DE1290439B

DE1290439B - Bordrecheneinrichtung

Info

Publication number: DE1290439B
Application number: DEC27986A
Authority: DE
Inventors: Tatz Abraham
Original assignee: Cutler Hammer Inc
Current assignee: Cutler Hammer Inc
Priority date: 1961-09-22
Filing date: 1962-09-14
Publication date: 1969-03-06
Also published as: GB1019733A; US3189904A

Description

Beziehung zwischen den beiden Höhenwinkelsignalen _w Wendung eines festen Endwinkels vor dem Aufsetzen errechnet wird, und mit einer Rechenschaltung, die auf den Boden bzw. die Rollbahn Abweichungen die in dem Ubergangspunkt beginnende Soll-Abfangbahn vorausbestimmt, wobei ein die Abweichung
der Ist-Abfangbahn von der Soll-Abfangbahn angebendes Differenzsignal erzeugt und an eine Anzeige- 15
oder Steuereinrichtung angelegt wird.

Diese Einrichtung entspricht einem ersten, nicht
vorveröffentlichten älteren Vorschlag des Erfinders.
Gemäß diesem älteren Vorschlag kann der Umschaltpunkt zwischen Gleit- und Abfangbahn und eine 20 winkel kann jedoch für jedes Luftfahrzeug so gewählt geeignete Soll-Abfangbahn bordseitig dadurch be- werden, daß die Sinkgeschwindigkeit beim Aufrechnet werden, daß die durch zwei in gegenseitigem
Abstand voneinander angeordnete Sendestellen gelieferten Winkelinformationen in horizontale und
vertikale Abstandskomponenten umgewandelt werden 25
und diese Abstände für die Berechnung des Umschaltpunktes-und der Abfangbahn verwendet werden.
Ein mit der vorgeschlagenen Einrichtung ausgerüstetes
Luftfahrzeug kann seine Winkel in bezug auf die

beiden Sendestellen bestimmen, wobei gegebenenfalls 30 sucht demgegenüber die Aufgabe zu lösen, eine der der vorderen Sendestelle zugeordnete Richtstrahl Bordrecheneinrichtung anzugeben, die den von der unter einem frei wählbaren, festen Winkel abgestrahlt hinteren Sendestelle ausgehenden Winkel und seine werden kann. Änderungsgeschwindigkeit in einfacher und unmittel-

AIs Gleitbahn wird üblicherweise eine geradlinige barer Weise für die Definition der Soll-Abfangbahn Bahn verwendet, die zur Horizontalebene unter 35 verwendet, so daß auch der Aufbau der Recheneinem Winkel liegen sollte, der durch die Eigenschaften einrichtung vereinfacht wird und eine Anpassung an des Luftfahrzeugs bestimmt wird. Wird das Strahlen- die in der Praxis auftretenden Erfordernisse auf bündel der vorderen Sendestelle in einer Vertikalebene besonders einfache Weise möglich ist. hin- und hergeschwenkt, so kann der Winkel der Diese Aufgabe wird bei der Bordrecheneinrichtung

Gleitbahn beliebig gewählt werden, während bei 40 der eingangs beschriebenen Art erfindungsgemäß stationärer Abstrahlung des vorderen Strahlenbündels gelöst durch eine Rechenvorrichtung, die zum Bestimmen einer von dem Ubergangspunkt in eine Bahn mit im wesentlichen konstantem Endwinkel überführte Soll-Abfangbahn aus Winkel- und Winkel-45 änderungsgeschwindigkeitsbeziehungen eingerichtet ist, wobei der Endwinkel, der zur hinteren Sende-

vom vorgesehenen Aufsetzpunkt infolge der in der Praxis unvermeidlichen äußeren und inneren Einflüsse wesentlich verringert werden können.

Wird der Endwinkel festgelegt, so ergibt sich bei gegenüber einem Sollwert erhöhter Florizontalgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs auch eine entsprechend höhere Abstiegsgeschwindigkeit, die mit einem etwas härteren Aufsetzen verbunden ist. Der Endsetzen einen vorbestimmten Grenzwert in einem relativ weiten Bereich von möglichen Landegeschwindigkeiten nicht übersteigt.

Der relativ feste Aufsetzpunkt sichert, daß eine ausreichende Landebahnlänge bis zum Stillstand des Luftfahrzeugs stets zur Verfügung steht.

Die Erfindung geht von dem ersten, eingangs bezeichneten älteren Vorschlag des Erfinders aus und

der Winkel durch die Bodeneinrichtung bestimmt ist. Ein geeigneter Umschaltpunkt ist in einem weiteren, nicht vorveröffentlichten älteren Vorschlag des Erfinders genau definiert.

Während des Abfangens wird die Abstiegsgeschwindigkeit allmählich verringert, so daß das Luftfahrzeug verhältnismäßig sanft auf den Boden bzw. die Landebahn aufsetzt.

Das von der vorderen Sendestelle ausgehende Strahlenbündel wird sowohl bei den älteren Vorschlägen des Erfinders wie auch bei der vorliegenden Erfindung in Luftfahrzeugen dazu verwendet, um die

stelle führt, größer als Null ist und vor der Aufsetzstelle von dem zu führenden Luftfahrzeug erreicht wird.

In der Zeichnung sind Ausführungsbeispiele der Bodenrecheneinrichtung dargestellt, es zeigen

Fig. 1 und 2 durch die Bordrecheneinrichtung berechnete Soll-Abfangbahnen,

F i g. 3 eine Ausführungsform der Bordrechen-

Gleitbahn zu bestimmen. Das von der hinteren

Sendestelle abgestrahlte Strahlenbündel dient zur 55 einrichtung,

Bestimmung der Abfangbahn. Der Umschalt- oder F i g. 4 eine Abwandlung der Bordrechenein-

Ubergangspunkt zwischen beiden Bereichen der richtung gemäß F i g. 3, bei der sich ein Fehler-

Landeanflugbahn wird aus beiden Strahlen bestimmt. signal als Funktion des Winkelfehlers ergibt,

Bekannte Landesysteme sind dagegen grundsätzlich F i g. 5 eine weitere Ausführungsform der Bord-

anders aufgebaut. Sie weisen ein durch einen Höhen- 6° recheneinrichtung.

