DE1406607B1

DE1406607B1 - Flugregelanlage zum Kompensieren des Seitenwindes waehrend des Landeanfluges

Info

Publication number: DE1406607B1
Application number: DE19621406607
Authority: DE
Inventors: Roger Ivan Bishop
Original assignee: S Smith and Sons Ltd
Current assignee: S Smith and Sons Ltd
Priority date: 1962-09-05
Filing date: 1962-09-05
Publication date: 1970-04-30

Description

Die Erfindung bezieht sich auf Flugregelanlagen zurn Kompensieren des Seitenwindes während des Landeanfluges, mit der ein Azimut-Steuerbefehl in Abhiingigkeit von Funksignalen hergeleitet wird. die auf einem durch Funkicitstrahl bestimmten Anflungweg durch eine am Luftfahrzeug befindliche Antennenanlage empfitngen werden. die in Liingsrichtung außerhalb des Schwerpunktes des Luftfahrzeugs angeordnet ist.
Bei Flugregelanlagen der obigcn Gattung ist cs üblich. die Antennenalage im Bug des Luftfahrzeugs anzuordnen, und dies führt dazu, daß der Azimut-Steuerbefehl in Ubercinstimmung mit der Abweichung des Bugs von der Mittellinie des Anflugweges hcrgclcitet wird. Das Lultflthrzeug wird Somit derart gesteuert, daß es den Anflugweg abwärts fliegt, wobei sich dessen Bug entlang der Mittellinic bewegl. jeder Seitenwind hat das Bestreben, das Luftfahrzeug vom Anflungweg abzubringen, und um dies zu kompensieren, wird das Luftfahrzeug teilweise gegen den Wind angestellt, bis die Endphase des Landeanfluges erreicht ist. Unter diesen Umständen und bis zur Endphasc ist die Flugregclanlage in der Weise wirksam, daß sic das Luftfahrzeug mit dem Bug auf der Mittellinie des Anflugweges und mit aus der Mittellinie versetzter Längsachse, d. h. mit einem Abdrifwinkel, fliegt. Als Folge davon wird der Schwerpunkt des Luftfahrzeugs nach der Leeseite der Mittellinie verlagert. wobei das Ausmaß der Verlagerung sowohl von der Größe des Luftfahrzeugs als auch vom Abdriftwinkel abhiingig ist. Während der Endphase des Landeanfluges wird das Luftfahrzeug um den Schwerpunkt berumgeschwenkt, um es zur Rollbahn auszurichten, bevor es aufsetzt, und dementsprechend setzt das Luftfahrzeug auf der Lee-Seite der Rollbahn-Miuellinie auf. In den wenigen Sekunden, die der Beseitigung des Abdriftwinkels kurz vor dem Aufsetzen folgen. versetzt der Wind das Luftfahrzeug noch weiter nach der Leeseite hin. und bei großen Luftfahrzeugen in starkem Wind kann die resultierende Versetzung bis zu fünfzehn Meter betragen. Eine Versetzung in dieser Größenordnung kann druchaus gefährlich sein, und wenn auch durch die Alternativanordnung der Antenne im Heek des Luftfahrzeugs die Versetzung reduziert werden kann, so besteht doch in jedem Falle der Nachteil, daß das Luftfahrzeug im allgemeinen nicht mit der gewünschten präzisen Ausrichtung zur Mittellinie der Rollbahn aufsetzt.
Es ist Aufgabe der Erfindung. eine Flugregelanlage der obigen Gattung zu schaffen. mit welcher dieser Nachteil bescitigt werden kann.
Dies wird erfindungsgemäß dadruch erreicht, daß der Azimut-Stcucrbefehl eine Komponente enthält, die vom Abdriftwinkel des Luftfahrzeuges abhängig ist, wobei diese Befehiskomponente einen Flug des Luftfahrzeuges mit einer Versetzung der Antnnenanlage im Azimut seitlich von der Mittellinie des Anflugweges zu bewirken sucht und Größe und Richtung dieser Versetzung derart sind, daß der Schwerpunkt des Luftfithrzeuges nicht auf die Leeseite der Mittellinie des Anflugweges zu licgcn kommt.
Dic genannte Komponente des Azimut-Steuerbefchls kann in Ubereinstimmung mit einem Maß für den tatsächlichen Abdriftwinkel des Luftfahrzeugs oder alternativ in Ubereinstimmung mit einer manuellen Einstellung dieses Winkels. beispielsweise durch den Piloten. hergeleitet werden.
Die seitliche Versctzung der Antenne aus der Mittellinie kann so sein. wic es für die Anordnung des Schwerpunktes des Luftfahrzeugs auf der Luvseite der Mittellinie erforderlich ist. Dadurch wird die seitliche Versetzung des Luftfahrzeugs nach der Leescite hcim Ausrichten des Luflfahrzeugs zur Rollbahn in der Endphase vor dem Aufsetzen, d. h. bei Beseitigong der Abdrift, ermöglicht.
