-
Die Erfindung betrifft eine automatische Längsneigungssteuervorrichtung
für Flugzeuge und unbemannte Flugkörper zur Durchführung des Landeanflugs auf einer
vorgegebenen Landeanflugbahn, die sich aus einer vorbestimmten Anzahl von Anfangsbedingungen
und aus Höhe und Abstiegsgeschwindigkeit eines Flugzeugs oder unbemannten Flugkörpers
relativ zum Erdboden ergibt, wobei innerhalb eines ausgewählten Zeitintervalls vom
Beginn der Landeanflugbahn an eine vorbestimmte Sinkgeschwindigkeit beim Aufsetzen
erreicht wird.
-
Es ist eine Flugzeuglandeeinrichtung bekanntgeworden, die eine auf
die Sinkgeschwindigkeit ansprechende Vorrichtung enthält, die ihrerseits ein Signal
erzeugt, das der tatsächlichen Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs entspricht, und
außerdem eine Sinkgeschwindigkeitssteuervorrichtung aufweist, die ein Signal erzeugt,
das der theoretisch gewünschten Sinkgeschwindigkeit entspricht. Das wesentliche
Merkmal dieser Flugzeuglandeeinrichtung besteht darin, daß die Sinkgeschwindigkeitssteuervorrichtung
ein Signal erzeugt, das einen Wert hat, der immer in Übereinstimmung mit einer Sinkgeschwindigkeit
gehalten wird, die größer als Null ist.
-
Bei dieser Einrichtung wird keiner der beiden Höhenmesser, d. h. also
weder der barometrische Höhenmesser noch der Funkhöhenmesser als Quelle für Steuersignale
zur Steuerung des Autopiloten benutzt. Der Funkhöhenmesser dient dort lediglich
zur Umschaltung von dem Gleitwegempfänger auf die ; Vergleichsstufe und zur Umschaltung
auf eines der beiden Steuergeräte. Dabei ist besonders zu beachten, daß der barometrische
Höhenmesser nur dazu dient, den Höhenänderungs-Geschwindigkeits-Signalgenerator
zu beeinflussen, der seinerseits die barometrischen Werte für die Sinkgeschwindigkeitssignale
entwickelt, und daß sich der barometrisch ermittelte Wert von dem Wert der Höhengeschwindigkeitsänderung
relativ zu dem Boden ändern kann.
-
Ein weiterer Nachteil dieser Einrichtung und auch anderer bekannter
Landeeinrichtungen ist es, daß man zahlreiche Relais-Schaltvorgänge benötigt, die
sich auf unterschiedliche Größen der Abstieggeschwindigkeitsänderung beziehen, woraus
sich eine Verringerung der Betriebssicherheit ergibt, weil an Stelle von Analog-Signalgebungseinrichtungen
Relaissteuerungen zur Anwendung gelangen.
-
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, diese Nachteile der bekannten
Einrichtungen zu beseitigen und die automatischen Steuervorrichtungen zurDurchführung
des Landeanflugs so zu gestalten, daß sich eine Landeanflugbahn ergibt, die innerhalb
eines vorbestimmten begrenzten Zeitintervalls entsprechend einer begrenzten Landebahnlänge
ihr Ende findet.
-
Zur Lösung der gestellten Aufgabe geht die Erfindung von einer automatischen
Steuervorrichtung der eingangs geschilderten Art aus und verbessert diese durch
die Kombination folgender Merkmale: a) einen Radarhöhenmesser zur Erzeugung eines
Höhensignals, das den Abstand des Flugzeugs oder unbemannten Flugkörpers von dem
Erdboden darstellt, b) eine Differenziervorrichtung, die aus dem Höhensignal ein
Höhenänderungssignal erzeugt, c) ein Inertialsystem zur Erzeugung eines die Vertikalbeschleunigung
des Flugzeugs oder des unbemannten Flugkörpers darstellenden Signals, d) eine Summierungsv
(rrichtung, die die Summe aus dem Höhensignal, dem Höhenänderungssignal und dem
Vertikalbeschleunigungssignai bildet, und e) einen Integrator, der das Ausgangssignal
der Summierungsvorrichtung integriert und mit dem von einer Befehlsanlage für den
Anfang der Landeanflugbahn vorgegebenen Längsneigungswinkelbefehlssignal ein Kommandosignal
für den Längsneigungswinkel bildet.
