.3 bis 8 jeweils das Anzeigefeld des Braun-
einem Flugregler zugeführt wird. sehen Rohres mit den darzustellenden Parametern
Selbstverständlich eignet sich ein solches Lande- und Symbolen,
F i g. 9 eine schematische Darstellung mechanischer bedeuten, daß die Übergrundgeschwindigkeitsanzeige
Funktionsgeber und ihrer Kombination zu einstell- noch nicht in Betrieb ist.
baren Flugprogrammen. Zu Beginn der Übergangsphase wird die Die Bodenstation 6 (Fig. 1) besteht aus einem Übergrundgeschwindigkeitsanzeige eingeschaltet. Die
Transponder, der auf Grund einer bestimmten Ken- 5 Strichmarke 14 beginnt nun von der oberen Mittelnung
eines von Bord des Luftfahrzeuges ausgesand- lage aus zu wandern und bewegt sich entgegen dem
ten Signals anspricht. Dieses Signal wird von einem Uhrzeigersinn nach und nach um den ganzen Kreis-Sender-Empfangsgerät
1 an Bord des Luftfahrzeuges bogen 13 herum. Dabei stellt die Kreisbogenlänge ausgesandt, und das vom Transponder 6 rückgesen- zwischen der Strichmarke 14 und dem oben festdete
Signal wird im Sender-Empfangsgerät 1 wieder io stehenden Punkt des Kreisbogens die Soll-Übergrundaufgenommen.
Aus der Laufzeit dieses Signals wird geschwindigkeit dar, während das Kreisbogenstück
die Schrägentfernung ermittelt. Zur exakten Durch- 13 a zwischen der Strichmarke und dem wandernden
führung einer Landung eines aus einer beliebigen Endpunkt 17 den Übergrundgeschwindigkeitsfehler
Richtung anfliegenden Luftfahrzeuges ist es aller- darstellt. Der Kreisbogen 13 insgesamt gibt die Istdings
erforderlich, am Landeplatz mindestens drei 15 Übergrundgeschwindigkeit wieder. Der Pilot wird
Transponder in einer bestimmten geometrischen Figu- also die Abbremsung des Luftfahrzeuges so vorration
aufzustellen und die von ihnen zurückgesen- nehmen, daß der Endpunkt 17 des Kreisbogens jedeten
Signale im Sender-Empfangsgerät 1 aufzuneh- weils mit der auf dem Kreisbogen wandernden Strichmen.
Diese Signale werden dem Landeanflugrech- marke zusammenfällt. In der Darstellung nach
ner 3 zugeführt. Weiterhin ist noch ein Hochfrequenz- ao F i g. 4 ist das noch nicht der Fall. Der Pilot erkennt
Höhenmesser 2 vorgesehen, dessen Meßergebnisse daraus, daß die augenblickliche Ist-Übergrundebenfalls
dem Landeanflugrechner 3 zugeführt wer- geschwindigkeit noch etwas größer ist als die Soliden.
Die Soll-Werte der zu bestimmenden Größen Übergrundgeschwindigkeit.
werden einem Funktionsgeber 4 entnommen und Gemäß der Darstellung nach F i g. 5 befindet sich
ebenfalls dem Landeanflugrechner zugeführt. Der 25 das Luftfahrzeug unmittelbar >in der Nähe des
Funktionsgeber 4 wird in Abhängigkeit von der er- Schwebepunktes. DieSoll-Übergrundgeschwindigkeit,
rechneten Horizontalentfernung E des Luftfahrzeuges die durch die Strichmarke 14 angezeigt wird, steht
von dem Landepunkt gesteuert. bereits auf Null, die Ist-Übergrundgeschwindigkeit,
Die im Landeanflugrechner 3 ermittelten Diffe- die nur durch die Länge des Kreisbogenstückes 13 a
renzwerte werden dem Anzeigegerät 5 zugeführt. 30 dargestellt wird, ist jedoch noch nicht ganz zu Null
In F i g. 2 ist der Flugbahnverlauf bei einer VTOL- geworden.