Eine Flugregelanlage nach der Erfindung wird nunmehr an Hand der sie beispiclsweise wiedergebenden Zeichnung näher erläutert, und zwar zeigt Fig. 1 ein Blockschaltbild dcs Querruderkanals dcs Autopiloten und die Rcchenschaltungen zum Berechnen der Azimut-Sollwerte, F i g. 2 eine Alternativform eines Teils der Rechenschaltung von F i g. 1.
Dic in der Zeichnung gezeigten Rechenschaltungen sitod mit einem l. L. S.-Leitstrahlempfa' nger gekoppelt.
Die folgende Beschreibung bezieht sich in erster Linie auf die Form und Betricbswcise der Schaltungen, wenn sic mit einem Leitstrahlempfänger während der Kursanflug- und Gleitflugphase einer Annäherung an eine automatsche Landung und darauffolgend während der Gleitflug-Abfang-Phasen bis zum Punkt der Driftbeseitigung gekoppelt sind. Da das Flueregelsystem schr umfassend ist. gibt es noch andere Betriebsweisen. hei welchen die Konfiguration der Rechenschaltungen durch Relaiskontakte abgeändert wird, durch die Betätigung von Schaltern, die an einem Bediengerät vorgesehen sind. Dicsc Schalter werden von der Besatzung des Luftfahrzeugs manuell betätigt, um die verschiedenen Betätigungsweisen des Systems auszuwählen.
Bei der Beschreibung dur Rechenschaltungen soll kurz auf die Änderungen eingegangen werden, die beim Umschalten auf andere Betriebsweisen und die Natur dieser Betriebsweisen einbezogen sind.
Der Autopilot hat auch Höhenruder- und Seitenruderkanäle, die ebenfalls nicht im einzelnen beschriebett werden sollcn. Der Autopilot ist ein solcher. bei dem das Prinzip der Querrudersteuerung angewandt wird, d. h., alle Manöver, bei denen cin Kurswechsel einbezogen ist, ob nun ein vorher herrschender Zustand wiederhergesellt wird oder ein neuer Zustand geschaffen wird. werden durch Stenern der Querruder. um das Luftftthrzeug um die Längsachse zu drehen. verursacht, wobei das Seitenruder einfach angewandt wird, um irgendwelche Gierschwingungen um die Hochachse die sonst auftreten könnten. zu dämpfen und außerdem einem Schiebeflug entgegenzuwirken.
Der Autopilot arbeitet mit einer Drchgeschwindigkeitsregelung, und der Seitenruderkanal des Autopilotcn kann auch in bekannter Weise mit einem Signal beliefert werden. welches eine Solldrchgeschwiniigkcit der Seitenruderbewegung wiedergibt. wobei dieses Signal eine Funktion der Drehgeschwindigkeit Jcs Luftfahrzeugs um seine hcohachse ist. die durch einen Geschwindigkeitskreisel gemessen wird. und eine Funktion seiner Querbeschleunigung, wic sie z. 13. durch ein Signal wiedergegeben wird, welches von einem Querbeschleunigungsmesser, wic z. B.einem Pendel. abgeleitet wird. Das Signal kann außerdem Kompon-enten einschließen. welche die Stellung der Querruder wiedergeben oder von dieser abhängen.
Der Höhenruderkanal muß die Längsneigungslage während der verschiedenen Betriebsweisen des Systems steuern können. So wird cr selbst mindestens eine -rstc Betriebsweise haben, bei welcher cr eine gegebene Längsneigungslage aufrechterhalten kann. und eine zweite Betriebsweise, bei welcher er mit dem Ausgang des 1. L.S.-Oleitwegempfängens gekoppelt ist, zur Steuerung der Längsneigungslage des Luftfahrzeugs in der Weise, die erforderlich ist, um einen Gleitweg mit einer vorbestimmten Längsneigungslage zu erreichen und dann diesen hinabzufliegen. Eine weitere Betriebsweise ist für die Abfttng- und Landephase einer automatischen Landung erforderlich. um das Luftfithrzeug zu steuern, damit das erforderliche Abfangmanöver ausgeführt wird. Die ersten beiden Betriebsweisen sind allgemein bekannt, und ein Verfahren zum Ausführen der dritten Betriebsweise unter der Steuerung von Signalen. welche die Höhe des Luftfahrzeugs angeben die von einem frequenzmodulierten Funkhöhenmesser hergeleitet sind, ist in einer Druckschrift mit dem Titel »Blind Landing« von W.J. Charnley auf den Seiten 115 bis 132 in Vol. XII, Nr. 2, des »Journal of the Institute of Navigation« beschrieben. Gemäß diesen Vorschlägen werden bei einer Drehgeschwindigkeitsregelung die Höhenruder während der Abfang-und Ltndephasen gemäß einem Signal gesteuert, das eine Solldrehgeschwindigkeit der Höhenruderbewegung darstellt, wobei das Signal der Unterschied zwischen einem Signal ist. das eine Funktion der Nickgeschwilldigkeit » (-). und einem Signal, das eine Sollnickgeschwindigkeit wiedergibt, die mit Hilfe von Funkhöhenmessersignalen (die Flughöhe h darstellend) errechnet worden ist, und eine Funktion des Ausdrucks (/1 + # Dh) (1) ist, wobei T eine Zeitkonstante mit einem Wert zwischen 4 und 8s ist. Das Sollnickgesckgeschwindigkeitssignal (D#)D kann z. E3. die folgende Form haben: worin k eine Konstante ist, T die im vorstehenden erwiihnte Zeitkonstante und T12 und Tt3 und T14 weitere Zeitkonstanten sind. Es kann außerdem einen Ausdruck einschließen, welcher eine vorherbestimmte Anderung der Längsneigung mit der Zeit fordert. wobei dieser Ausdruck durch Umschalten bei Beginn der Abfangphase eingeführt wird.