-
Bei einer bevorzugten Ausführungsform der Steuervorrichtung nach der
Erfindung gelangt ein Kreisel zur Anwendung, der den wirklichen Längsneigungswinkel
des Flugzeugs mißt, und ein Vergleicher, der aus dem Kommandosignal für den Längsneigungswinkel
und dem wirklichen Längsneigungswinkel das Steuersignal für die Längsneigung bildet.
-
Die automatische Längsneigungssteuervorrichtung nach der Erfindung
bietet folgende Vorteile: 1. Während des gesamten Landemanövers wird die Längsneigungssteuerung
in Abhängigkeit von der jeweiligen Höhe über dem Erdboden vorgenommen, 2. die relative
Verstärkung des Geschwindigkeitssignals führt eine Dämpfung der Höhenänderung herbei
und 3. bewirkt das Inertialsystem ein äußerst sanftes Ansprechen der Flugzeugreaktionen
auf das Höhenänderungssignal.
-
Mit der automatischen Längsneigungssteuervorrichtung nach der Erfindung
erhält man im Gegensatz zur Wirkung der bisher bekanntgewordenen Einrichtungen am
Anfang der Tätigkeit der Steuervorrichtung in Abhängigkeit von einer Anzahl vorbestimmter
Größen, also insbesondere in Abhängigkeit von der anfänglichen Flughöhe über dem
Erdboden und der anfänglichen Sinkgeschwindigkeit eine vorbestimmte Landeanflugbahn,
die zu einer vorbestimmten endgültigen Sinkgeschwindigkeit im Zeitpunkt des Aufsetzens
führt, wobei der Zeitpunkt des Aufsetzens innerhalb eines vorbestimmten Zeitintervalls
nach Beginn des Aufsetzmanövers erfolgt.
-
Ein Ausführungsbeispiel des Erfindungsgegenstandes wird an Hand der
Zeichnung beschrieben. In der Zeichnung zeigt F i g. 1 eine schematische Darstellung
der automatischen Längsneigungssteuervorrichtung, F i g. 2 ein Blockschaltbild einer
Ausführungsform der Steuervorrichtung, F i g. 3 ein Schaltbild eines mechanischen
Integrators, F i g. 4 ein Schaltbild eines in der Steuervorrichtung verwendeten
Zählerverstärkers, F i g. 5 ein Schaltbild eines typischen Beschleunigungsmessers
und F i g. 6 ein Schaubild, aus dem man die tatsächliche Landeanflugbahn entnehmen
kann, der das Flugzeug folgt, wenn es mit Hilfe der automatischen Längsneigungssteuervorrichtung
gesteuert wird.
-
Wie man aus F i g. 1 ersieht, ist zunächst in dem Flugzeug ein Radarhöhenmesser
1 installiert. Hier kann irgendeiner der allgemein bekannten Radarhöhenmesser verwendet
werden, man wird aber im allgemeinen einen frequenzmodulierten Radarhöhenmesser
bevorzugen wegen seiner Eigentümlichkeit,
sehr genaue Höheninformak(nen
bei niedrigen Höhen abzugeben, die gerade beim Landeanflug erforderlich sind. Der
Radarhöhenmesser 1 liefert ein kontinuierliches und glattes Höhensignal an die Differenziervorrichtung
2, die das Höhensignal differenziert und ein Höhenänderungssignal erzeugt. Eine
Summierungsvorrichtung 4 addiert das Höhensignal und das Höhenänderungssignal mit
dem Vertikalbeschleunigungssignal, das aus einem Beschleunigungsmesser 3 für die
Vertikalbeschleunigung erhalten wird. Die Summierungsvorrichtung 4 liefert ein Ausgangssignal
an den Integrator 5, das gleich der Summe aus Höhe, Höhenänderung und Vertikalbeschleunigung