messer betätigtes Umschaltgerät und einen Rechner Zunächst wird auf F i g. 1 Bezug genommen. Am

auf, welcher die Abfangbahn aus durch zwei ver- Anfang einer Landebahn bzw. Rollbahn 10, und

schiedene Meßgeräte ermittelte Höhen- und Höhen- zwar an der vorderen Sendestelle 1, ist eine Anten·*·:

änderungssignalen bestimmt. Die durch die Lage- vorgesehen, die ein Richtstrahlenbündel aussendet,

angaben des Luftfahrzeugs berechneten Soll-Abfang- 65 dessen Mittellinie bei 11 dargestellt ist. Der Ursprung

bahnen nähern sich bei bekannten Systemen exponen- dieses Richtstrahlbündels ist mit 12 bezeichnet. Ein-

tiell der Aufsetzstelle und haben kontinuierlich ab- Stück weiter nach hinten auf der Landebahn liegt

nehmende Steigungen. Derartige Soll-Abfangbahnen eine Sendestelle 2, an der ebenfalls eine Antenne

vorgesehen ist, die ein anderes Richtstnihlenbiindel aussendet, dessen Mittellinie mit 13 bezeichnet ist. Der Ursprung dieses Strahlenbündels ist mit 14 bezeichnet. Diese Antennen haben eine Bauhöhe von etwa 1,50 m.

Die horizontalen und senkrechten Abstände weiden entlang rechtwinkliger Koordinaten \ und h gemessen, wobei der Nullpunkt des Koordinatensystems an der Sendestelle 2 ist.

Der Höhenwinkel des von der vorderen Sendestelle I ausgehenden Strahlenbündels ist mit α bezeichnet. Wenn die vordere Sendestelle ein hin- und herbewegtes Richtstrahlenbündel aussendet, wie dies gemäß einer bevorzugten Ausführungsform der Fall ist, so ändert sich der Höhenwinkel a, wie dies durch den gestrichelten Doppelpfeil 15 angedeutet ist.

Gegebenenfalls kann der Höhenwinkel α auch wie bei üblichen ILS-Systemen fest sein. Das von der hinteren Sendestelle 2 abgestrahlte Richtstrahlenbündel ist ein Abtaststrahlenbündel, das in Funktion des Höhenwinkels b kodiert ist. Damit kann mit Hilfe eines geeigneten Entkodierungsgerätes im Luftfahrzeug der Winkel des Luftfahrzeuges in bezug auf die Sendestelle 2 ständig während des Landemanövers bestimmt werden.

Zu Beginn des Landemanövers fliegt ein Luftfahrzeug entlang einer Gleitbahn 18, die in bezug auf die Sendestelle 1 unter einem im wesentlichen konstanten Winkel liegt. Die Umschaltung vom Gleiten zum Abfangen geschieht bei Punkt 19. Wenn das Luftfahrzeug über Punkt 19 hinausfliegt, nimmt die Steigung der Bahn 17 (Abfangbahn) allmählich ab, und zwar bis kurz bevor das Luftfahrzeug bei 21 auf der Rollbahn aufsetzt. Der Punkt 21 liegt etwas oberhalb der Rollbahn 10, da die Luftfahrzeugantenne oberhalb der Landeräder liegt.

Be> '<:n üblichen Luftfahrzeugen bestimmt die sogenaunte Bahnneigung in der Hauptsache die Grund- und Sinkgeschwindigkeiten des Luftfahrzeuges bei einer bestimmten Drosselstellung. Für ein bestimmtes Luftfahrzeug ist damit die Bahneignung der Hauptfaktor, der die Bahn des Luftfahrzeuges für eine bestimmte Drosselstellung bestimmt. Im allgemeinen wird die Landegeschwindigkeit eines bestimmten Luftfahrzeuges innerhalb ziemlieh enger Grenzen gehalten und ist während des Abfangmanövers im wesentlichen konstant. Da jedoch die Geschwindigkeit sich ändern kann oder da diese nicht genau bekannt sein kann, ist es erwünscht, eine Abfangbahn zu entwickeln, bei der das Luftfahrzeug unabhängig von diesen Änderungen in der Nähe eines vorgegebenen Punktes auf den Boden aufsetzt. Außerdem können während des Abfangens plötzliche Windstöße sowohl die Geschwindigkeit als auch die Höhe beeinflussen.

LIm nun das Luftfahrzeug an einem bestimmten Punkt der Landebahn oder in der Nähe dieses Punktes auf der Landebahn aufzusetzen, und zwar unabhängig von derartigen Faktoren, wird ein fester Endwinkel aufgestellt, wie dieser durch die Gerade 22 angedeutet ist. Dieser Endwinkel kann in bezug auf die Luftfahrzeugeigenschaften so ausgewählt werden, d-'i die Sinkgeschwindigkeit beim Aufsetzen eine vui geschriebene Größe nicht übersteigt.

Für einen bestimmten Endwinkel, ein bestimmtes Luftfahrzeug und eine bestimmte Antennenhöhe oberhalb der Räder ist der tatsächliche Aufsetzpunkt im wesentlichen der gleiche ohne Rücksicht auf die Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges, sofern die Abfangbahn im wesentlichen den durch die Linie 22 dargestellten Endwinkel vor der tatsächlichen Bodenberührung erreicht.

Im folgenden soll nun entwickelt werden, wie eine geeignete Abfangbahn vorgeschrieben werden kann. Wenn der Flugzeugführer den Landeanflug steuert, wird ein den Abweichungen von einer vorgeschriebenen Bahn proportionales Fehlersignal üblicherweise an

ίο einem Anzeigegerät angezeigt, um so eine »Flieg aufwärts«- oder »Flieg abwärts«-Information zu geben, wobei im allgemeinen als Eingangsgröße für das Anzeigegerät ein Fehlersignal als Funktion des Winkelfehlers genügt. Es kann jedoch auch ein Bahnnei-

is gungsänderungssignal in automatischen Pilotsystemen verwendet werden, um die Bahnneigung wie erforderlich zu ändern. In einem derartigen System kann das Neigungsänderungssignal als h/—x ausgedrückt werden. Die Variablen /i und λ sind in F i g. 1 dargestellt.

In diesem Ausdruck und in den nachfolgenden Gleichungen bedeutet ein einzelner Punkt oberhalb einer Variablen die erste Ableitung nach der Zeit und ein Doppelpunkt die zweite Ableitung nach der Zeit. Damit bedeutet h die vertikale Beschleunigung und χ die horizontale Geschwindigkeit.