Die Zeichnung zeigt die Azimut-Sollwert-Rechenschaltungen mit Anschlüssen an verschiedene herkömmliche Signalquellen, welche durch Blöcke dargestellt sind. Die Rechenschaltungen können grob gesprochen in zwei Teile eingeteilt werden, von denen einer im oberen Teil der Zeichnung zum Berechnen von Signalen gezeigt ist, die jede Abweichung von einer Bahn oder einem Kurs wiedergeben, welche bzw. welcher entweder durch Signale von einem Flugkompaß allein oder von einem Flugkompaß in Kombination mit einem Leitstrahlempfänger definiert ist, und der andere an der unteren linken Seite der Zeichnung zum Berechnen eines Signals, welches einen geforderten Querneigungswinkel #D wiedergibt. Am unteren rechten Teil der Zeichnung ist ein Blockschaltbild gezeigt, welches den Querruderkanal des Autopiloten und die verschiedenen Signalquellen, wie z. B. Geschwindigkeitskreisel, die mit diesem in Verbindung stehen, wiedergeben.
Um mit den Kursabweichungs-Rechenschaltungen zu beginnen, ist der Ausgang eines I.L.S.-Leitstrahl- empfangers 1, welcher ein Gleichstromsignal ist, gezeigt, wie er durch eine Kette, die einen Verstärker 2, einen Modulator 3 und einen Puffcrvcrsllirkcr 4 einschließt, mit einem Sternpunkt am Eingang eines Servoverstärkers 5 gekoppelt. Der Modulator 3 arbeitet, um ein amplitudenmoduliertes Wechselstromsignal von 4()() Hz herzustellen. Alle Wechselstromsignale, die im nachfolgenden erwähnt werden. sollen so verstanden werden, daß-sic von dieser Form sind. falls nicht das Gegenteil gesagt ist. Der Servoverstärker 5 steht mit einem elektrischen Servomotor 6 in Verbindung. dessen Welle 7 eine weitere Welle 8 über ein Untersetzungsgetriebe 9 antreibt. Das Servosystem dreht die Welle 8 gemäß einer Funktion des Ausgangssignals a des Leitstrahlverstärkers 1 von der folgenden Form: k,, 1+ rD , (3) worin k eine Konstante und T eine Zeitkonstante ist.
Zu diesem Zweck weist das Servosystem einen Potentiometerabgriff 10 auf. dessen Kontaktarm durcn die Welle 8 angetrieben wird. wobei ein die Lage oder Stellung der Welle 8 wiedergebendes Signal geschaffen wird, welches nach dem Stern punkt am Eingang des Venstärkers 5 hin rückgekoppelt wird. Außerdem treibt die Welle 7 einen Tachogenerator 11 zur Erzeugung eines Signals an, welches die Drehgeschwindigkeit dieser Welle wiedergibt. Dieses wird ebenfalls nach dem Stern punkt am Eingang des Verstärkers 5 über einen weiteren Verstärker 12. einen Relaiskontakt G 1 und je nach der Lage bzw. Stellung des Kontaktes G 1 den einen oder anderen von zwei Widerstiinden 13 und 14 rückgetührt. Es zeigt sich deshalb, daß sowohl beim Geschwindigkeits-als auch beim Stellungsrückkopplungssignal die Stellung der Welle 8 eine Funktion des Eingangssignals a ist wobei die Konstanten k und T durch die Größen der Widerstände 13 und 14 und außerdem der Reihenwiderstände 15. die in dem zum Sternpunkt beim Eingang des Verstärkers 5 führenden Signalweg eingeschlossen sind. zu bestimmen sind. Die Steuerung des Kontaktes G1 soll im nachstehenden näher beschrieben werden, aber an dieser Stelle soll besonders darauf hingewiesen werden, daß ein Uberwechseln bzw. Umschalten des Kontaktes C1, wenn angenommen wird, daß die Widerstände 13 und 14 von verschiedenen Größen sind. eine Anderung von # zur Folge hat.
Die Welle 8 treibt außerdem den Läufer eines Drehmelders 16 an, dessen Ständer durch Signale erregt wird, die an Klemmen 16a von einem Drehmeldergeber aufgebracht werden, der in bekannter Weise in einem Flugkompaß 17 zur Erzeugung von Signalen vorgesehen ist, dei den Unterschied (#-##) zwischen dem tatsächlichen Steuerkurs des Luftfahrzeugs und der Richtung eines ausgewählten Kurses wiedergibt. Die gestrichelte Verbindung 18 die in der Zeichnung zwischen dem Flugkontakt 12 und dem Leitstrahlempfänger 1 gezeigt ist, gibt die Kopplung wieder, welche zwischen diesen beiden Punkten oder Daten vorgesehen sein muß, damit der gewählte Kurs, der auf dem Kompaß 17 eingestellt ist, mit der Gleitwegrichtung im Leitstrahlemptänger 1 identisch ist.