Landung dargestellt. Ein Luftfahrzeug 8 kommt auf Im nächsten Augenblick beginnt der senkrechte
einem Anflugweg 9 in die Übergangsphase 7, in der Abstieg des Luftfahrzeuges. Das erkennt der Pilot dardas
Luftfahrzeug derart gesteuert werden muß, daß an, daß der horizontale Strich 12 gemäß F i g. 6, der
die Übergrundgeschwindigkeit am Ende der Über- 35 von dem Höhenfehler gesteuert wird, nach unten ausgangsphase7
zu Null geworden ist. Der Übergang zuwandern beginnt. Der Pilot muß nun, um den
kann auf einer horizontalen Bahn a, aber auch auf Strich wieder mit dem Luftfahrzeugsymbol 15 zur
einer geneigten Bahn b erfolgen. Der Endpunkt der Deckung zu bringen, seine Höhe laufend vermindern.
Übergangsphase (Schwebepunkt) liegt annähernd Dieser Vorgang könnte seitens des Piloten fortsenkrecht
über dem Landepunkt, in dem das Luft- 40 gesetzt werden, bis die Maschine auf dem Boden auffahrzeug
aufsetzen muß. setzt. Jetzt wird dem Piloten jedoch zusätzlich eine An Hand der F i g. 3 bis 8 wird ein Ausführungs- Anzeige gegeben, die es ihm ermöglicht, während der
beispiel für die elektronische Darstellung der Lande- lotrechten Abstiegsphase die jeweilige Höhe über dem
informationen erläutert. Der Kreis 10 in den F i g. 3 Boden auf dem Bildschirm zu erkennen. Dies gebis
8 stellt den Rand des Bildschirmes eines Braun- 45 schieht gemäß der Darstellung nach F i g. 6 dadurch,
sehen Rohres dar. In der Mitte des Bildschirmes ist daß der Erdboden durch einen kurzen horizontalen
ein feststehendes Luftfahrzeugsymbol 15 eingezeich- Leuchtstrich 21 auf dem Bildschirm des Braunschen
net. Der vertikale Leuchtstrich 11 und der horizon- Rohres dargestellt wird. Der Abstand zwischen dietale
Leuchtstrich 12 geben in der Übergangsphase sem Leuchtstrich 21 und dem Luftfahrzeugsymbol 15
die Seiten- bzw. Höhenlage in bezug auf einen Soll- 50 entspricht der augenblicklichen Flughöhe. Beim
Wert an. Das Luftfahrzeug hat sich in beliebiger weiteren Abstieg des Luftfahrzeuges bewegt sich nun
Höhe und mit beliebiger Geschwindigkeit dem Lande- der Leuchtstrich 21 nach oben und erreicht beim Aufplatz
genähert. In einer vorgegebenen Entfernung setzen des Luftfahrzeuges das Luftfahrzeugsymbol 15
vom Landeplatz beginnt der eigentliche Lande- auf dem Bildschirm.
anflug, für den ein bestimmtes Höhenprofil im 55 Diese Art der Darstellung für den lotrechten Ab-
Landeanflugrechner 3 programmiert ist. Die beiden stieg könnte insofern als nicht ausreichend angesehen
Leuchtstriche 11 und 12 im linken Teil des Anzeige- werden, als der Pilot ja auch bei schlechter Sicht den
bildes gemäß F i g. 3 zeigen dem Piloten an, daß er Landeplatz treffen muß.