Das negative Vorzeichen im obigen Ausdruck für die Änderung der Bahnneigung entspricht einem Abwärtsfliegen und ein positives Änderungssignal einem Steigen. Es wird darauf hingewiesen, daß bei der Wahl der Koordinaten nach F i g. 1 die Bewegung des Luftfahrzeuges in der negativen x-Richtung erfolgt.

_β In den NeigungsänderungssignalenistdieGeschwindigkeit von Distanzänderungeri enthalten. In der in F i g. 3 dargestellten Ausführungsform ist ein mit dem Geschwindigkeitssignal beaufschlagter Ausgang vorgesehen, der in derselben Weise bei einem automatischen Pilotsystem verwendet werden kann, bei der jedoch an Stelle von Vertikalbeschleunigungs- und Horizontalgeschwindigkeitsbeziehungen Winkel- und Winkelgeschwindigkeitsänderungsbeziehungen verwendet werden. Bei dieser Ausführungsform wird ferner ein fester Endwinkel verwendet. Bevor F i g. 3 im einzelnen beschrieben wird, sollen zunächst die theoretischen Grundlagen behandelt werden:

Die Entfernung des Luftfahrzeuges von der Sendestelle 2 kann unter Verwendung des Winkels h ausgedrückt werden zu

^so /i=ft.v. (1)

In dieser Gleichung wäre streng tgb einzusetzen gewesen, aber für kleine Winkel, wie sie üblicherweise beim Abfangenvorgang auftreten, ist die Änderung des Tangens im wesentlichen dieselbe wie die Änderung des Winkels selbst.

Die erste zeitliche Ableitung von Gleichung (1) ist

h = bx + χb .
Eine zweite Differentiation ergibt

/1' = 2xb + χH (Näherungsgleichung). (3)

In Gleichung (3) ist die zweite Ableitung ν vernachlässigt, da die Geschwindigkeit über Grund etwa konstant ist. Dann wird die Neigungsänderung

Neigungsänderung = H/—χ = —2b'—[x/x)fi. (4)

Die Größe .γ — .Ϋ entspricht der Distanz geteilt durch die Horizontalgeschwindigkeit, wobei das negative Zeichen für .v bedeutet, daß die Geschwindigkeit in Richtung auf den Ursprung (Sendestelle 2) gerichtet ist. Das Symbol τ wird im folgenden für die Zeit bis zum Aufsetzen benutzt werden. Da χι-χ dieser Zeit entspricht, kann Gleichung (4) wie folgt ausgedrückt werden:

Neigungsänderung = — 2 b + rh. (5)

Die Abfangbahn kann im wesentlichen durch die folgende Potenzreihe, deren höhere Potenzen vernachlässigt sind, ausgedrückt werden:

die Neigungsänderung allgemein ausgedrückt werden zu:

Neigungsänderung — c\ "■' b\.

(14)

/' = ;>„ + Pi τ + p₂ τ² + p₃

(6)

Unter Verwendung von r_mux für den Zeilpunkt der Umschaltung und von f für die nach der Umschaltung verstrichene Zeit ist

Bei genauer Steuerung des Luftfahrzeuges durch das automatische Pilotsystem geht die Neigungsänderung, wie sie durch Gleichung (14) beschrieben

ίο ist, gegen Null. Deshalb kann die durch Gleichselzung(14) mit Null erhaltene Abfangbahn als vorgeschriebene Abfangbahn angesehen werden, obgleich das Luftfahrzeug je nach der Wirksamkeit der Steuerung hiervon mehr oder weniger abweichen wird.

is F-s ergibt sich dann

(b_n> - b)

(15)

— /

Mit Gleichung (7) wird:

ab

(7)

(S)

Wenn Gleichung (6) nach τ differenziert wird, ergibt sich unter Verwendung von Gleichung (8):

+ 2p,T + 3/J₃T².

— b —

(9)

Gleichung (9) nach τ differenziert und mit τ = — 1 nach Gleichung (8) wird

K =

ab

dr

df

di

= 2 p₂ + 6 ρ, τ .

(10) Daraus folgt, daß das Verhältnis der Winkeldifferenz zu der Geschwindigkeit der Winkeländerung bis zum Aufsetzen mit der Zeit abnimmt.

Der Zeitpunkt der Umschaltung r_max kann aus den Abstrahlwinkeln α und b der vorderen und hinteren Sendestellen berechnet werden.

Wie sich aus der Diskussion der F i g. 1 ergibt, bewegt sich das Luftfahrzeug vor der Umschaltung unter einem konstanten Winkel in bezug auf die vordere Sendestelle. Ersetzt man den Tangens eines Winkels durch den Winkel selbst, so steht an einem beliebigen Punkt entlang der Gleitbahn die Höhe des Luftfahrzeuges durch folgende Gleichung mit den Winkeln der vorderen und hinteren Sendestellen in Beziehung:

■^ /1 = b χ = α (χ — D), (16)

Wie oben bereits besprochen, hat der Endteil der gewünschten Abfangbann einen konstanten kleinen Winkel, der mit b_TI, bezeichnet sei. Dann sind für T = O die Endbedingungen b = b_TI) und b = 0. Unter Verwendung dieser Endbedingungen ergibt sich aus Gleichung (6), daß xp_o = b_Td ist. Aus Gleichung (9) folgt p, = 0.

Durch simultane Auflösung der Gleichung (6) und (9) ergeben sich für die anderen Konstanten folgende Gleichungen:

wobei D der Abstand zwischen den beiden Sendestellen ist.

Durch Differenzierung der Gleichung (16) nach der Zeit und wenn beachtet wird, daß « vor dem Umschaltpunkt Null ist, ergibt sich

Unter der Annahme einer konstanten horizontalen Geschwindigkeit vom Umschaltpunkt bis zur Bodenberührung ergibt sich an dem Umschaltpunkt:

3 (/' - b_TU) + b τ P₂ = - -■--,

-τ J

(H)

(12) so am Umschaltpunkt.
Hieraus folgt, daß

-.Y

a-b -b

(18)

am Umschaltpunkt eine

Einsetzen dieser Konstanten in den Gleichungen (9) und (10) und anschließendes Einsetzen der letzteren Gleichungen in Gleichung (5) ergibt:

Neigungsänderung = 6

(13)

In der Praxis werden die Charakteristiken eines Luftfahrzeuges die Antwort des Luftfahrzeuges auf ein Neigungsänderungssignal zur Änderung seiner Sinkgeschwindigkeit beeinflussen. Infolgedessen kann <\s für ein bestimmtes Luftfahrzeug in Gleichung (13) eine andere Konstante als »6« fur einen optimalen Betrieb zweckmäßig sein. Dementsprechend kann Konstante ist. Der Umschaltpunkt kann durch Bestimmung desjenigen Zeitpunktes ermitteil werden, bei dem das Verhältnis des Unterschiedes zwischen den Winkeln der vorderen und rückwärtigen Sendestellen zu der Geschwindigkeitsänderung des Winkels von der rückwärtigen Sendestelle gleich einer vorbestimmten Konstante ist. Wenn nun die Umschaltung auf diese Weise bestimmt ist, können die Abweichungen von der erwünschten Abfangbahn gemäß der Gleichung (14) berechnet werden.