Es versteht sich, daß diese Kopplung entweder elektrisch oder mechanisch ausgeführt werden kann, je nachdem, wie es in dem betreffenden Falle praktisch ist.
Der Läufer des Drehmelders 16 ist an die Eingangswicklung eines Transformators 19 angeschlossen. wobei das im Rotor während scincs Bctrichs erzeugte Signal durch den Ausdruck bestimmt ist. wobei ## der Wert von T (Gleichung 3) für die Kursanflugphase ist.
Wenn die Relais RC, AZM und AZD erregt sind, aber das Relais G nicht. wird dieses Signal von der Ausgangswicklung des Transformators 19 über den Kontakt ARC 1 nach einem Potentiometer 20 geleitet.
Der Kontaktarm des Potentiometers 20 wird durch eine Welle 21 gemäß der angezeigten Fluggeschwindigkeit des LuftfahYzeugs verstellt, so daß die Größe des Signals, das am Kontaktarm des Potentiometers 20 erscheint von der Fluggeschwindigkeit abhiingt. Dieses letzte Signal wird über einen Vcrstiirkcr 22 und einen Demodulator 23 zu einer Schaltung 24 gelcitet und über die Kontakte AZM1, G2 und AZD1 zu ciner Leitung 25, welche den Ausgang des Netzwerks 24 mit dem Eingang der im linken Teil der Zeichnung gezeigten Rechenschaltungen. die die Sollquerneigung des Luftfahrzeugs berechnen, verbindet. Die Welle 21 kann z. B. durch einen Drehmelderempfanger angetieben werden, der durch einen Drehmeldergeber gesteuert wird, welcher in einem Luftdatenrechner vorgesehen ist und von einer Welle im Rcchncr angetrieben wird.
Dic Konfiguration der im vorstehenden mit erregten Relais RC, AZM und AZD beschriebenen Rechenschaltungen für die Kursabweichung ist diejenige, welche während der Kursanflugphase einer automatischen Landung oder, wenn erforderlich, in der gleichbcdeutenden Phase einer automatischen Annäherung an eine visuelle Landung angewandt wird.
Für die Gleitflug-Abfang-Phase ist ein anderes Steuergesetz erforderlich, und ein Relais G wird erregt, welches bewirkt, daß der Kontakt G1 und G2 von den in der Zeichnung gezeigten Bedingungen überwechselt. Dies ruft erstens als Ergebnis der Anderung oder Umlegung des Kontaktes G2 eine Anderung in der Zeitkonstantc T, z. B. von einem Wert unter 0.15 Sekunden für die Kursanllugphase auf einen Wert zwischen 1 und 3 Sekunden tür die Gleitflug-Abfang-lPhIse, hervor.
Gleichzeitig wird durch das Umschalten des Kontaktes G2 in der Schaltung 24 die Leitung 25 anstatt mit dem Demodulator 23 direkt mit dem Ausgang einer Signalkette verbunden. welche einen Verstärker 30 und einen Demodulator 31 in Kaskade einschließt.
Der Verstärker 30 hat zwei Eingänge. von denen einer von dem Ausgang des Verstärkers 12 und der andere von dem Stellungspotentiometer 10 hergeleitet ist, welches mit der Welle 8 gekoppelt ist. Die beiden Eingänge sind additiv kombiniert, um ein Ausgangssignal zu ergeben, welches sowohl von a als auch von der Anderungsgeschwindigkeit von a abhängt und durch den Ausdruck gegeben ist. worin k4 eine Konstante ist und r<, und Zeitkonstanten sind.
Die Verfahrensweise, wie sie zum Ausführne einer automatischen Landung mittels des beschriebenen Systems dargelegt ist, schließt die Bestätigung eines besonderen Schalters am Bedienungsgerät ein, wenn das Lufifahrzeug einen Gleitweg hinunterfiegt. Dieser »LANDUNG-EIN«-Schalter bewirkt in der Azimut-Rechenschaltung die Erregung eines Relais PL. Dies kann nicht geschehen, außer dann, wenn das Relais G ebenfalls erregt ist, und wenn es geschieht. schaltet cin Kontakt PL1 in der Schaltung 24 um, um eine zusätzliche Gleichstromkomponente zum Ausgang des Demodulators 31 hinzuzufügen. Diese Komponente ist von einem Signal abgeleitet, welches den Klemmen 32 vom Flugkompaß 17 her übermittelt wird und den Driftwinkel des Luftfahrzeugs wiedergibt. Unter den gerade betrachteten Umständen kann der Driftwinkel einfach durch jeden Unterschied (#-##) zwischen dem tatsächlichen Steuerkurs des Luftfahrzeugs und der Richtung des Gleitwegkurses wiedergegeben werden. Die eine der Endklemmen 32 ist geerdet und die andere über einen vorher eingestellten Widerstand 33 mit derjenigen Seite des Kontaktes PL1 verbunden, mit welchem der sich bewegende Kontakt Kontakt herstellt. wenn das Relais PL erregt ist. Halbleiterdioden 34 und 35 sind im entgegengesetzten Sinn zwischen dieser Seite des Kontaktes PL1 und Erde geschaltet, um als Bergrenzungsstromkreis zu wirken, und das resultierende Signal, welches and der Leitung 25 und Erdc erscheint. ist durch den Ausdruck gegeben. worin ti eine Konstante und der zweite Ausdruck durch Dioden 34 und 35 innerhalb von Grenzwerten gehalten wird.