sich rechts oberhalb des Landeprofils befindet. Er Um das genau zentrische Aufsetzen des Luftfahr-
wird also etwas nach links unten schwenken, bis sich 60 zeuges auf dem Landeplatz anzuzeigen, wird daher
die Leuchtstriche in der Mitte des Flugzeug- entsprechend den Darstellungen nach F i g. 7 und 8
symbols 15 kreuzen. Diese Anzeige ist in Fig. 4 bei Erreichen des Schwebepunktes eine zusätzliche
dargestellt. symbolische Darstellung in den oberen Teil des BiId-
Die Leuchtstriche 11 und 12 werden von einem schirmes eingeblendet. Für diese Darstellung ist auf
vom Elektronenstrahl geschriebenen Kreisbogen 13 6g dem Bildschirm genügend Platz, weil in diesem
und einer auf dem Kreis beweglichen Strichmarke 14 Augenblick die Übergrundgeschwindigkeit nicht
umgeben. Die Stellung der Strichmarke 14 oben in mehr interessiert,
der Mitte und der voll ausgeschriebene Kreisbogen Diese zusätzliche Darstellung zeigt auf dem Bild-
schirm in Form eines durch den Elektronenstrahl geschriebenen Kreises 23 den Landeplatz an. Durch ein
Luftfahrzeugsymbol 22, das unbeweglich auf den Bildschirm geschrieben wird, wird das Luftfahrzeug
in Draufsicht dargestellt. Der Pilot kann nunmehr aus der Darstellung gemäß F i g. 7 erkennen, daß er
beim Abstieg etwas über den genauen Landepunkt hinausgeraten ist und daß er gleichzeitig etwas nach
links abgetrieben wurde. Der Kreis 23 verläuft also exzentrisch zum Luftfahrzeugsymbol 22. Die seitliche
Abtrift wird zusätzlich durch das Auswandern des vertikalen Leuchtstriches 11 erkennbar. Unter der
Annahme, daß das VTOL-Flugzeug durch entsprechende Düsenverstellung allseitig manövrieren kann,
wird der Pilot bestrebt sein, den Kreis 23 zentrisch zum Luftfahrzeugsymbol 22 zu halten, so daß er entsprechend
der Darstellung gemäß F i g. 8 genau am vorgeschriebenen Landepunkt aufsetzt.
Die Ausführung einer Programmsteuerung in Verbindung mit der an Hand der F i g. 3 bis 5 erläuterten ac
Darstellung sei an Hand eines mechanischen Funktionsgebers erläutert, der mit Kurvenscheiben arbeitet
(F ig. 9).
Die vom Funkentfernungsmesser gelieferten Schrägentfernungen werden in dem Entfernungsrechner25,
einem Teil des Landeanflugrechners 3, verarbeitet. Dieser liefert eine Steuerspannung, die proportional
zur Horizontalentfernung £ vom Landepunkt ist, an einen Servokreis 26. Ein Servomotor 27
treibt über eine passende Untersetzung 28 die Welle 29 mit den Kurvenscheiben. Es sind beispielsweise
sechs Kurvenscheiben 30 bis 35 vorhanden, so daß je drei Höhen- und Geschwindigkeitsprogramme zur
Verfügung stehen.
Jede Kurvenscheibe verstellt ein Linearpotentiometer 37 bis 42. Die Spannung am Schleifer eines
Potentiometers entspricht also dem augenblicklichen Sollwert der Höhe bzw. der Übergrundgeschwindigkeit.
Zwei Wahlschalter 43 und 44 gestatten die Auswahl des jeweils benötigten Höhen- bzw. Geschwindigkeitsprofils.
Die Schalter sind vorzugsweise miteinander gekuppelt, so daß jedem Höhenprofil ein bestimmtes
Übergrundgeschwindigkeitsprofil zugeordnet ist.
Die Soll-Höhe wird in einem Addiernetzwerk 45 mit der z. B. vom Hochfrequenz-Höhenmesser 2 gelieferten
Ist-Höhe verglichen, so daß die der Höhenabweichung entsprechende Differenzspannung zur
Steuerung des horizontalen Leuchtstriches auf dem Bildschirm zur Verfügung steht (F i g. 3 bis 5).
