DE1456162A1 - Gelaendefolgesystem - Google Patents

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PATENTANWÄLTE 8902 AUGSBURG-GOGGINGEN, den

v. EidiendorfF-Straße 10

DR. ING. E. LIEBAU unser zeichen Dr.Lb/RAz la N 57 47

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North American Aviation, Inc,,Delaware 17oo East Imperial Highway, El Segundo Californien/USA

Geländefolgesystem

Die Erfindung betrifft ein Geländefolgesystem und insbesondere eine verbesserte Einrichtung zur Berechnung einer Bezugsflugbahn für Geländefolge-Flugzeuge bzw. -Flugkörper.

Mit dem Aufkommen der modernen Radargeräte zur Verwendung sowohl für offensive als auch für defensive Waffensysteme hat sich die Taktik von militärischen Luftfahrzeugen notwendigerweise geändert. Damit ein militärisches Luftfahrzeug tief in ein feindliches Gebiet eindringen und wirksam eine militärische Aufgabe durchführen kann, muß der Flugkörper bzw. das Flugzeug so niedrig als möglich fliegen, um eine Entdeckung durch Bodenradaranlagen zu vermeiden. Beim Flug mit einem solchen Tiefflug-Flugprofil soll der Flugweg des Flugzeuges dem Profil des Geländes folgen, um die Gefahr, daß das Flugzeug für ein Bodenradargerät exponiert wird, auf ein Mindestmaß herabzusetzen. Für die sichere Durchführung eines solchen Flugprofils werden nach vorne gerichtete Bordradargeräte zur Feststellung von Geländehindernissen in ausreichend wit vorausliegen-

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Telear.-Adr.: ELPATENT Postsdtedckonto Mönchen 86510 Deutsche Bank Augsburg Kto. 83419M

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den Bereichen verwendet, damit der Pilot bzw. der Autopilot Ausweichmanöver treffen und solche Hindernisse vermeiden kann.

Bei diesen bekannten Geländeausweich-Kadarsystemen sind Einrichtungen zur Messung des Höhenwinkels zwischen dem Geländehindernis und dem Plugkörper- bzw. Plugzeugweg vorgesehen sowie Einrichtungen zur Berechnung eines gewünschten Höhenabstandswinkels, um einen gewählten Höhenabstand zwischen dem Geländehindernis und dem Plugzeug od. dgl. zu erzielen. Durch Vergleichen des gemessenen oder beobachteten Höhenabstandswinkels mit dem berechneten oder Bezugswinkel liefert das System eine Anzeige der erforderlichen Winkelabweichung des Plugwegvektors und kann dieses System in Verbindung mit dem Inklinationswinkelregler (pitch attitude controller) eines Flugzeuges oder Plugkörpers verwendet werden, um einen selbsttätigen Geländeausweichvorgang zu erzielen. Ein solches System ist beispielsweise in der USA-Patentanmeldung 221 653 vom 29. August I962 beschrieben. Eine solche Vorrichtung zeigt die maximale Winkelabweichung bei mehreren Winkelabweiihungen an, die für mehrere zugeordnete Geländehinder nisse berechnet worden sind, welche längs der Azimutrichtung des Plugweges liegen. Auf diese Weise wird der gewünschte Flugwegwinkel des Plugzeugs bzw. Plugkörpers ständig eingestellt, so daß zumindest ein Mindesthöhenabstand über allen im Blickfeld befindlichen Geländehindernissen sichergestellt wird.

Ein solcher berechneter Plugweg, wie der in Verbindung mit der Berechnung eines maximalen Manövrierwinkels beschrieben, ermöglicht zwar Geländeausweichvorgänge, ergibt jedoch nicht unbedingt einen

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optimalen Geländefolgevorgang in der Weise, daß die exponierte Höhe des Flugzeuges für die Entdeckung auf ein Mindestmaß herabgesetzt und das offensive Eindringvermögen bei einer militärischen Mission unter Verwendung eines solchen Plugzeuges erhöht wird.

tatt dessen kann das Plugzeug bei einem bestimmten Gelände Höhenübersteuerungen ausführen und über bestimmte Eintiefungen in Gelände darüberschrieben, wodurch sowohl das Ausmaß der exponierten Höhe als auch deren Dauer vergrößert wird.