ist. Eine Radiobefehlsanlage 9 liefert ein Signal, das dem Längsneigungswinkelbefehl
am Anfang der Landeanflugbahn entspricht. Der Integrator 5 integriert das Ausgangssignal
der Summierungsvorrichtung 4, um mit dem anfänglichen Längsneigungswinkelbefehlssignal
der Radiobefehlsanlage 9 ein Kommandosignal für den Längsneigungswinkel zu bilden,
das an einen Vergleicher 7 gelegt wird. Bei der Durchführung der Integration bewirkt
der Integrator 5 eine Glättung der Ausgangssignale aus der Summierungsvorrichtung
4. Ein Kreisel 6 mißt den wirklichen Längsneigungswinkel des Flugzeugs und liefert
das Signal an den Vergleicher 7, der das Kommandosignal für den Längsneigungswinkel
des Integrators 5 mit dem Signal aus dem Kreisel 6 vergleicht und ein Steuersignal
liefert, das proportional zur Differenz zwischen dem vom Kreisel 6 gemessenen Längsneigungswinkel
und dem Kommandosignal für den Längsneigungswinkel ist. F i g. 2 zeigt ein Blockschaltbild
einer Ausführungsform der automatischen Steuervorrichtung. In dem Radarhöhenmesser
1 bewirkt der Kippgenerator 11, daß der übertrager 12 ein frequenzmoduliertes Radiosignal
aussendet. Das Radiosignal trifft auf die reflektierende Fläche, auf den Erdboden,
auf und kehrt zu dem Empfänger 13 zurück, in welchem das empfangene Signal mit dem
übertragenen Signal verglichen wird, und der Empfänger 13 gibt einen Ausgang ab,
der proportional der Höhe ist. Eine Frequenzdifferenz, die proportional der Zeitspanne
ist, die erforderlich ist, damit das übertragene Signal den Empfänger erreicht,
wird von dem Empfänger 13 auf den Verstärker 15 gegeben, der seinerseits das hörfrequente
Signal verstärkt, dessen Frequenz proportional der Höhe ist, und es in den Zählerverstärker
16 einspeist und welcher die Signale zählt und einen Gleichstromausgang auf den
Modulator 17 gibt. Der Modulator 17 verwandelt den gleichgerichteten Ausgang des
Zählerverstärkers 16 in ein mit einer Frequenz von 400 Hertz moduliertes Signal
bei unterdrückter Trägerwelle. Die Wechselstromquelle 28 liefert ein 400-Hz-Trägersignal
an die Klemmen X. und Y. Der Wechselstromausgang des Modulators 17 wird in den Servoverstärker
21 eingespeist, der das Signal verstärkt und den Eingang für die Steuerwicklung
22 des Servomotors 23 liefert. Um 90° versetzt gegenüber der Steuerwicklung 22 ist
die Wicklung 24, die ein Wechselstromsignal aus der Wechselstromquelle 25 über die
Klemmen A und B erhält. Die Wechselstromquelle 25 ist gegenüber der Wechselstromquelle
28 um 90° phasenverschoben. Der Tachometergenerator 26 ist so angeschlossen, daß
er von dem Servomotor 23 angetrieben werden kann. Die Wechselstromquelle 28 liefert
über die Klemmen X und Y das Signal an die Wicklung 27 des Generators 26. Der Ausgang
der Wicklung 29 des Tachometergenerators 26 ist proportional der Änderung des Höhenwertes.
Ein Widerstand 41 der Summierungsvorrichtung 4 ist mit der Wicklung 29 verbunden.
Ein Rückkopplungssignal wird von der Wicklung 29 über den Widerstand 33 auf den
Eingang des Servoverstärkers 21 gegeben, um eine Dämpfung des Servosystems herbeizuführen.