Die der Soll-Übergrundgeschwindigkeit entsprechende Spannung kann unmittelbar zur Steuerung der
Strichmarke 14 herangezogen werden. ·
Eine der Ist-Übergrundgeschwindigkeit entsprechende Steuerspannung kann der Entfernungsrechner
25 liefern, wenn die zeitliche Änderung (Differentialquotient) der Entfernung berechnet wird. Diese
Steuerspannung beeinflußt auf elektronischem Wege die Länge des Kreisbogens, der die Ist-Übergrundgeschwindigkeit
anzeigt, gemäß der Darstellung nach F i g. 3 bis 5.
Selbstverständlich kann auch im Falle der Übergrundgeschwindigkeit
ein elektrischer Vergleich zwischen Soll- und Istwert vorgesehen werden. Das hieraus
gewonnene Differenzsjgnal kann einem Flugregler für eine vollautomatische Landung zugeführt
werden.
Die Kurvenscheiben des Speichers könnten nicht nur mechanisch, sondern auch optisch oder, wenn
aus Metall gefertigt, kapazitiv oder induktiv abgetastet werden. Auch rein elektrisch arbeitende
Funktionsgeber sind denkbar, z. B. Widerstandsnetzwerke, die elektronisch geschaltet werden. Wenn der
Entfernungsrechner digital arbeitet, würden sich auch für die Programmierung die verschiedenen Arten von
digitalen Funktionsgebern anbieten.
Claims (9)
1. Landesystem für lotrecht oder steil landende Luftfahrzeuge mit einem an Bord angeordneten
Landeanflugrechner und funkelektrischen Einrichtungen zur Messung der auf den Landepunkt
und auf die Nordrichtung bezogenen Raumkoordinaten des Luftfahrzeuges, dadurch gekennzeichnet,
daß aus den Raumkoordinaten im Landeanflugrechner (3) fortlaufend die Horizontalentfernung (E) des Luftfahrzeuges zum
Landepunkt sowie der Istwert (v) seiner Übergrundgeschwindigkeit berechnet wird, wobei ein
Funktionsgeber (4) einen von der Horizontalentfernung (E) abhängigen Sollwert der Übergrundgeschwindigkeit
liefert und die zwischen dem SoIl- und dem Istwert der Übergrundgeschwindigkeit
gebildete Differenz entweder auf einem Anzeigegerät (5) dargestellt oder einem Flugregler zugeführt
wird.
2. Landesystem nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch weitere, von der Horizontalentfernung
(E) des Luftfahrzeuges zum Landepunkt gesteuerte Funktionsgeber, die eine Soll-Höhe und/oder
eine Soll-Ablage des Luftfahrzeuges von einer Vertikalebene durch den Landepunkt liefern, wobei
die zwischen den Sollwerten und den zugehörigen, im Landeanflugrechner berechneten Istwerten
gebildeten Differenzen entweder auf dem Anzeigegerät (5) dargestellt oder zur selbsttätigen
Steuerung verwertet werden.
3. Landesystem nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Funktionsgeber einzeln
oder zu Flugprogrammen kombiniert einstellbar ausgebildet und den jeweiligen bei der Landung
vorliegenden Verhältnissen anpaßbar sind.
4. Landesystem nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Programme vom Piloten
oder durch Funkbefehl von der Bodenstation aus einschaltbar sind.
5. Landesystem nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß auf dem Anzeigegerät (5) auch
die ermittelten Istwerte angezeigt werden.
6. Landesystem nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß als Anzeigegerät ein Braunsches
Rohr mit einem in der Mitte des Anzeigefeldes (10) befindlichen Luftfahrzeugsymbol (15)
vorgesehen ist, wobei der von den Differenzwerten gesteuerte Elektronenstrahl den Höhenfehler
durch die Lage eines horizontalen Leuchtstriches (12), den Seitenablagefehler durch die Lage eines
vertikalen Leuchtstriches (11) gegenüber dem Luftfahrzeugsymbol (15) und den Übergrundgeschwindigkeitsfehler
durch ein Kreisbogenstück (13 a) mit veränderbarer Bogenlänge darstellt.