Die Erfindung ist daher auf einverbessertes Geländefolgegerät gerichtet, durch welches die Leistungsgrenzen des Plugzeugs besser ausgenützt werden, so daß die Wahrscheinlichkeit der Entdeckung des Plugzeuges herabgesetzt wird.

Bei einer bevorzugten Ausfuhrungsform der Erfindung ist ein nach vorne gerichtetes Bordradargerät vorgesehen, das Mittel zur Lieferung von Informationen hinsichtlich der Schrägentfernung und der dichtung eines Geländehindernisses mit Bezug auf das Flugzeug liefert, in veLches das Radargerät eingebaut ist. Ferner ist eine Einrichtung vorgesehen, welche auf die erwähnte Entfernung und auf die Richtung zur Erzeugung von Steuersignalen zum manövrieren eines Plugzeugs mit bestimmten maximalen Manövriergrenzen der normalen Beschleunigung und des Flugwegwinkels anspricht, so daß eine Flugregeleinrichtung, die auf das erzeugte Signal anspricht, das Flugzeug entsprechend steuern kann.

Mit Hilfe der vorangehend beschriebenen Anordnung werden Eingangssignale für den Plugsteuerungskoppler zur Einleitung des maximalen

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Hoohziehmanövers in Abhängigkeit von einer Mindestenfrernung von einem zu vermeidenden Hindernis erzeugt, ferner wird ein Eingangssignal an die Plugsteuerungseinrichtung gegeben, um ein maximales Überziehmanöver in Abhängigkeit von einer Mindestentfernung vom Ende des erwähnten Geländehindernisses geben. Ferner sind solche Hochzieh- und Überziehmanöver auf bestimmte Steig- und Sinkwinkel be grenzt, die sich aus der Rücksicht auf die Flugsicherheit ergeben. Der Gelandefolgevorgang wird daher dadurch verbessert, daß der Betrag der Höhenübersteuerungen über zu vermeidende Hindernisse und die Dauer der maximalen exponierten Höhe eines Geländefolgefahrzeugs herabgesetzt werden.

Aufgabe der Erfindung ist daher die Schaffung eines verbesserten Gelandefolge-Radargeräts als Bordgerät.

Als ein weiteres Ziel der Erfindung ist die Schaffung einer Einrichtung zur Verbesserung der Sicherheit und Zuverlässigkeit des selbsttätigen Geländefolgeverhaltens einer Flugzeugsteuerungs-Signaleinrichtung .

Ein weiteres Ziel der Erfindung ist die Schaffung eines Geländefolge -Radar sy st eras, durch welches der Betrag und die Dauer einer Höhenübersteuerung durch ein Geländefolgefahrzeug bei Verwendung eines solchen Radargerätes auf ein Mindestmaß herabsetzt.

Ein weiteres Ziel der Erfindung ist die Schaffung eines Radardatenverarbeiters, welcher in höherem Maße di^Manövrierleistungsgrenzen eines Flugzeugsteuerungssystems besser ausnutzt, um das selbsttätige

Geländefolgeverhalten eines solchen Flugzeugsteuerungssystems zu verbessern.

Ein weiteres Ziel der Erfindung ist die Schaffung einer Einrichtung zur Berechnung eines optimalen Bezugsflugweges für ein Plugzeug in Abhängigkeit von bestimmten Flugzeugmanövriergrenzen für einen verbesserten Geländfolgevorgang.

Ein weiteres Ziel der Erfindung ist die Schaffung einer Einrichtung zur Berechnung eines Signals, welches die Abweichung zwischen dem tatsächlichen Flugweg eines Flugzeugs und einem optimalen Flugweg für einen Geländefolgevorgang anzeigt.