Bei der Entwicklung der Gleichung (18) wurde eine konstante Horizontalgeschwindigkeit vom Umschaltpunkt bis zum Aufsetzen angenommen. Die Horizontalgeschwindigkeit muß jedoch während des Abfangvorgangs nicht notwendigerweise konstant bleiben, um ein Aufsetzen bei einem bestimmten Punkt zu erreichen, vorausgesetzt, daß das Luftfahrzeug den

Endwinkel erheblich vor dem tatsächlichen Bodenaufselzen erreicht. Da der Endwinkel in bezug auf die rückwärtige Sendestelle festgelegt ist, wird der tatsächliche Aufselzpunkt durch den ausgewählten Endwinkel, die wirksame Höhe der Antenne der hinteren Sendestelle und die wirksame Höhe der Luftfahrzeugantenne oberhalb der Räder bestimmt, wenn das Luftfahrzeug der vorgeschriebenen Bahn genau folgt.

Es sei ferner darauf hingewiesen, daß der End- ίο winkel b_vlt ein Parameter des Luftfahrzeugrechners selbst ist und nicht von der Bodenausrüstung abhängt, da der von der hinteren Sendestelle 2 ausgehende Strahl ständig hin und her bewegt wird. Damit kann der End winkel für ein bestimmtes Luftfahrzeug gemäß dessen eigenen Eigenschaften und Merkmalen ausgewählt werden.

In Ei g. 3 ist eine Bordrecheneinrichtung zur Auswertung der Gleichungen (18) und (14) dargestellt. An Bord eines Luftfahrzeuges sind Empfänger und ein Winkelentschlüsselungsgerät 31 vorgesehen, das Ausgangssignale α und b entsprechend den jeweils vorhandenen Winkeln der beiden Sendestellen liefert. Wenn der von der vorderen Sendestelle kommende Strahl stationär und nicht hin und her bewegt ist, wie dies in dem zur Zeit üblichen ILS-System der Fall ist, so kann ein die Größe α darstellendes Signal als eine Konstante eingeführt werden, wobei angenommen wird, daß das Luftfahrzeug entlang einer festgelegten Gleitbahn mit ausreichender Genauigkeit fliegt. Das den Winkel b darstellende Signal ist jedoch eine vorzugsweise unmittelbar proportionale Funktion des Höhenwinkels von der rückwärtigen Sendestelle aus, da sich dieser Winkel während des Landeanfluges ändert.

Das den Winkel α darstellende Signal wird einem Addiergerät 32 mit umgekehrtem Vorzeichen zugeführt, stellende Signal wird über einen Inverter 33 dem AdH^; *erät 32 mit umgekehrten Vorzeichen zugeführt. Das rtddiergerät 32 und auch die anderen verwendeten Addiergeräte sind dabei so ausgeführt, daß die Polarität der zugeführten Signale umgekehrt wird. Damit entspricht der Ausgang der Leitung 34 dem Wert (h-a).

Das den Winkel b darstellende Signal wird auch über die Leitung 35 einem Servosystem zugeführt, das einen Servoverstärker 36, einen Motor 37 und ein Potentiometer 38 aufweist. Das Potentiometer 38 liegt an einer konstanten mit + V bezeichneten Spannung, und die Spannung am Schieber 38' wird an den Eingang des Servoverstärkers 36 zurückgeführt. Das Ausgangssignal des Servoverstärkers steuert den Motor 37, und die Welle 37' ist mechanisch mit dem Schieber 38' zur Betätigung desselben verbunden. Infolge der Rückkopplung wird die Stellung des Schiebers 38' so eingestellt, daß die Spannung dort auf einem Wert gehalten wird, der gleich der Eingangsspannung der Leitung 35 ist, und damit entspricht seine Stellung dem Wert von b. Ein derartiges Servosystem ist an sich bekannt, und seine fio Wirkungsweise wird daher nicht näher beschrieben.

Die Welle 37' ist mechanisch mit einem Tachometergenerator 41 gekuppelt, der ein Gleichstromausgangssignal proportional der Drehgeschwindigkeit der Welle 37' erzeugt. Damit ist das Ausgangssignal des Tachometergenerators 41 gleich der Größe von b.

Der Generatorausgang wird einem Verstärker 42 zugeleitet, der den Eingang b mit r_max multipliziert, wobei beispielsweise die Verstärkung so ausgewählt ist, daß sich ein Ausgangssignal in der Leitung 43 ergibt, das proportional br_max ist. r_max kann als eine Invariable eingesetzt werden, oder die Anordnung kann auch so getroffen sein, daß der Pilot den Wert entsprechend den vorhandenen Bedingungen auswählen kann.

Die Größen (b — a) und b r_max werden einem Vergleicher 44 zugeführt, der an die Leitung 45 ein Signal gibt, wenn seine beiden Eingangssignale gleich sind. Die Gleichung (18) kann nun wie folgt geschrieben werden:

= b-a.

(19)

Es ergibt sich hieraus, daß die beiden Seiten der Gleichung den beiden Eingangssignalen des Vergleichers 44 entsprechen, so daß das Ausgangssignal auf der Leitung 45 der Lösung dieser Gleichung entspricht.

Dieses Ausgangssignal wird einem eine lineare Zeitbasis erzeugenden Generator 46 zugeführt, um eine Zeitbeziehung einzuführen. Damit wird das Ausgangssignal des Generators 46 proportional zu t, wobei t die nach der Umschaltung verstrichene Zeit darstellt. Dies wird nun dem Addiergerät 47 zusammen mit dem ausgewählten Wert von r_max zugeführt, wobei der letztere Wert als negative Größe eingesetzt wird. Auf Grund einer Polaritätsumkehrung im Addiergerät 47 entspricht dessen Ausgangssignal dem Wert τ gemäß Gleichung (7). Dieses Ausgangssignal wird nun dem Potentiometer 48 zugeführt.