Für den Fachmann ist ersichtlich. daß die Größe der Konstante a durch Einregelung des vorher eingestellten Widerstands 33 geregelt bzw. verändert werden kann.
Es sei besonders darauf hingewiesen. daß die relativen Vorzeichen der Viclfachen von # und (#- - ##) in dieser Phase zu denjenigen in der Kurs-Anflug-Phase entgegengesetzt sind. um sicherzustellen. daß ein Zustand erreicht ist. in welchem dieAntenne im Luv des Leitstrahls ist. Dies bedeutet einen leichten Destabilisierungseffekt der Bewegung. aber die Größe des Ausdrucks reicht aus. um eine Stabilität herzustellen.
Es soll kurz auf andere Betriebsweisen eingegangen werden, die wie folgt sind: 1. Der Stromkreis kann so geschaltet werden daß er mit anderen Richtungsempfängern (nicht gezeigt) als ein I.L.S.-Leitstrahlempfänger gekoppclt ist. z. B. an einen UKW-Drehfunkfeucr-Empfänger oder an den Ausgang eines Dopplerempfängers. um das Luftfahrzeug cntlang einem UKW-Drehfunkfeuer oder einem Dopplerkurs zu steuern. Es kann bei diesen Betriebsweisen die gleiche Schaltung verwendet werden, wie in den Kurs-Anflug-Phasen einer I.L.S.-Annäberung mit der möglichen Ausnahme, daß die Zeitkonstanten des Scrvosystems (Verstiirkcr 5. Läufer 6. Geber 11 usw 1 verändert werden könnten.
2. Anstatt daß eine Richtungstührung von einem Funkempfänger her erhalten wird, kann es erforderlich sein, das Luftfahrzeug auf einen Kompaßkurs hin und diesem entlang zu lenken, wie er durch die Einstellung im Flugkompaßsystem 17 definiert ist. Für diese Betriebsweise ist das Relais RC nicht erregt, obwohl die Relais AZM und AZD erregt sind mit dem Ergebnis, daß ein Signal, welches den Anschlußklemmen 36 vom Kompaßsystem 17 her übermittelt ist, das die Unterschiede zwischen der tatsächlichen Richtung des Luftfahrzeugs und seiner gewünschten Richtung (j - v1i>) wiedergibt, anstatt dem Ausgangssignal vom Transformator 19 her direkt dem Potentiometer 20 übermittelt wird.
3. Es kann erwünscht sein, das Luftfahrzeug unter der Steuerung des Autopiloten durch Betätigen des Querneigungssteuerknopfes an einem Querneigungseinstellgerät 38 zu steuern. Der Steuerknopf dient zur Einstellung eines Potentiometers, um ein Signal zu schaffen, welches den erforderlichen Querneigungswinkel wiedergibt, und dieses wird Endklemmen 37 der Rechenschaltung übermittelt. Bei dieser Betriebsweise ist weder das Relais RC noch AZM erregt, obwohl das Relais AZD erregt ist mit dem Ergebnis, daß die eine der Endklemmen 37, von denen die andere geerdet ist, beim Schließen des Kontaktes BC1 über die Kontakte AZM1, G2 und AZD1 an die Leitung 25 angeschlossen werden kann. Der Kontakt BC1 wird durch die Erregung eines Relais BC geschlossen, und dies tritt immer dann automatisch auf, wenn der Qucrneigungssteuerknopf von seiner Nullstellung hinwegbewegt ist.
Die an der Leitung 25 im Betrieb erscheinenden Signale werden durch eine Filterschaltung 40 nach der einen Eingangswicklung eines Magnetverstärkers 41 in den Querneigungs-Sollwert-Rechner geleitet.