Eine Gleichspannungsquelle liegt an dem Potentiometer 30, welches seinen mechanischen
Antrieb von dem Servomotor 23 her erfährt. Die Spannung an dem bewegbaren Schleifkontakt
des Potentiometers 30 ist über den Widerstand 18 mit dem Zählerverstärker 16 elektrisch
verbunden, um ein stabilisierendes Rückkopplungssignal auf den Zählerverstärker
16 zu geben. Eine Wechselspannungsquelle 31, die in Phase mit der Wechselstromquelle
28 ist, aber eine geringere Spannung liefert, liegt an einem Potentiometer 32, welches
ebenfalls durch den Servomotor 23 mechanisch angetrieben ist; die Spannung an dem
bewegbaren Schleifkontakt des Potentiometers 32 ist elektrisch mit dem Widerstand
42 der Summierungsvorrichtung 4 verbunden. Die Wechselstromquelle 28 liefert über
die Klemmen X und Y die Spannung für einen vertikalen Beschleunigungsmesser
45, der eine Spannung erzeugt, die proportional der Beschleunigung ist, und das
Signal auf den Widerstand 43 die Summierungsvorrichtung 4 gibt. Die Widerstandswerte
der Widerstände 41, 42 und 43 sind vorher so festgelegt, daß sich die gewünschte
Höhe, die Höhenänderung und die Beschleunigung ergibt. Diese Konstanten k1 und k2
sind für jedes einzelne Luftfahrzeug empirisch festgelegt, um einen Leitstrahl zu
liefern, der gegenüber dem kritischen Strahl etwas stärker gedämpft ist. Die relativen
Werte der Widerstände 41, 42 und 43 in Bezug aufeinander bestimmen die Werte der
Konstanten k1 und k.. Die Ausgänge der Widerstände 41, 42 und 43 werden in der Summierungsvorrichtung
4 kombiniert, um ein Fehlersignal für die Steuervorrichtung zu erzeugen, welches
auf den Eingang des Verstärkers 51 des Integrators 5 gegeben wird. Die Radiobefehlsanlage
9 liefert ein anfängliches Signal für den Längsneigungswinkelbefehl an den Verstärker
51, um mit Sicherheit dafür zu sorgen, daß der Ausgang des Integrators 5 ein geeignetes
Signal für das Steigungskommando auf den Vergleicher 7 gibt; bevor die Steuerung
für den Landeanflug beginnt. Der Verstärker 51 verstärkt das kombinierte Signal
und gibt das Ausgangssignal auf den Demodulator 52. Der Gleichstromausgang des Demodulators
52 wird über einen Widerstand 53 und einen Kondensator 54 weitergegeben, um ein
korrektes integriertes Signal auf den Modulator 55 zu geben. Der modulierte Ausgang
des Modulators 55 ist ein Befehlssignal für den Längsneigungswinkel, welches auf
den Widerstand 65 gegeben wird. Der Kreisel 6 liefert ein Signal, welches proportional
dem augenblicklichen Neigungswinkel an dem Widerstand 64 ist. Die Ausgänge der Widerstände
64 und 65 liegen gemeinsam an der Klemme 66, die ihrerseits an einem Kontakt eines
normalerweise offenen Relais 68 liegt. Der andere Kontakt des Relais 68 ist an die
Längsneigungssteuerung 8 gelegt. Die Betätigungsspule des Relais 68 kann mit Hilfe
des Nockens 69 geschaltet werden. Der Nocken 69 ist so angeordnet, daß er von dem
Servomotor 23 angetrieben wird und betätigt das Relais 68 durch Schliessen des Vergleichers
7, wenn das Flugzeug eine vorher bestimmte Höhe erreicht, bei der die Landeanflugbahn
-in
Funktion kommen soll. Um die Längsneigung von vornherein festzulegen, kann ein Steigungskreisel
10 in die Einrichtung einbezogen sein, um Signale über den Widerstand 71 in den
Vergleicher 7 zu geben.
-
Der Integrator 5 ist in F i g. 2 als elektronischer Integrator wiedergegeben.
Bei einer anderen Ausführungsform kann der Integrator ein elektromechanisches System
zur Integration des Ausgangs der Summierungsvorrichtung4 sein. Bei der Ausführungsform
nach F i g. 3 wird der Ausgang der Summierungsvorrichtung 4, d. h. das Fehlersignal
für die Längsneigungssteuerung (F i g. 1) von der Summierungsvorrichtung 4 auf den
Verstärker 71 gegeben, der den Servomotor 78 über die Steuerwicklung 75 antreibt.
Die Wechselstromquelle 25 liefert über die Klemmen A und B ein Signal
auf die um 90° versetzte Wicklung 73 des Servomotors 78. Zwecks Antriebs durch den
Servomotors 78 ist der Tachometergenerator79 mit seiner Wicklung74 von der Wechselstromquelle
28 über die Klemmen X und Y beaufschlagt. Die Wicklung 76 ist über
den Widerstand 77 mit dem Eingang des Verstärkers 71 verbunden, um einen bestimmten
Rückkopplungsgrad zu liefern. Der Transformator 82 für die synchrone Steuerung ist
mit seinem Rotor 85 an den Servomotor 78 angekuppelt. Die Stellung des Rotors 85
ist proportional dem Befehlssignal für den Längsneigungswinkel. Die Wicklungen 83
des Transformators 82 sind über die Abnahmewicklungen des Kreisels 6 für den Längsneigungswinkel
verbunden (F i g. 2). Die in der Wicklung 84 induzierte Spannung ist proportionel
der Stellung des Rotors 85 und der in den Wicklungen 83 induzierten Spannung. Die
Wicklung 84 des Transformators 82 ist an eine Klemme 66 angeschlossen, die das Fehlersignal
für den Neigungswinkel auf die Längsneigungssteuerung 8 in F i g. 1 gibt.