7. Landesystem nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Ist-Übergrundgeschwindigkeit
auf dem Anzeigefeld des Braunschen Rohrs
durch eine vom Elektronenstrahl geschriebene Kreisbogenlänge dargestellt wird, wobei die Stellung
einer auf dem Kreisbogen (13) aufgesetzten Strichmarke (14) der Soll-Übergrundgeschwindigkeit
entspricht.
8. Landesystem nach Anspruch 7, gekennzeichnet durch einen zusätzlichen horizontalen Leucht-
strich (21), dessen Abstand vom Luftfahrzeugsymbol (15) die jeweilige Isthöhe angibt.
9. Landesystem nach Anspruch 8, gekennzeichnet durch einen den Landeplatz symbolisierenden
Kreis (23), der relativ zu einem anderen auf dem Anzeigefeld feststehenden Luftfahrzeugsymbol
(22) eingeblendet wird.
Hierzu 1 Blatt Zeichnungen
809640/1477
Priority Applications (4)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DET23187A DE1284852B (de) | 1962-12-11 | 1962-12-11 | Landesystem fuer lotrecht oder steil landende Luftfahrzeuge |
GB46187/63A GB1057583A (en) | 1962-12-11 | 1963-11-22 | Landing system for aircraft |
FR956749A FR1377073A (fr) | 1962-12-11 | 1963-12-11 | Système d'atterrissage pour avions |
US329667A US3230527A (en) | 1962-12-11 | 1963-12-11 | Landing system |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DET23187A DE1284852B (de) | 1962-12-11 | 1962-12-11 | Landesystem fuer lotrecht oder steil landende Luftfahrzeuge |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE1284852B true DE1284852B (de) | 1968-12-05 |
Family
ID=7550889
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DET23187A Pending DE1284852B (de) | 1962-12-11 | 1962-12-11 | Landesystem fuer lotrecht oder steil landende Luftfahrzeuge |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US3230527A (de) |
DE (1) | DE1284852B (de) |
FR (1) | FR1377073A (de) |
GB (1) | GB1057583A (de) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2250163A1 (de) * | 1972-10-13 | 1974-04-25 | Bodenseewerk Geraetetech | Vorrichtung zur bahnfuehrung von flugzeugen |
Families Citing this family (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3303495A (en) * | 1963-10-25 | 1967-02-07 | David W Kermode | Glide slope indicating system |
US3355733A (en) * | 1964-10-19 | 1967-11-28 | Bell Aerospace Corp | Designated area instrument landing system |
US3409888A (en) * | 1966-08-15 | 1968-11-05 | Lockheed Aircraft Corp | Station keeping and navigation aid system |
US3478310A (en) * | 1966-09-14 | 1969-11-11 | Pan American World Airways Inc | Aircraft command altitude guidance apparatus |
US4050069A (en) * | 1976-09-02 | 1977-09-20 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Transponder based landing system |
US4835692A (en) * | 1986-02-05 | 1989-05-30 | Bridge & Plate Construction Pty. Ltd. | Remote controlled travel apparatus |
US7609204B2 (en) | 2005-08-30 | 2009-10-27 | Honeywell International Inc. | System and method for dynamically estimating output variances for carrier-smoothing filters |
US20080004756A1 (en) * | 2006-06-02 | 2008-01-03 | Innovative Solutions & Support, Inc. | Method and apparatus for display of current aircraft position and operating parameters on a graphically-imaged chart |
US8976340B2 (en) | 2011-04-15 | 2015-03-10 | Advanced Scientific Concepts, Inc. | Ladar sensor for landing, docking and approach |
US9529010B2 (en) * | 2013-06-17 | 2016-12-27 | Honeywell International Inc. | Flight deck display systems and methods for visually indicating low speed change conditions during takeoff and landing |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB776963A (en) * | 1954-08-11 | 1957-06-12 | Snecma | Control device for vertical landing |