Der Verstärker 41 wirkt einfach als Summierverstärker, welcher gleichzeitig die ihm übermittelten Gleichstromsignale in Wechselstromsignale umwandelt. Der Ausgang des Verstärkers 41 wird nach dem Servoverstärker 42 geleitet, mit welchem ein Servomotor 43 in Verbindung steht. Die Welle 44 des Motors 43 treibt einen Tachogenerator 45 und, über ein Untersetzungsgetriebe 46, eine weitere Welle 47 an. Die Welle 47 betätigt einen Potentiometerabgriff 48 über ein weiteres Untersetzungsgetriebe 49, um ein Signal zu schaffen, welches die Stellung der Welle 47 wiedergibt. Dieses wird über einen Widerstand 50 und Kontakt AZD2 (es wird hier angenommen, daß das Relais AZD erregt ist, wie bei allen im vorstehenden behandelten Betriebsweisen) nach einer zweiten Eingangswicklung des Verstärkers 41 zurückgeführt, um eine Stellungsrückführung für das Servosystem zu schaffen. Eine Geschwindigkeitsrückführung wird außerdem durch den Ausgang des Tachogenerators 45 geschaffen, welcher einem weiteren Eingang des Verstärkers 41 über einen Demodulator 51 rückgeführt wird. Das Servosystem verstellt eine Welle 47 gemäß einem Sollquerneigungswinkel q) Ds der durch die folgende Gleichung gegeben ist: # #D = V25/1 + r2 D . (7) worin 1",, das Signal ist. welches an der Leitung 25 erscheint. Fiir die verschiedenen beschriebenen Be- triebsweisen ist V2s durch die folgenden Ausdrücke gegeben: 1. Kurs-Anflug-Phase des l.L.S.-Anflugs Relais RC, AZM, AZD erregt (andere Funkkursphasen ergeben ähnliche Signale mit unterschiedlichen Werten von r9).
II. Gleitflugphase des 1. L.S.-Anflugs »LANDUNG-EI N«-Schalter nicht betätigt. Relais RC, AZM, AZD und G erregt.
III. Gleitflugphase des l.L.S.-Anfluges »LANDUNG-EI N«-Schalter betätigt. Relais RC, AZM, AZD, G und PL erregt.
IV. Kompaßkursphase V25 = -k1 (Y'YJD) (11) Relais AZM, AZD erregt.
V. Manuelle Querneigungssteuerung: V25 ist das Potential aus dem Querneigungssteuerungspotentiometer. Relais AZD und BC erregt.
In I und III variiert k, mit der angezeigten Fluggeschwindigkeit infolge der Einstellung des Potentiometcrs 20. Die Welle 47 dient außerdem als Antrieb für den Läufer eines Drehmelders (52), dessen Ständer gemäß dem tatsächlichen Querneigungswinkel # des Luftfahrzeugs erregt wird, wobei Signale, die diese letzte Größe wiedergeben, Anschlußklemmen 52a von einem Drehmeldergeber her, der mit einem Vertikalkreisel 53 in Verbindung steht, übermittelt wird. Das am Rotor des Drehmelders 52 erscheinende Signal gibt somit den Unterschied zwischen dem erforderten und dem tatsächlichen Querneigungswinkel (¢s -an, und dieses wird der Primärwicklung eines Transformators 54 übermittelt. Die Sekundärwicklung des Transformators 54 wird dem Eingang eines Demodulators 55 übertragen welcher arbeitet, um ein Gleichstromsignal zur Ubermittiung auf die eine Eingangswicklung eines Ausgangsmagnetverstärkers 56 herzustellen.
Bei allen Betriebsweisen wird der Ausgang vom Potentiometer 48 durch ein Differenzierungsnetzwerk 57 nach einer weiteren Eingangswicklung des Verstärkers 56 geführt. Diese weitere Eingangswicklung erhält somit in den betreffenden Betriebsweisen ein Signal, welches die Funktion Dl/D (12) 1+#21D (12) wiedergibt, worin T2, eine Zeitkonstante ist, die durch die Konstanten des Netzwerkes 57 bestimmt ist.
Zur gleichen Zeit wird ein zu (/>D in Beziehung gesetztes Signal nach den Anschlußklemmen 58 übermittelt, von denen die eine über einen Widerstand 58a und einen Kontakt AZM3 erregt wifd, wenn das Relais AZM erregt ist, was es in allen bisher beschriebenen Betriebsweisen ist, außer da, wo der Querneigungsregler verwendet wird.
Eine Betriebsweise des Querruderkanals dient dazu, das Luftfahrzeug in der Querachse waagerecht und auf dem zur Zeit des Eingreifens vorherrschenden Kurs zu halten. Für diesen Zweck ist ein Steuerkursüberwachungsgerät 59 vorgesehen, welches über eine Kupplung 60 angetrieben wird, die nur bei dieser Betriebsweise eingreift, von einem Tochterkompaß 61 her, welcher auf bekannte Weise durch den Flugkompaß 17 gesteuert wird. Das Uberwachungsgerät 59 arbeitet von dem Augenblick an, wo die Kupplung 60 angreift, um ein Ausgangssignal zu ergeben, welches Endanschlüssen 62 übermittelt wird, die jede Anderung (#-#0) im Kompaßkurs von demjenigen, der im Augenblick des Eingreifens herrscht, wiedergibt Für diese Betriebsweise wird das Relais AZD nicht erregt, so daß keine Signale der Leitung 25 übermittelt werden, da der Kontakt AZD1 offen ist.
Außerdem schaltet der Kontakt AZD2 über, um den Ausgang des Demodulators 55 mit demjenigen Eingang des Verstärkers 41 zu koppeln, welcher sonst das Stellungsrücklührungssignal vom Potentiometer 48 her erhält. Der Querneigungssollwertrechner arbeitet daher lediglich, um die Welle 47 gemäß dem Querneigungswinkel <P des Luftfahrzeugs, der durch die dem Ständer des Drehmelders 52 übermittelten Signale wiedergegeben wird, in Stellung zu bringen.