-
Die F i g. 4 zeigt ein Schaltbild für den Zählerverstärker 16 gemäß
F i g. 2. Der Ausgang des Verstärkers 15 in F i g. 2 ist über die Klemme 102 an
das Gitter einer Pentode 101 angeschlossen. Die Kathode der Pentode 101 liegt über
einen Widerstand 103 an Erde und ist dadurch unmittelbar mit dem Schirmgitter der
Pentode 101 verbunden. Der Anodenstromkreis der Pentode 101 wird von einer
positiven Spannung B -I- über den Widerstand 104 beaufschlagt. Die Pentode 101 wirkt
als ein gegensinnig wirkender Begrenzungsstromkreis. Der Ausgang der Pentode 101,
der an der Anode abgegriffen wird, gelangt zu dem Kondensator 106. Der Ausgang
des Kondensators 106
steht mit dem Zählerstromkreis aus den Dioden 107 und
108 in Verbindung. Die Kathode der Diode 107 ist zusammen mit der Anode der Diode
108 an den Ausgang des Kondensators 106 gelegt. Die Anode der Diode 107 liegt über
den Widerstand 109 an dem Gitter einer Triode 110. Die Kathode der Diode 108 ist
unmittelbar an die Kathode der Triode 110 angeschlossen. Der eine Belag des Kondensators
121 liegt an Erde, während der andere an den Verbindungspunkt zwischen Diode 107
und Widerstand 109 angeschlossen ist. An diesem Verbindungspunkt liegt auch die
Ausgangsklemme 122. Die Ausgangsklemme 123 liegt an der Kathode der Triode 110.
Die Ausgangsklemme 123 liefert das Eingangssignal auf den Modulator 17, wie dies
F i g. 2 zeigt. Die Ausgangsklemme 122 (F i g. 4) empfängt das Rückkopplungssignal
von dem Widerstand 18 her, wie dies F i g. 2 zeigt. Während des Betriebes schwankt
die Spannung an der Anode der Pentode 101 zwischen dem Wert Null und einer vorbestimmten
positiven Spannung bei einer Frequenz, die proportional der Flughöhe entsprechend
dem an der Klemme 102 ankommenden Signal ist. Ändert sich nun die Spannung von dem
Wert Null nach positiven Werten zu, dann wird der Kondensator 106 über die Diode
108 und über die Kathode der Triode 110 aufgeladen. Ändert sich dagegen die Spannung
der Pentode 101 von positiven Werten nach Null, dann wird die Ladung des Kondensators
106 auf den Kondensator 121 übertragen. Die Spannung an dem Kondensator 121 wird
mit dem Rückkopplungssignal verglichen, welches von der Servoeinheit her an der
Klemme 122 ankommt. Sind die Spannungen gleich, dann ist der Ausgang von der Kathode
der Triode 110, der über die Klemme 123 ankommt, um die Servoeinrichtung anzutreiben,
Null.
-
F i g. 5 zeigt einen typischen vertikalen Beschleunigungsdurchmesser.
Eine Wechselstromsignalquelle 91 liegt am Eingang eines Transformators 92. Der Ausgang
des Transformators 92 liegt über einen Widerstand 93 an dem Eingang einer veränderlichen
Wechselstrombrücke 94, deren Induktivität durch Bewegung eines ferromagnetischen
Kerns geändert wird, wobei dessen Verschiebung proportional der Beschleunigung ist.