Die vorstehenden und weiteren Ziele der Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung in Verbindung mit den beiliegenden Zeichnungen und zwar zeigen:

Fig. la und Ib beispielsweise Darstellungen bekannter Geländeausweich-Hlndernisbezugsebenen-Techniken;

Fig. 2 eine Darstellung der Direkt-Justierstrahl-Geometrfe (onboresight geometry) des bekannten Radar-Geländeausweichproblems;

Fig. 3 eine Darstellung der Abweich-Justierstrahl-Geometrie (offboresight geometry) des bekannten Geländeausweichproblems;

Fig. 4 eine Darstellung des Flugproffl.verlaufe eines bekannten G«- ländeausweich-Steuerungssystems;

Fig. 5 eine Darstellung eines idealen besehleunigungsbegrehzten Geländefolge-Flugprofils;

Fig. 6 eine Darstellung der Wirtorig der Flugweg-Winkelbegrenzung

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auf ein beschleunigungsbegrenztes Plugprofilj

Fig. 7 ein Blockschaltbild eines erfindungsgemäßen Systems; Fig. 8a,8b und 8c Darstellungen der Wirkung des Flugwegwinkels auf die durch die erfingungsgemäße Vorrichtung erhaltene Steuerfläche;

Fig. 9 eine Darstellung der durch die erfindungsgemäße Vorrichtung erhaltenen Hochzieh-Steuerfläche;

Fig. 10a,10b und 10c Darstellungen der erfindungsgemäßen Überziehsteuerfläche;

Fig. 11 eine Darstellung der vollen durch die erfindungsgemäße Vorrichtung erhaltenen Steuerfläche bzw. des Höhenabstandprofils;

Fig. 12 ein erfindungsgemäßes Blockschaltbild; Fig. 13 eine Darstellung der Geometrie der Kurve I in Fig. 11; Fig. 14 eine Darstellung der Geometrie der Kurve II in Fig. 11; Fig. 15 eine Darstellung der Geometrie der Kurve III in Fig. II5 Fig. 16 eine Darstellung der Geometrie der Kurve IV in Fig. 11; Fig. 17 ein Blockschaltbild des Deltasignalgenerators in Fig. 12;

Fig. 18 ein Blockschaltbild der logischen Einrichtung zur Austastung des Deltasignalgenerators nach Fig. 12 und

Fig. 19 ein Blockschaltbild des EntfernungsSignalgenerators nach Fig. 12.

In den Zeichnungen bezeichnen gleiche Bezugsziffern gleiche TelJ.e.

Im allgemeinen sind bei den bekannten Geländeausweichsystemen Mittel vorgesehen, welche ein Warnsignalnur erzeugen, wenn beobachtet wird, daß ein Geländehindernis durch eine Festform-Hindernisbezugsebene übersteht, die einen gewünschten Höhenabstand zwischen einem

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Geländehindernis und einem Plugzeug über einem solchen Gelände oder in großer Nähe desselben bestimmt. Solche festen Hindernisoezugsebenen wurden durch Austastsignale oder Vorspannungssignale synthetisch erhalten, welche die Erzeugung eines Warnsignals verhindern, wenn ein Geländehindernis abgetastet wird, das unterhalb der synthetisch erhaltenen Hindernisbezugsebene liegt. Eine solche dindernisbezugsebene kann aus mehreren Kombinationen von gewählten festen Formen und Orientierungen bestehen, einige von welchen Orientierungs- und Formkombinationen in Fig. 1 gezeigt sind. Beispielsweise kann die Hindernisbezugsebene parallel und unterhalb des Flugweges (oder Geschwindigkeitsvektors) des Flugzeugs sein, wie in Fig. la dargestellt. Eine solche Kombination ist besonders vorteilhaft bei einem Qeländeausweich-Radarsystem, da eine solche Bezugsebene mit der Projektion der gegenwärtigen Flugbahn oder des Geschwindigkeitsvektors des Flugzeugs in Beziehung steht. Gegebenenfalls kann eine Festfora-Hindernisbezugsebene, die einer Skispitze (ski-toe) ähnlich ist, verwendet werden, wie in Fig. Ib gezeigt. Eine solche Festform-"Skispitze" befindet sich ein einem festen Abstand H vor dem Flugzeug und hat die Aufgabe, das Erscheinen oder Hervortreten eines Geländehindernisses zu verzögern, bis das Flugzeug näher ist, um die Neigung des Flugzeuges zu einem vorzeitigen "Verlassen des Decks" oder einen Höhenanstieg beim Auftreten eines Geländehindernisses längs des Flugweges zu begrenzen. Jedoch liefert leine der vorangehend beschrejLbenen Verfahren mit fester Hindernisbezugsebene ein Steuersignal, welches eine optimale Gelandefolgesteuerung eines Flugzeuges oder Flugkörpers ermöglicht, dessen Flugleistung nur durch gewählte Manövriergren-