Das Signal, welches (#-#0) wiedergibt, wird durch den normalerweise geschlossenen Kontakt AZD3 des Relais AZD von den Anschlußklemmen 62 nach einem Eingang des Verstärkers 56 geleitet. Da der Ausgang des Demodulators 55 gleich Null ist, weil die Welle 47 dem Querneigungswinkel 1s folgt, wird einem der anderen Eingänge des Verstärkers 56 kein Signal übermittelt, während der andere das durch den Ausdruck (12) gegebene Signal erhält, wobei #D gleich f ist. Das Signal von den Anschlußklemmen 62 her wird außerdem den Anschlußklemmen 58 über einen Widerstand 63 zugeführt.
Im Querruderkanal des Autopiloten, welcher auf der linken unteren Seite der Zeichnung gezeigt ist, ist ein herkömmlicher Servoverstärker 70 und ein Servomotor 71 vorgesehen. Die Welle des Motors 71 treibt einen Tachogenerator 72 und den Eingangsbauteil einer elektromagnetischen Kupplung 73 an. Der Ausgangsbauteil der Kupplung wird durch einen Drehmomentschalter 74 mit dem Eingang des Querruderstellmotors 75 gekoppelt, welcher in der Zeichnung lediglich als einfacher Block gezeigt ist. Der Drehmomentschalter 74 und die Kupplung 73 arbeiten zusammen um den Antrieb außer Eingr4fl' zu bringen, wenn das durch den Schalter 74 übertnigene Drehmoment einen vorbestimmten Sicherheitswert überschreitet. Der Erregungsstromkreis für die Kupplung 73 (nicht in der Zeichnung gezeigt) weist einen Kontakt auf, welcher normalerweise geschlossen ist und durch den Drehmomentschalter 74 gesteuert wird, um sich zu öffnen, wenn der vorbestimmte Drehmoment überschritten ist. Er schließt natürlich auch einen oder mehr Schalter zum Steuern des Eingriffs des Querruderkanals durch Erregen der Kupplung 73 ein.
Die Signale vom Tachometergenerator 72 her werden dem einen Eingang des Verstärkers 70 zurückgeführt, um die erforderliche Geschwindigkeitsrückführung zu schaffen.
Signale, welche die Rollgeschwindigkeit (D #) wiedergeben, werden einem weiteren Eingang des Verstärkers 70 über eine Phasenvoreilschaltung 76 übermittelt, welche eine Ubergangsfunktion der Form (1+n1#1D)/(1+#1D) hat. Der Eingang der Schaltung 76 ist der Ausgang einer Summierungsschaltung 77 mit zwei Eingängen, die immer angeschlossen sind, und von denen der eine nur durch die Kontakte AZD4 angeschlossen ist, wenn das Relais AZD nicht erregt ist. Die ersten beiden Eingänge werden mit Signalen beliefert, welche die Rollgeschwindigkeit p rl, des Luftfahrzeugs wiedergeben, die durch den Geschwindigkeitskreisel 78 gemessen wird, und ein zweites Signal, das die Größe r (-) angibt, worin r die Giergeschwindigkeit des Luftfahrzeugs um seine senkrechte Achse und (-) die Längsneigung ist: Dieses zweite Signal ist von einem Potentiometer 79 abgeleitet, welches mit einem Signal beaufschlagt wird, das vom Geschwindigkeitskreisel 80 kommt, wobei sein Kontaktarm gemäß der Längsneigung (-) des Luftfahrzeugs durch einen Antrieb vom Vertikalkreiselgerät 53 her angetrieben wird. Die Größe (p + r(-)) wird als Annäherung an die Größe (p cos 0 + r sin (-)) verwendet, welche wiederum die Größe D <1> ist.
Der dritte Eingang der Summierschaltung 77 ist direkt mit dem Ausgang des Geschwindigkeitskreisels 80 gekoppelt, wenn der Kontakt AZD4 geschlossen ist, was nur während der Steuerkurs-Uberwachungs-Betriebsweise der Fall ist.
Schließlich sind der dritte und vierte Eingang des Verstärkers 70 mit dem Ausgang des Verstärkers 56 in der Rechenschaltung für die Sollquerneigung und mit den Ausgangsanschlußklemmen 58 über einen Integrator 81 gekoppelt. Die an den Anschlußklemmen 58 erscheinenden Signale sind das, was mit »Langzeit-Komponenten« der Signale, die am Ausgang des Verstärkers 56 erscheinen, bezeichnet werden könnte und dienen nach der Integration. dazu Zeitfehler austugleichen.
Bei der Steuerkurs-Uberwachungs-Arbeitsweise sind die dem Servoverstärker 70 übermittelten Signale so besfimmt, daß eine Solldrehgeschwindigkeit der Querruderbewegung (D <D #)D erhalten wird, die durch gegeben ist.