Befindet sich die Wechselstrombrücke 94 nicht im Gleichgewicht, dann wird an der
Klemme 95 eine elektrische Spannung erzeugt, die proportional der Beschleunigung
des Flugzeuges ist. Die Ansprechrichtung kann parallel zu der Hochachse des Flugzeuges
gelegt werden, um die vertikale Beschleunigung messen zu können. Betrachtet man
nunmehr noch einmal F i g. 2, dann stellt man fest, daß während des Betriebs der
Vorrichtung die Höhe des Flugzeugs durch den Radarhöhenmesser 1 kontinuierlich gemessen
wird. Ein elektrisches Signal, das von dem durch den Kippgenerator 11 gesteuerten
Übertrager 12 ausgesendet wird, wird vom Erdboden reflektiert und in dem
Empfänger 13 mit einem Teil des übertragenen Signals gemischt. Die Frequenz des
Signals, welches man am Ausgang des Empfängers 13 erhält, stellt die augenblickliche
Frequenzdifferenz zwischen dem übertragenen Signal und dem empfangenen Signal dar,
welches proportional der Höhe des Flugzeuges über dem Erdboden ist. Der Verstärker
15 verstärkt den Ausgang aus dem Empfänger 13 und triggert den Zählerverstärker
16. Der Zählerverstärker 16 verwandelt die variable Frequenzinformation für die
Höhe, die von dem Empfänger 13 empfangen wird, in eine veränderbare Gleichspannung
umkehrbarer Polarität, die der Eingang für den Modulator 17 wird. Der Modulator
17 verwandelt das Signal in ein mit 400 Hertz moduliertes Signal mit unterdrückter
Trägerwelle, welches in den Servoverstärker 21 eingespielt wird. Der Servoverstärker
21 stellt eine Wechselspannungsquelle für die Steuerwicklung 22 des Servomotors
23 dar und treibt den Servomotor 23 entsprechend dem aus dem Modulator 17 kommenden
und empfangenen Signal an. Der von dem Servomotor 23 mechanisch angetriebene Schleifkontakt
des Potentiometers 30 liefert ein Rückkopplungssignal über den Widerstand 18 auf
den Zählerverstärker 16. Der Servomotor 23 und der Tachometergenerator 26 arbeiten
als Servoeinheit, um eine Wellendrehung herbeizuführen, die proportional dem von
dem Empfänger 13 erzeugten Höhensignal ist. Die Welle des Servomotors 23 treibt
einen Schleifkontakt an, der auf dem Potentiometer
32 angeordnet
ist, und liefert ein Signal, das direkt proportional der Höhe ist, an den Widerstand
42 der Summierungsvorrichtung 4. Die Wicklung 29 des Tachometergenerators 26 liefert
ein Signal, welches proportional dem Betrag der Wellendrehung der Servoeinheit ist,
die andererseits auch proportional der Höhenänderung ist, und gibt das Signal auf
den Widerstand 41 der Summierungsvorrichtung 4. Die Wicklung 29 liefert ferner ein
Rückkopplungssignal auf den Servoverstärker 21 zum Zweck der Dämpfung der Servoeinheit.
Ein normaler Beschleunigungsmesser 45 mißt die Beschleunigung des Flugzeugs in der
Hochachse und gibt das Beschleunigungssignal auf den Widerstand 43 der Summierungsvorrichtung
4. Die Signale für die Höhe und die Höhenänderung werden mit dem Signal für die
Beschleunigung kombiniert, welches von dem Beschleunigungsmesser 45 geliefert wird,
und werden in den Widerständen 41, 42 und 43 der Summierungsvorrichtung 4 addiert.
Der Ausgang des Summierungsstromkreises stellt ein Fehlersignal dar, welches die
Abweichung des Flugzeuges von der vorbestimmten Landeanflugbahn anzeigt. Dieses
Fehlersignal wird in den Verstärker 51 des Intergrators 5 eingespeist, welcher dieses
Signal verstärkt und auf den Demodulator 52 gibt. Der demodulierte Ausgang des Demodulators
52 wird durch den Widerstand 53 und den Kondensator 59 integriert und auf einen
Modulator 55 gegeben, der ein Trägersignal aus einer Wechselspannungsquelle 56 moduliert.
Der Ausgang aus dem Modulator 55 ist ein Wechselstromsignal, welches proportional
dem Längsneigungswinkel ist, der erforderlich ist, um das Flugzeug auf der vorbestimmten
Landeanflugbahn zu halten. Ein Signal, welches dem wirklichen Neigungswinkel proportional
ist, wird von dem Kreisel 6 für den Längsneigungswinkel aus auf den Widerstand 64
gegeben. Die Widerstände 64 und 65 bilden in ihrer Zusammenschaltung eine Summierungsvorrichtung,
die den wirklichen Längsneigungswinkel, wie er sich von dem Kreisel 6 her ergibt,
mit dem erforderlichen Signal für den Längsneigungswinkel, welches aus dem Modulator
55 empfangen wird, vergleicht. Der an der Klemme 66 ankommende Ausgang stellt dann
ein Signal dar, welches das Längsneigungswinkelbefehlssignal ist. Der Servomotor
23 dreht den Nocken 69 proportional zu der Höhe, und der Schalter 70 wird betätigt,
wenn das Flugzeug eine vorbestimmte Höhe erreicht hat. Die Betätigung des Schalters
70 schließt das normalerweise offene Relais 68, welches das Ausgangsfehlersignal
für die Steigung mit der Klemme 66 an der Längsneigungssteuerung 8 für die Steigung
verbindet, die ihrerseits dafür sorgt, daß sich das Flugzeug entsprechend dem Fehlersignal
bewegt.