Potentiometer 48 ist Teil eines Servosystems, das einen Verstärker 49 und einen Motor 51 aufweist und ähnlich wie das vorerwähnte Servosystem aufgebaut ist. Ferner wird einem Addiergerät 52 der Wert — b vom Inverter 33 und ferner auch noch der Wert b_TD zugeführt. Der letztere Wert kann für ein bestimmtes Luftfahrzeug festgelegt sein oder kann eine von den Betriebsbedingungen abhängige wählbare Größe haben. Das Ausgangssignal des Addiergerätes 52 ist damit b — b_TD und wird nun dem Verstärker 49 zugeführt.

Durch die Servowirkung wird die Stellung des Schiebers 48' ständig so eingestellt, daß b — b_ri) gleich k ■ τ ist, wobei k den Widerstandswert des Potentiometerwiderstandes zwischen dem Schieber 48' und Masse darstellt. Die Welle des Motors 51 ist mechanisch zum Antrieb eines Schiebers 53' des Potentiometers 53 gekuppelt, das eine feste Gleichspannung + V erhält. Damit ist die Spannung des

Schiebers 53' proportional zu - , wie dies

angedeutet ist.

Die letztere Spannung wird einem Addiergerät 54 zusammen mit b von dem Tachometergenerator 41 zugeführt. Das Ausgangssignal des Addiergerätes 54 entspricht daher der Gleichung (14), wobei die Inversion der einzelnen Eingangssignale im Addiergerät in Betracht gezogen werden muß. Dieses Ausgangssignal stellt das Signal der Neigungsänderung dar und wird einem Anzeigegerät oder einer Steuereinheit 56 über den Schalter 57 zugeführt. Der letztere wird durch ein vom Vergleicher 44 kommendes Umschaltauslösesignal so gesteuert, daß die Steuereinheit 56 das die Neigungsänderung darstellende Signal erhält, sobald die Umschaltung stattfindet, also die Abfangbahn beginnt.

909 538'37

ίο

signal ft, das das Ausgangssignal des Tachometergenerators 41 der F i g.:, j sein kann. Damit ist die Spannung am Schieber 65' proportional mit rb. Dieses Ausgangssignai wird dem Addiergerät 66

Die Steuereinheit 56 kann ein Fehleranzeigegerät Potentiometer 64 liegt eine Gleichspannung, die mit üblicher Art sein, das anzeigt, ob der Pilot nunmehr + V bezeichnet ist. Wie oben erklärt, entspricht die aufwärts oder abwärts fliegen soll, um der Sollbahn Lage des Schiebers 64' der Größe r. zu folgen. Inder in Gleichung(14) dargestellten Form Der Motor 63 treibt auch den Schieber 65' des

entspricht ein insgesamt negativer Wert einem Ab- 5 Potentiometers 65 an. Am letzteren liegt ein Eingangswärtsfliegen und ein positiver Wert einem Aufwärtsfiiegen. Ferner kann die Steuereinheit 56 auch ein
automatisches Pilotensystem sein, und das die Neigungsänderung angebende Signal kann verwendet
werden, um die Steigungseigenschaft des Luftfahr- 10 zusammen mit den Größen b und —b_ri) zugeführt, zeuges so zu ändern, daß es der berechneten Soll- Unter Berücksichtigung der Umkehrung der Polarität Abfangbahn folgt. im Addiergerät 66 ist das Ausgangssignal (ί>_ΪΗ—ft) —r b.

Die in F i g. 3 dargestellten Generator- und Addier- Dieses Ausgangssignal wird über den Schalter 57 gerate haben im allgemeinen Proportionalitätskon- dem Fehleranzeigegerät 67 zugeführt, wenn die Umstanten zwischen ihren Eingängen und Ausgängen. 15 schaltung stattfindet.

Diese können so gewählt werden, daß sich die Ge- Aus Gleichung (15) ergibt sich, daß dieses Fehlersamtkonstante C Tür Gleichung (14) als vorbestimmte signal die Winkelabweichung von der Soll-Abfang-Größe ergibt. bahn darstellt. Bei der Erzeugung dieses Fehlersignals

Es sei darauf hingewiesen, daß die Funktion des wird τ als Multiplikator und nicht als Divisor ver-Servosystems und der Potentiometer 48 und 53 eine 20 wendet, und infolgedessen kann dieser Wert bis auf 0 Division durch r darstellt, wie dies durch die Glei- gehen. Die Konstante, die für — τ_ιηαχ und für chung(14) gefordert wird. Da τ beim Aufsetzen zu
Null geht, so sollte die berechnete Größe auf Unendlich gehen, wenn der Nenner Endlich ist, wodurch
eine Berechnung unmöglich wird. Wie dies bei Be- 25
rechnungen dieser Art üblich ist, kann dieser Zustand
dadurch vermieden werden, daß eine kleine, jedoch
endliche Grenze für die Annäherung von τ an Null
gesetzt wird. In dem Ausführungsbeispiel nach F i g. 3

kann dies dadurch erzielt werden, daß das maximale 30 einzelnen beschrieben wird, sollen einige theoretische Ausgangssignal des mit Zeitbasis arbeitenden Gene- Hinweise gegeben werden, rators 46 begrenzt wird.

Von den hier entwickelten Gleichungen können in der Praxis bestimmte Abweichungen vorgenommen werden, um so eine Anpassung an die Erfordernisse .15 bei bestimmten Anwendungen zu erzielen. Während der Endphase des Landemanövers wird die Nase des Luftfahrzeuges im allgemeinen nach oben gebracht, wodurch die Horizontalgeschwindigkeit etwas

abnimmt. Wenn nun der Wert von τ unter der Voraus- 40 weichungen von der vorbeschriebenen Bahn eine setzung einer konstanten Horizontalgeschwindigkeit beträchtliche Verschiebung der Aufsetzstelle hervorausgewählt ist, so erreicht τ den Wert 0 oder seinen rufen.

endlichen begrenzten Wert vor dem tatsächlichen Um nun einen festen Endwinkel zum Aufsetzen

Aufsetzen. Dies bedeutet, daß der Endwinkel vor dem zu entwickeln und einen allmählichen übergang zum Aufsetzen erreicht wird, was im allgemeinen erwünscht 45 Endwinkel zu erhalten, kann Gleichung (20) wie ist. Wenn ferner der Größe τ eine untere Grenze folgt abgewandelt werden: zugeordnet wird, so kann der tatsächliche Endwinkel
von dem für die Durchführung der Berechnung verwendeten etwas verschieden sein. Diese Faktoren
können damit so eingestellt werden, daß sie den 50
Eigenschaften des Luftfahrzeuges und außerdem den
allgemeinen Landebedingungen des Luftfahrzeuges
angepaßt sind.

