DE1431233C3

DE1431233C3 - Kurshaltesystem

Info

Publication number: DE1431233C3
Application number: DE1431233A
Authority: DE
Inventors: George Edward London Sims
Original assignee: Elliott Brothers London Ltd
Current assignee: Allard Way Holdings Ltd
Priority date: 1963-10-21
Filing date: 1964-10-20
Publication date: 1974-11-14
Also published as: US3358948A; DE1431233A1; DE1431233B2; GB1072116A

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Kurshaltesystem mit einem Empfänger, der Leitstrahlsignale aus einem einen Kurs definierenden Sender aufnimmt, mit einer Vorrichtung, die das von dem Sender aufgenommene Signal auf die automatische Steuerung des Flugzeuges in Form eines Strahlfehler- oder Abweichungssignals übertragen kann, und mit einer Vorrichtung, die ein Dämpfungssignal zur Übertragung an die selbsttätige Steuerung des Flugzeuges abgibt.

Bekannte Kurshaltesysteme für Flugzeuge verwenden ein Signal (z. B. ein Leitstrahlfehlersignal), welches ein Maß für die Abweichung des Flugzeuges von J₀ dem vorgeschriebenen Kurs darstellt. Wenn dieses Signal allein verwendet wird, steuert es zwar das Flugzeug in Richtung auf den Kurs, aber die Flugbahn schneidet den Kurs und schießt über das gewünschte Ziel hinaus, wodurch eine Übersteuerung bzw. Oszillation des Flugzeuges um den den Kurs bestimmenden Leitstrahl auftritt. Diese Übersteuerung ist dadurch bedingt, daß das Flugzeug, welches auf den Kurs zu gesteuert wird, nicht in Richtung des Kurses geführt wird, bis es den Kurs wieder verlassen hat. Um eine derartige Übersteuerung zu vermeiden, ist es erforderlich, ein zusätzliches Dämpfungssignal vorzusehen, welches das Flugzeug in Richtung des Kurses führt, wenn es sich dem Leitstrahl nähert, d. h., wenn das Strahlfehler- oder Abweichungssignal klein wird.

Bei einem bekannten System wird dieses Dämpfungssignal dadurch erhalten, daß das Strahlfehleroder Abweichungssignal durch ein Filter mit einer Differenziercharakteristik geleitet wird. Dieses System weist den Nachteil auf, daß der Störinhalt des Strahlfehler- oder Abweichungssignals besonders verstärkt wird, wodurch der Grad der mit diesem System erzielbaren Steuerwirkung begrenzt ist. Die deutschen Patentschriften 963 073 und 1 026 378 zeigen Systeme, die nach diesem Prinzip arbeiten.

Weiterhin sind kursstabilisierende Systeme bekannt, bei denen das Dämpfungssignal aus einem von einem Kompaß abgeleiteten Steuersignal entweder durch Subtrahieren einer bekannten Kursrichtung von diesem Steuersignal gewonnen wird oder aber dadurch, daß das von dem Kompaß abgeleitete Steuersignal einem Filter aufgeprägt wird, welches die Langzeitinformation ausschaltet. Diese Systeme arbeiten jedoch lediglich unter idealen Bedingungen zufriedenstellend. Bei Änderung des Seitenwindes versucht nämlich das von dem Kompaß abgeleitete Steuersignal den Steuerkurs des Flugzeuges zu halten, welches bei Beibehaltung der gleichen Richtung bei einer Änderung des Windes von dem Kurs weggeführt wird. Zur Aufrechterhaltung der Bahn im Raum oder über dem Erdboden muß daher der Steuerkurs des Flugzeuges geändert werden, und diese Änderung muß entweder durch das vorerwähnte Filter oder durch Hinzufügen eines zusätzlichen Steuersignals berücksichtigt werden, welches durch Integration des Abweichungssignals erhalten wird. Seitenwindänderungen verschieben somit das Flugzeug in sehr starkem Maße aus der Bahn und die Auslegung des verwendeten Filters oder Integrators ist somit ein Kompromiß zwischen einer möglichst weitgehenden Verringerung der auftretenden Kurzabweichungen und einer zufriedenstellenden Dämpfung des Systems, so daß alle Abweichungen so rasch wie möglich auf ein Minimum reduziert werden. Selbst mit dem besten Kompromiß ist die Leistung dieser bekannten Systeme verhältnismäßig gering, und es ist bekannt, daß sie für eine automatische Steuerung des Flugzeuges auf geringe Höhe und für automatisches Landen nicht geeignet sind. Beispiele für derartige Systeme sind in den USA.-Patentschriften 2 717 132, 2 987 276 und 2 993 665 beschrieben und dargestellt.

Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es nun, ein Kurshaltesystem zu schaffen, mit dem es möglich ist, sich dem Leitstrahl in asymptotischer Weise zu nähern und diesen Leitstrahl zu halten. Zur Lösung dieser Aufgabe ist ein Kurshaltesystem der eingangs geschilderten Art erfindungsgemäß so ausgebildet, daß das Dämpfungssignal durch Integration des Querneigungswinkels des Flugzeuges gewonnen wird. Die Erfindung gestattet ein automatisches Annähern des Flugzeuges an den durch einen Leitstrahl vorgegebenen Kurs sowie ein Halten dieses Kurses, ohne daß dabei eine Störung des Steuervorganges durch Störsignale im Strahlfehler- oder Abweichungssignal auftreten kann.

Ausführungsbeispiele der Erfindung werden im folgenden an Hand der Zeichnung näher erläutert.

F i g. 1 zeigt einen möglichen Anflugweg für ein Flugzeug, das einen Strahl verwendet, der von einem Funkleitstrahlsender ausgesendet wird,

F i g. 2 ein Blockdiagramm, bei dem die Anordnung der Elemente nach einem ersten Ausführungsbeispiel gemäß der Erfindung dargestellt ist, und
F i g. 3 ein Blockdiagramm, das die Anordnung

der Elemente für ein weiteres Beispiel nach der Erfindung zeigt.

Nach Fig. 1 sendet ein Funkleitstrahlsender 11 am fernen Ende der Landebahn einen Strahl 12 aus, der die Winkelverschiebung eines anfliegenden Flugzeuges 13 in jedem bestimmten Zeitpunkt von einer Mittellinie aus anzeigt, wobei diese Mittellinie mit der Mittellinie der Landebahn zusammenfällt.

In F i g. 2 ist ein Blockdiagramm eines Kurshaltesystems gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung gezeigt.

Das· System weist die normale Flugzeugstabilisieranordnung auf, die aus einem Vertikalkreisel 20 und einem Geschwindigkeitskreisel 21 besteht, welche Signale 22 und 23 erzeugen, die einer Selbst-Steuerung-Betätigungsvorrichtung 24 zugeführt werden, welche die Querruder 25 steuert.

Ein Strahlfehlersignal wird durch eine Anordnung erzeugt, die aus einem Strahlempfänger 26 besteht, welcher ein Strahlfehlersignal 27 in eine Befehlsände- 20; rungsvorrichtung 28 einführt. Diese Änderungsvorrichtung 28 erzeugt ein Steuersignal 29, das über ~\ eine Querneigungssollwertbegrenzerschaltung 30 auf ' die Selbststeuerungs-Betätigungsvorrichtung 24 und damit auf die Querruder 25 gegeben wird. 25:

Die Stabilisierung der Kurshalteanordnung zur Verhinderung einer Übersteuerung wird von dem Vertikalkreisel 20 abgenommen, der ein Signal 31 in einen Integrator 32 einspeist, welcher ein integriertes Signal 33 erzeugt, das in die Befehlsänderungsvorrichtung 28 eingeführt wird. Dieses Signal wirkt in der Weise, daß es das Flugzeug längs des Kurses dreht, wenn es sich dem Kurs nähert, und verhindert oder vermindert dadurch in asymptotischer Weise eine zu weite Bewegung.

Damit das Stabilisierungssignal 33 dem Kurswinkelfehler entspricht, wird das Signal 33 durch eine Rückkopplungsanordnung 34 gelöscht.

Ein weiteres Steuersignal 35 wird von dem Empfänger 26 über einen Integrator 36 abgeleitet.

In F i g. 3 ist ein Kurshaltesystem nach einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung gezeigt. Dieses Kurshaltesystem stellt eine Abänderung des in F i g. 2 gezeigten Systems dar und besitzt eine j weitere »Filter«-Einheit 40, die zwischen den Integrator 32 und die Befehlsänderungsvorrichtung 28 geschaltet ist. Diese weitere »Filter«-Einheit ist so ausgelegt, daß Langzeitfehler, die in der Abgabe aus dem Integrator 32 vorhanden sind, weitgehend eliminiert werden.

Der Ausgang aus der weiteren »Filter«-Einheit 40 wird über einen Verstärker K1 zur Befehlsänderungsvorrichtung 28 geführt.

Das Fehlersignal 27 wird über entsprechende Verstärker — Kl und Kl zum Integrator und zu den »Filter«-Einheiten 32 und 34 sowie zu der weiteren »Filter«-Einheit 40 geführt. Dieses Zuführen einer abgeänderten Version des Strahlfehlersignals 27 kompensiert das Filtern des Stabilisierungssignals.