Hieraus ist ersichtlich, daß das zusätzliche Signal, wefches.r wiedergibt ünd durch den Kontakt AZD4 geleitet wird, bei der Steuerkurs - berwachungs- Betriebsweise verwendet wird, um eine Kreuzkopplung der Giergeschwindigkeit nach dem Querruderkanal vorzusehen, um dazü beizutragen, daß das Luftfahrzug auf Kurs gehalten wird.
Bei anderen Betriebsweisen ist die Solldrehgeschwindigkeit der Querruderbewegung (D )» durch gegeben, wobei die Signale, welche den zweiten und dritten Ausdruck auf der rechten Seite wiedergeben, vom Verstärker 56 her erhalten werden und die Signale, welche den vierten Ausdruck wiedergeben, vom Integrator 81 her erhalten werden. #D nimmt die Form an. wie sie durch die Gleichung (7) und. je nach der Betriebsweise, die geeignete der Gleichungen (8) bis (11) gegeben ist.
Die Relais PL, G, RC, AZM und AZD, die im vorstehenden erwähnt sind und Kontakte haben. welche die Betriebsweise des Querruderkanals durch Ändern der Anschlüsse innerhalb der Rechenschaltung steuern, haben alle Wicklungen, welche zwischen einer Anschlußklemme 85, die auf einem negativen Potential gehalten wird, und einer entsprechenden von den Anschlußklemmen 86 bis 90 angeschlossen sind. Diese sind mit einem Bedienungsgerät für die Flugregelanlage verbunden, wo manuell zu betätigende Schalter vorgesehen sind, um eine positive Spannung auf die Kombination der Anschlußklemmen 86 bis 90. je nach der gewünschten Betriebsweise, zu übermitteln.
In der Gleitflugphase nachdem das »LANDUNG-ElN«-Relais PL erregt worden ist, ist der Ausdruck a (#-##)-s. Gleichung (10) - in den Signalen enthalten, die zum Berechnen des Sollquerneigungswinkels (hD dienen, um den Teil des Luftfahrzeugs, welcher die Antennen trägt, normalerweise den Bug, nach einer Seite des Gleitweges hin zu versetzen.
Wenn dies windwärts erfolgt, und zwar bei einem Luftfahrzeug, bei welchem die l. L. S.-Antennen sich im Bug befinden, um einen Betrag (dieser ist durch a bestimmt), der proportional dem Abstand der Antennen von dem Schwerpunkt des Luftfahrzeugs ist. kann die Verschiebung so erfolgen. daß der Schwerpunkt sich auf dem Gleitweg befindet. und das Luftfahrzeug ist dann in der Rollbahn-Mittellinie ausgerichtet. wenn die Drift beseitigt wird. Wenn erforderlich, kann die Größe der Komponente verstärkt werden, um den Schwerpunkt windwärts in bezug auf den Gleitweg zu verschieben, um die Seitwärtsbewegung infolge von Querwinden zwischen der Driftbeseitigung und dem Aufsetzen auf den Boden einzukalkulieren.
In dem bis hierher beschriebenen System verändert sich bzw. variiert das Signal. welches der Drift proportional ist, d. h. a(9 - pt) wenn die Drift während des Sinkflugs sich ändert. Dies ist die vorgezogene Anordnung, da bei ihr Änderungen in der Drift, wenn der Boden angeflogen wird. in Bctracht gezogen bzw. einkalkuliert werden.
Das (#-##)-Signal vom Flugkompaß 17 her, das bei den Endanschlüssen bzw. Anschlußklemmen 32 erscheint. kann jedoch durch ein vorgewähltes Signal ersetzt werden, welches, wic in F i g. 2 angezeigt, von einem Potentiometer 92 abgeleitet werden kann. das durch einen Knopf 93 vom Piloten gemäß einem geschätzten Wert der Drift eingestellt wird. Der Ausgang des Potentiometers wird dem voreingestellten Widerstand 33 übermittelt usw., und die Betriebsweise ist im wesentlichen diejenige, wie sie im vorstehenden beschrieben worden ist.

Claims

Patentansprüche: 1. Flugregelanlage zum Kompensieren des Seitenweindes während des Landeanfluge, mit der ein Azimut-Steuerbefehl in Abhängigkeit von Funksignalen hergeleitet wird, die auf einem durch Funkleitstrahl bestimmten Anflugweg durch eine am Luftfahrzeug befindliche Antennenanlage empfangen werden, die in Längsrichtung außerhalb des Schwerpunktes des Luftfahrzeugs angeordnct ist, dadurch gekennzeichnet. daß der Azimut-Steuerbefehl eine Komponente enthält, die vom Abdriftwinkel des Luftfahrzeuges abhängig ist, wobei diese Befehiskomponente einen Flug des Luftfahirzeuges mit einer Versetzung der Antennenanlage im Azimut seitlich von der Mittellinie des Anflugweges zu bewirken sucht und Größe und Richtung dieser Versetzung derart sind, daß der Schwerpunkt des Luftfahrzeuges nicht auf die Leeseite der Mittellinie des Anflugweges zu liegen kommt.
2. Flugregelanlage nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Komponente des Azimut-Steuerbefehls in Ubereinstimmung mit einer manuellen Einstellung des Abdriftwinkels hergeleitet wird (Fig. g.').