GB802991A (en) * | 1955-09-01 | 1958-10-15 | Snecma | Improvements in or relating to devices for controlling the vertical landing of aircraft |
US3031662A (en) * | 1956-07-02 | 1962-04-24 | North American Aviation Inc | Automatic landing system |
-
1962
- 1962-12-11 DE DET23187A patent/DE1284852B/de active Pending
-
1963
- 1963-11-22 GB GB46187/63A patent/GB1057583A/en not_active Expired
- 1963-12-11 FR FR956749A patent/FR1377073A/fr not_active Expired
- 1963-12-11 US US329667A patent/US3230527A/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB776963A (en) * | 1954-08-11 | 1957-06-12 | Snecma | Control device for vertical landing |
GB802991A (en) * | 1955-09-01 | 1958-10-15 | Snecma | Improvements in or relating to devices for controlling the vertical landing of aircraft |
US3031662A (en) * | 1956-07-02 | 1962-04-24 | North American Aviation Inc | Automatic landing system |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2250163A1 (de) * | 1972-10-13 | 1974-04-25 | Bodenseewerk Geraetetech | Vorrichtung zur bahnfuehrung von flugzeugen |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
GB1057583A (en) | 1967-02-01 |
US3230527A (en) | 1966-01-18 |
FR1377073A (fr) | 1964-10-31 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE2838064C2 (de) | Sichtflug-Führungsinstrument | |
DE102005038017B3 (de) | Verfahren zur Flugführung mehrerer im Verband fliegender Flugzeuge | |
DE2633202C2 (de) | ||
DE2715262A1 (de) | Flugzeug-instrument | |
DE1284852B (de) | Landesystem fuer lotrecht oder steil landende Luftfahrzeuge | |
EP0894243B1 (de) | Verfahren und einrichtung zur darstellung von flugführungsinformation | |
DE2813189C2 (de) | Verfahren zur präzisen Flugführung und Navigation | |
DE2624096C2 (de) | Flächennavigationssystem für Luftfahrzeuge | |
DE3442598A1 (de) | Leitsystem | |
DE1456121C3 (de) | Flugsituationsdarstellungsgerät in einer Flugzeug- oder Fliegerschulungskabine | |
DE10140676B4 (de) | Bahnführungs-Systeme für einen Fall- oder Gleitschirm und Flugbahn-Planungseinrichtungen zur Planung des Einsatzes zumindest eines Fall- oder Gleitschirms sowie Verfahren zur Durchführung der Bahnführung und der Planung | |
DE202012105058U1 (de) | Navigationsvorrichtung für Flugzeuge | |
DE2348530C3 (de) | Vorrichtung zur automatischen Flugbahnführung | |
DE2010472C3 (de) | Funklandesystem mit entfernungsabhängigem Gleitwegneigungswinkel bzw. Landekurs winkel | |
DE1531552C3 (de) | Steuersystem für Hubschrauber und Vertikalstartflugzeuge | |
DE1916758A1 (de) | Sichtgeraet fuer Flugzeuglandehilfe | |
DE1506111A1 (de) | Geraet zur Anzeige von Landeinformationen fuer VTOL Flugzeuge | |
DE1781098A1 (de) | Flugregelkreis | |
DE10218725B4 (de) | Navigationsanzeige für ein bemanntes Fluggerät | |
DE102021132160B4 (de) | Verfahren zur Landung eines senkrechts startenden und landenden Fluggeräts, Fluggerät und Landesystem | |
DE3546116A1 (de) | Verfahren zur darstellung von soll- und istdaten des flugzustandes vor und waehrend der landung fuer einen piloten | |
DE2250163C3 (de) | Vorrichtung zur Bahnführung von Flugzeugen | |
DE2000114C3 (de) | Vorrichtung zum Steuern des Gleitwinkels beim Sinkflug, Abfangen und Aufsetzen eines Flugzeugs | |
DE2155236C3 (de) | Landehilfssystem für senkrecht landende Luftfahrzeuge | |
DE939727C (de) | Navigationseinrichtung fuer Flugzeuge |