Es folgt nun eine theoretische Erläuterung der Wirkungsweise des Kurshaltesystems nach Fig. 3. Bei dieser theoretischen Erläuterung ist davon ausgegangen, daß die Strahlsignale aus dem Sender parallel und nicht divergierend verlaufen.

Bei einem Landekurssendersystem ist die Verschiebungsmessung nur am Schwellwert bekannt, und die Verstärkungen werden entsprechend eingestellt. Bei größeren Reichweiten mit ungenauer Kompensation für den divergierenden Strahl wird die Stabilität nicht unzulässig ausgeglichen, da das Ansprechen langsamer erfolgt.

Wenn das Flugzeug nicht schiebt, wird eine seitliche Beschleunigung durch die Komponente des Auftriebsvektors in der horizontalen Ebene senkrecht zu der Rollachse erzeugt.

■'■y = g J (Φ-*,) dt + c,
wobei dieses

Φ der Querneigungswinkel in Bogeneinheiten,
<P_e der Winkel zwischen Auftriebsvektor und Querneigungswinkel, der von dem Kreisel angezeigt wird, und
c die anfängliche Verschiebungsgeschwindigkeit ist.

Da die Ausgangsbedingung nicht bekannt ist, wird sie durch Einsetzen von eliminiert.

Ts

I+

(Φ-Φ.) Ts , Ts

= Q - — \- C

= ξφ

s 1 + Ts I+ Ts T

wobei

Wenn Φ_ε kennzeichnend ist, ist eine weitere Operation erforderlich.

T₁ T₂S²

T₁T₂S

(1 + T₁S) (1 + T₂S)

(I-T₁S)(I

Damit wird eine doppelt »gefilterte« Verschiebungsgeschwindigkeit erhalten. Dies reicht für eine Kurzzeitstabilität aus, wenn das Ansprechen des Systems rascher erfolgt als die »Auswasch«-Zeitkonstante.

Die beiden einfachen Ubergangsfunktionen, die hier verwendet werden, lauten:

T₂S

1 + T₁S 1 + T₂S '

Im folgenden wird die zusätzliche Ubergangsfunktion betrachtet, die —. ergibt.

Eine zusätzliche Funktion, die auf Φ einwirkt, lautet

1 T₁T₂S

T₂s)

₌ 1 + (T₁ + T₂)S + T₁ T₂S² - T₁ T₂S²
s(l+ T₁S)(I+ T₂s)

1+(T₁+ T₂)S

T₁S)(I+ T₂s)

5 + (^ + T₂)S²

₌ 1 Γ 5 + (^ + T₂)S² I
s² L(I + T₁S)(I + T₂S)J

₌ J_ ΓS(T₁ + T₂)(I + T₁S) -T₂S
s² L T₁

s²

₁(I+ T₁S)(I+ T₂S)

-I J

+ T₂S) T₁(I + T₁S)(I + T₂S)

-1

J ·

5

Jedoch ist -τ = ^ s- g

. ·. erforderliche Funktion = -7i±A Γ—^-iy 1— · Γ -

ET₁T₂ i\ + T₂sy gTjT₂ L(I + T₁S)(I-

Wenn T₁ = T₂ = T, kann die obige Gleichung in folgender Weise geschrieben werden:

2 Γ Ts Ί1 Γ T²S

L }^y L

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Kurshaltesystem mit einem Empfänger, der Leitstrahlsignale aus einem einen Kurs definierenden Sender aufnimmt, mit einer Vorrichtung, die das von dem Empfänger aufgenommene Signal auf die automatische Steuerung des Flugzeugs in Form eines Strahlfehler- oder Abweichungssignals übertragen kann, und mit einer Vorrichtung, die ein Dämpfungssignal zur übertragung an die selbsttätige Steuerung des Flugzeuges abgibt, dadurch gekennzeichnet, daß das Dämpfungssignal (33) durch Integration (32) des Querneigungswinkels (31) des Flugzeuges gewonnen wird.

2. Kurshaltesystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Dämpfungssignal (33) durch ein Filter einer Rückkopplungsanordnung (34) gefiltert wird.

3. Kurshaltesystem nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Dämpfungssignal (33) durch ein zusätzliches Filter (40) geführt wird, welches Langzeitfehler, die im Signal (31) aus dem Vertikalkreisel (20) vorhanden sind, beseitigt.

4. Kurshaltesystem nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß das zusätzliche Filter (40) dem Integrator (32) nachgeschaltet ist.

5. Kurshaltesystem nach den Ansprüchen 3 oder 4, dadurch gekennzeichnet, daß ein von dem Kursfehlersignal (27) abgeleitetes Signal dem Integrator (32, 34) und dem zusätzlichen Filter (40) in der Weise aufschaltbar ist, daß das Filtern des Dämpfungssignals kompensiert wird.

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