Obgleich das in der Ausführungsform gemäß F i g. 3 erzeugte, die Bahnneigungsänderung dar- 55 stellende Signal als ein Fehlersignal für ein Pilotend d k dh

bei der Bestimmung der Umschaltung ausgewählt ist, kann nun entsprechend den Eigenschaften des Luftfahrzeuges bei der Landung eingestellt werden. F i g. 5 zeigt ein weiteres Ausführungsbeispiel, mit dem eine geeignete Abfangbahn vom Umschaltpunkt bis zum Endwinkel hergestellt werden kann. Im Vergleich zu F i g. 3 ergibt sich hier eine etwas größere Freiheit in der Auswahl der Bahn. Bevor F i g. 5 im

Eine einfache Form einer Abfangbahn kann wie folgt ausgedrückt werden:

k_lb'=O.

(20)

Diese Gleichung stellt eine exponentiell Bahn von dem Umschaltpunkt bis zur Aufsetzstelle dar. Infolge der exponentiellen Form können kleine Ab-

(fo — b_TD) + k₂ b = O . (21)

Lösungen dieser Gleichung für Winkel und Winkeländerungsgeschwindigkeit in bezug auf die seit dem Umschalten verstrichene Zeit haben folgende Form, wobei b₀ und b'_o den Winkel und die Winkeländerungsgeschwindigkeit am Umschaltpunkt darstellen.

l.t,

anzeigerät verwendet werden kann, so genügt doch im allgemeinen ein Fehlersignal, das auf einem Winkelfehler aufgebaut ist. F i g. 4 zeigt eine Abwandlung der Bauelemente der F i g. 3 rechts der gestrichelten Linie 60.

In F i g. 4 bestimmt ein Vergleicher 44 die Umschaltung in der gleichen Weise wie in Fig. 3. Die Größe τ wird in der gleichen Weise am Ausgang des

l d

— b₀- c

(22)

(23)

Aus diesen Gleichungen ergibt sich, daß sich die Abfangbahn exponentiell dem Endwinkel b_ri) nähert und die Änderungsgeschwindigkeit des Winkels von der hinteren Sendestelle exponentiell zu Null wird.

Addiergerätes 47 entwickelt. Bei dieser Ausführungs- ⁶5 Die Zeitkonstante k₂ kann so ausgewählt werden, form wird jedoch τ über die Leitung 61 einem Servo- daß sich die Abfangbahn vor der Bodenberührung Verstärker 62 und einem Motor 63 zugeführt, der den Endbedingungen beliebig genau nähert, und zwar den Schieber 64' des Potentiometers 64 antreibt. Am entsprechend einem allmählichen Abfangen, wie dies

für das Luftfahrzeug geeignet ist. Aus Gleiehung(21! ergibt sieh

= Kl .

(24)

Damit ist die vorbeschriebene Abfangbahn eine Bahn, bei der das Verhälti. ■; des Winkeluntersdiieds zur Winkeländerungsgeschwmdigkeit eine Konstante ist.

Abweichungen von der Soll-Abfangbahn können nun in die Form eines Fehlersignals in der Art der Gleichung (14) gebracht werden, wodurch sich ein Signal ergibt, das die Neigungsänderung anzeigt:

Neigungsänderung = C

{25)

F i g. 2 zeigt eine Bahn gemäß Gleichung (21). Der Gleitwinkel α ist kleiner als in Fig. 1, so daß sich eine flachere Abfangbahn 58 ergibt. Die Abfangbahn 58 nähert sich exponentiell dem Endwinkel der Linie 22, und das Aufsetzen erfolgt vor der Sendestelle 2 bei 59 in einem Abstand, der in erster Linie durch den Endwinkel und die Antennenhöhe bestimmt ist.

Die Bahn nach der Gleichung (21) ist im allgemeinen bei solchen Bedingungen zufriedenstellend, bei denen der anfängliche Gleitwinkel klein ist, beispielsweise in der Größenordnung von 3°, und die

Umschaltung beispielsweise bei 1 — y von der

hinteren Sendestelle stattfindet. In diesem Fall nehmen der Winkel und Winkeländerungsgest' indigkeit um ungefähr ein Drittel ihrer Anfangswerte in einer bestimmten Zeit ab. Wenn jedoch der anfängliche Gleitwinkel größer ist, so ist es erwünscht, die Bahn so Zi- 'lodifizieren, daß das Luftfahrzeug etwas steiler in die Abfangbahn einfliegt, so daß sich ein rascher Abstieg mit einem minimalen horizontalen Weg bei geringer Höhe und trotzdem ein kleiner Endwinkel beim Aufsetzen ergibt.

Diese Bedingungen wurden bei Beschreiten der folgenden Bahn erfüllt:

(h — b _Tl)) + (k₂ — /c₃t) b = 0 . (26)

Hier ist der Faktor k₃1 von k₂ abgezogen. Am Umschaltpunkt, wo f Null ist, entspricht diese Gleichung (26) der Gleichung (21). Nach der Umschaltung muß jedoch die Winkeländerungsgeschwindigkeit b größer sein, um die Gleichung zu befriedigen, und daher kommt das Luftfahrzeug schneller bis zum Endwinkel b_TD. Lösungen der Gleichung (26) haben folgende Form:

■. (27)

(28)

ki =k₃t\ 1

geschwindigkeit und die Änderung der Neigung wie folgt ausgedrückt werden:

(29)

Es sei darauf hingewiesen, daß das Verhältnis in Gleichung (29) mit der Zeit bis zur Bodenberührung abnimmt. Durch geeignete Wahl der Konstanten und des Umschaltpunktes kann das Luftfahrzeug auf