-
F i g. 6 zeigt ein Schaubild, aus dem man die tatsächliche exponentielle
Landeanflugbahn erkennen kann, die erforderlich ist, um das Flugzeug zur Landung
zu bringen. Die Landeanflugbahn 111 stellt die Exponentialkurve dar, die durch die
Gleichung gegeben ist:
sie dient als Bezugskurve zur Bestimmung des Landeanflugbahn-Fehlersignals. Angenommen,
das Flugzeug nähere sich der Landebahn entsprechend der Landeanflugbahn 111 nach
dieser Gleichung, so ist das Ausgangssignal aus der Summierungsvorrichtung 4 gemäß
F i g. 1, welches die Höhe, die Höhenänderung und die Beschleunigung des Flugzeuges
mißt, dann Null. Der Integrators erhält infolgedessen ein Signal für den Neigungsbefehl
aus der Radiobefehlsanlage 9 allein, integriert dieses und gibt ein Befehlssignal
für die Neigung an den Vergleicher. Das wirkliche Signal für den Längsneigungswinkel,
welches von dem Kreisel 6 für den Neigungswinkel empfangen wird und auf den Vergleicher
7 gegeben wird, sollte dann gleich dem Befehlssignal für die Längsneigung sein,
welches von dem Integrator 5 empfangen wird, weil im normalen Betrieb die Radiobefehlsanlage
9 unmittelbar den Längsneigungswinkel mit Hilfe einer Vorrichtung steuert, die nicht
Gegenstand der Erfindung ist. Da das Befehlssignal für den Neigungswinkel als Ausgang
aus dem Integrator 5 gleich dem tatsächlichen Längsneigungswinkelsignal aus dem
Kreisel 6 für den Neigungswinkel ist, wird von der automatischen Längsneigungssteuerung
8 kein Fehlersignal für den Neigungswinkel empfangen. Angenommen, das Flugzeug nähere
sich nach der Leitlinie 112, dann ist dies eine zu steile Leitlinie, die korrigiert
werden muß. Erreicht das Flugzeug den Punkt 113, dann wird der Leitlinienpunkt,
in welchem die automatische Längsneigungssteuervorrichtung ihre Arbeit beginnt,
eingeschaltet, und es wird von der Summierungsvorrichtung 4 her ein Fehlersignal
aufgenommen und von dem Integrator 5 integriert, und zwar parallel zu dem Längsneigungswinkelsignal
aus der Radiobefehlsanlage 9, und wird dann auf den Vergleicher 7 gegeben, welcher
den erforderlichen Längsneigungswinkel für das Flugzeug anzeigt. Ein Vergleich des
Befehlssignals für den Längsneigungswinkel aus dem Integrator 5 mit dem Signal für
den tatsächlichen Längsneigungswinkel aus dem Kreisel 6 erzeugt ein Längsneigungsfehlersignal
für die automatische Längsneigungssteuerung 8, welches zur Folge hat, daß das Flugzeug
seinen Längsneigungswinkel verringert, um seinen Abstieg zu korrigieren und der
Landeanflugbahn 111 anzupassen. An der Leitlinie 114 erkennt man, daß sich das Flugzeug
unter einem Winkel nähert, der nicht steil genug ist. Das Kommandosignal für die
Längsneigung aus dem Integrator 5 liefert beim Vergleich mit dem vorhandenen Längsneigungswinkelbefehlssignal
aus dem Kreisel 6 ein Ausgangssignal an die Längsneigungssteuerung 8, welches den
Längsneigungswinkel des Flugzeugs so ändert, daß das Flugzeug eine tiefere Leitlinie
ansteuert, um der Landeanflugbahn 111 näherzukommen.