ίο den endgültigen Endwinkel ausreichend früh vor dem tatsächlichen Aufsetzen gebracht werden, so daß Geschwindigkeitsänderungen innerhalb bestimmter Grenzen eine Landung nicht beeinträchtigen. Obgleich ein beträchtlicher Variationsbereich für

is die Auswahl der Konstanten k₂, k₃ möglich ist, sei doch auf folgendes hingewiesen: Es ist erwünscht, ein Fliegabwärts- oder -aufwärtsneigungssignal unmittelbar nach der Umschaltung zu vermeiden. Dies kann durch geeignete Wahl von k₂ erreicht

werden, wobei die Winkelgeschwindigkeitsänderung (6) von der hinteren Sendestelle, wie sie am Umschaltpunkt vorhanden ist, in Betracht zu ziehen ist. Die Konstante k₃ sollte im allgemeinen größer als O und kleiner als 1 sein.

is Der Umschaltpunkt kann durch ein vorbestimmtes Verhältnis des Winkelunterschiedes von der vorderen und hinteren Sendestelle zu der Winkeländerungsgeschwindigkeit von der hinteren Sendestelle ähnlich wie in F i g. 3 bestimmt werden. Unter ungünstigen Wetterbedingungen, wenn plötzliche Windstöße kurzzeitig das Flugzeug auf- und abwerfen, kann eine plötzliche, rasche Winkeländerung eintreten, obgleich der Winkel selbst sich nur wenig ändert. Die Änderungsgeschwindigkeit kann zwar durch eine entsprechende Vorrichtung ausgeglichen werden; es ist jedoch mit der in F i g. 5 gezeigten Schaltung möglich, den Umschaltpunkt lediglich von den Winkeln abhängig zu machen.
Aus der Geometrie der F i g. I und bei Verwendung der Winkel anstatt des jeweiligen Tangens kann die Höhe h des Luftfahrzeuges an einem beliebigen Punkt entlang der Landebahn wie folgt ausgedrückt werden:

q = aS = b (S + D),

(31)

Diese Gleichungen ergeben Bahnen, die sich tangential an den Endwinkel anlegen und sich diesem nicht exponentiell nähern.

Durch Befolgung der obigen Verfahren kann das Verhältnis der Winkeldifferenz zur Winkeländerungsworin S der horizontale Abstand des Umschaltpunktes von der vorderen Sendestelle 1 ist.

Das Winkelverhältnis kann wie folgt ausgedrückt werden:

Damit entspricht ein vorbestimmtes Verhältnis der Winkel einem festen Abstand des Luftfahrzeuges von der hinteren Sendestelle. Dieser Abstand kann zusammen mit den Konstanten k₂ und k₃ so ausgewählt werden, daß die Soll-Abfangbahn das Luftfahrzeug nach dem Umschalten vor dem Aufsetzen im wesent-(10 liehen auf den Endwinkel bringt. Im allgemeinen ist ein Verhältnis erwünscht, bei dem b gleich dem halben Wert von α oder kleiner ist.

In F i g. 5 ist eine Bordrecheneinrichtung zur Berechnung einer Abfangbahn gemäß den Gleif's chungen (26) bis (29) dargestellt. Der Umschaltpunkt wird gemäß Gleichung (32) bestimmt. Das den Winkel b darstellende Signal von der hinteren Sendestelle wird dem Vergleicher 44 zugeleitet. Das den

Winkel α darstellende Signal von der vorderen Sendestelle wird in Block 71 mit dem Faktor .- - ,.

multipliziert. Dieser Multiplikationsfaktor kann eine Konstante sein, die für ein bestimmtes Luftfahrzeug vorher festgelegt ist. Bei einem festen Winkel α kann der Block 71 so angeordnet sein, daß eine Konstante entsprechend dem festen Winkel eingeführt wird.

Wenn die beiden Eingangssignale zum Vergleicher 44 gleich sind, so wird über die Leitung 45 ein Triggersignal dem eine lineare Zeitbasis erzeugenden Generator 46 zugeführt. Das Ausgangssignal t des Generators 46 wird mit der ausgewählten Konstante k₃ im Verstärker 72 multipliziert, und das Ausgangssignal A₃ · t wird dem Addiergerät 47 zugeführt. Der Faktor -A₂ wird vom Block 73 dem Addiergerät 47 zugeführt, wodurch sich am oberen Teil des Potentiometers 48 ein Signal ergibt, das gleich k₂ ~k₃-1 ist.

Die Größe {h — b_7l)) wird wie in F i g. 3 entwickelt und dem Verstärker 49 zugeführt. Das Servosystem entspricht dem System nach F i g. 3 und steuert die Stellungen der Schieber 48' und 53'. Das am Schieber 53' liegende Ausgangssignal ist damit / J"-. .

Dieses Signal w ird dann dem Addiergerät 54 zugeführt.

Durch den Motor 51 wird ein Tachometergenerator 74 angetrieben. Damit entspricht das Generatorausgangssignal b und wird dem Addiergerät 54 zugeführt. Das Ausgangssignal des Addiergerätes 54 ist folglich die Neigungsänderung. Dieses Ausgangssignal wird einem Anzeigegerät oder einer Steuereinheit 56 über den Schalter 57 zugeführt, der durch das Triggersignal in der Leitung 45 in der gleichen Weise wie in F i g. 3 gesteuert wird.

Ferner kann die Anordnung so getroffen werden, dai3 die Größe (A₂ — A₃ f) einen unteren Grenzwert hat. um zu verhindern,- daß sie gegen Null geht, wie das in Verbindung mit F i g. 3 des näheren erklärt wurde. Aus den Gleichungen (27) und (28) ergibt sich, daß in diesem Falle der tatsächliche Endwinkel etwas von dem ausgewählten Wert b_TU abweicht, und die Änderungsgeschwindigkeit am Ende des Abfangvorganges ist sehr klein und nicht etwa Null.

Um nun ein Fehlersignal als Funktion des Winkels für ein Fehleranzeigegerät zu erhalten, kann die Anordnung nach F i g. 4 so getroffen werden, daß eine Berechnung gemäß Gleichung (26) dadurch erfolgt, daß (A₂ — k₃1) wie in F i g. 5 berechnet wird und daß dieser Wert an Stelle des Wertes τ dem Servoverstärker 62 zugeführt wird. Das Ausgangssignal des Addiergerätes 66 wird dann proportional zu (b_Tl) — b) -(A₂ — k₃t)b sein.

Der Rechner nach F i g. 5 kann so abgewandelt werden, daß eine Bahn entsprechend den Gleichungen (21) bis (24) entwickelt wird. Hierbei werden der Generator 46, der Verstärker 72 und das Addiergerät 47 eliminiert und + k₂ dem oberen Teil des Potentiometers 48 zugeführt. Das am Schieber 53' auf-Die Umschaltanordnung gemäß F i g. 3 kann auch in F i g. 5 und umgekehrt verwendet werden.

Claims

Patentansprüche:

1. Bordrecheneinrichtung zum Führen von Luftfahrzeugen auf einer Anfluggleitbahn und auf einer bei einem Ubergangspunkt anschließenden Abfangbahn in Richtung auf eine vorgesehene Aufselzstelle, mit einem Bordempfiinger zum Empfang von zwei Höhenwinkelsignalen, die von einer hinter und einer vor der Aufsetzslelle gelegenen Sendestelle abgestrahlt werden, wobei der Übergangspunkt in Abhängigkeit einer Beziehung zwischen den beiden Höhenwinkelsignalen errechnet wird, und mit einer Rechenschaltung, die die in dem Ubergangspunkt beginnende Soll-Abfangbahn vorausbestimmt, wobei ein die Abweichung der Ist-Abfangbahn von der Soll-Abfangbahn angebendes Differenzsignal erzeugt und an eine Anzeige- oder Steuereinrichtung angelegt wird, gekennzeichnet durch eine Rechenvorrichtung (44 ... 54), die zum Bestimmen einer von dem Ubergangspunkt (19) in eine Bahn mit im wesentlichen konstantem Endwinkel {b_Tl)) überführte Soll-Abfangbahn (17) aus Winkel- und Winkeländerungsgeschwindigkeitsbeziehungen eingerichtet ist, wobei der Endwinkel, der zur hinteren Sendestelle (2) führt, größer als Null ist und vor der Aufsetzstelle (21) von dem zu führenden Luftfahrzeug erreicht wird.

2. Recheneinrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch

a) einen Rechner (32, 33; F i g. 3) zum Erzeugen eines Differenzsignals (h — a) aus von einem Empfänger-Entschlüßler zugeführten Winkelsignalen (a, b);

b) ein Servosystem (36, 37, 38,41) zum Erzeugen eines der Änderungsgeschwindigkeit des Winkelsignals proportionalen Signals b;

c) einen Verstärker (42) zum Multiplizieren der Winkeländerungsgeschwindigkeit (ft) mit einer vorgegebenen, das zeitliche Intervall zwischen dem Ubergangspunkt (19, Fig. 1) und der Aufsetzstelle (21) darstellenden Konstanten (jmax)· so daß das Verstärkerausgangssignal b T_11111x ist, und

d) einen Vergleicher (44), der nach Vergleich des Differenzsignals (ft — a) mit dem Verstärkerausgangssignal [I)T_11111x) das Umschaltsignal erzeugt, wenn die zwei zu vergleichenden Signale Null sind.

3. Recheneinrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch einen Block (71) zum Erzeugen eines Ausgangssignals

tretende Signal entspricht dann

so daß

sich das gewünschte Ausgangssignal am Addiergerät 54 gemäß Gleichung (25) ergibt.

Um die gewünschte Abfangbahn zu erhalten, werden im allgemeinen Winkel- und Winkeländerungs- (\s beziehungen berechnet. Abweichungen von diesen Beziehungen werden dann zur Erzeugungeines Fehlersignals benutzt.

das mit dem Winkelsignal [a) multipliziert und dem horizontalen Abstandsverhältnis des Flugzeuges von der Sendestelie (1) und der Sendestelle (2) proportional ist, wobei ein Vergleicher (44) das Umschaltsignal auf eine Leitung (45) gibt, sobald das Ausgangssignal

gleich dem Winkelsignal (ft) ist.

4. Recheneinrichtung nach den Ansprüchen 1 bis 3, gekennzeichnet ferner durch

e) einen Generator (46, F i g. 3), der ein dem seit dem Umschalten abgelaufenen Zeitintervall proportionales Signal (i) liefert;

f) ein Addiergerät (47) zum Subtrahieren des Signals (t) von der dem Zeitintervall zwischen dem Umschalten und Aufsetzen des Luftfahrzeuges proportionalen Konstanten (τ_ιηαχ) ίο und zum Erzeugen eines dem verbleibenden Zeitintervall bis zum Aufsetzen proportionalen Signals (r), oder

Γ) einen Verstärker (72) zum Multiplizieren des Signals (i) mit einer Konstanten (Zc₃), die die Soll-Abfangbahn derart modifiziert, daß die Neigungsänderung anfänglich relativ groß und am Ende relativ gering ist, sowie ein Addiergerät (47) zum Subtrahieren des Signals (fcjf) von einer weiteren vorgegebenen Konstanten (Jt₂), die die Soll-Abfangbahn an die festgelegten Bedingungen vor der Aufsetzstelle anpaßt;

g) ein das vorgegebene konstante Endwinkelsignal (b_TD) vom Winkelsignal (b) subtrahierendes Addiergerät (52) zum Erzeugen eines Winkeldifferenzsignals (b — b_TD);

h) ein Servosystem (49,51,48, 53) zum Erzeugen eines das Verhältnis des Differenzsignals {h — b_Tn) zum Signal (r) darstellenden Signals

oder

W) ein Servosystem (62, 63, 64, 65) zum Bilden des Produkts aus dem Signal (τ) und dem Winkeländerungsgeschwindigkeitssignal (b), oder

h") ein Servosystem (49,51, 48, 53) zum Erzeugen eines das Verhältnis des Differenzsignals (b — b_TB) zum Differenzsignal (k₂ — k₃1) darstellenden Signals

b - b.

i) ein Addiergerät (54) zum Erzeugen eines Neigungsänderungssignals

b — b,n

das die Abweichung der Ist-Abfangbahn von der Soll-Abfangbahn darstellt; oder

i'l ein Addiergerät (66) zum Erzeugen eines die Abweichung der Ist-Abfangbahn von der Soll-Abfangbahn darstellenden Fehlersignals (b_TD — b — rb), oder

i"| ein Addiergerät (54) zum Erzeugen eines Neigungsänderungssignals

das die Abweichung der Ist-Abfangbahn von der Soll-Abfangbahn darstellt;
k) ein Fehleranzeigegerät (67) zur Wiedergabe des Fehlersignals (/>,„ -b — r-b).

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen 909 538/37