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zen desselben begrenzt ist. Das Geländefolgeverhalten, das durch Geländeausweichsysteme unter Verwendung solcher fester Hindernisbezugsebenen erhalten wird, ermöglichte es dem Flugzeug oder Plugkörper nicht, dem Gelände so genau und sicher zu folgen, als dies die Manövriergrenzen des Plugzeugs bzw. Plugkörpers zulassen würden.

Ein solches begrenztes Geländefolgeverhalten der bekannten Geländeausweich-Radarsysterne wird nachfolgend in Verbindung mit Fig. 2 und sowohl für einen Direktjustierstrahl-Radardatenverarbeiter als auch für einen Abweichjust!erstrahl-Radardatenverarbeiter beschrieben.

In Fig. 2 ist die Geometrie des bekannten Geländeausweichproblems für ein Direktjustierstrahl-Radar dargestellt. Ein Direktjustierstrahl -Radar ist ein Gerät, bei dem eine außerordentlich geringe Strahlbreite verwendet wird, so daß der Empfänger nur auf Signalquellen (d.h. Bodenechos des Geländes) anspricht, die oberhalb der Justierlinie bzw. Mittellinie der Antennenstrahlbreite liegt.

In Pig. 2 ist ein Flugzeug 30 dargestelLt, das bei einem Gelände fliegt, welches zwei Geländehindernisse 32 und 33 aufweist, die längs der Richtung cfes Vorwärtsflugweges liegen und über eine gewählte Höhe h_Q unterhalb des Flugweges y\ vor dem Flugzeug hinausragen. Der gewählte senkrechte Abstand H_Q stellt einen gewählten oder Mindesthöhenabstand dar, der durch das Flugzeug mit Bezug auf eine flache Hindernisbezugsebene 33 parallel zum Flugzeugflugweg aufrecht erhalten werden soll, während R₁ den Abstand oder die Radarentfernung vom Flugzeug 30 zum ersten Geländehindernis 32, gemessen längs der Justierachse 36 der schmalen Strahlungskeule eines

Bordradar syst ems, darstellt. _ÄÄA

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y^,wfciniWAiIiι*'Π '

Der'Winkel N bezeichnet die Deklination der Antennenjustierlinie 36 mit Bezug auf die Rumpfbezugsliriie (PRL) 37 des Plugzeugs und kann entweder veränderlich sein (wie bei einer "nickenden" oder senkrecht abtastenden Antenne) oder feststehend. Der Winkel (⁰S bezeichnet den Anstellwinkel des Plugzeugs bzw. die Neigung der Rumpfbezugslinie 37 zum tatsächlichen Plugweg bzw. zum Geschwindigkeitsvektor 3^ des Plugzeuges dar. Pur die Zwecke der Erläuterung wurde der beispielsweise dargestellte Plugweg 3^ horizontal gewählt, (z.B.^T = 0). Der tatsächliche Flugweg ist jedoch nicht so begrenzt und der Flugwegwinkel 0 kann von beliebiger gewünschter Neigung mit Bezug zur Horizontalen sein.

Daher bezeichnet der Winkel (N-oC) die Neigung der Antennenjustierachse mit Bezug auf die Flugbahn des Plugzeugs. Der nominelle Bereich von Werten für (N-c*e) ist so gewäblb, daß eine Überschneidung der Justierachse 36 mit der Hindernisbezugsebene 35 in einer Entfernung R erhalten wird, was einen ausreichenden Manövrierspielraum oder Abstand ermöglicht, innerhalb welchem das Plugzeug so gesteuert werdenjkann, daß ein Geländehindernie vermieden wird, während gleichzeitig eine angemessene Systemwinkelauflösung erhalten wird. Beispielsweise wurde eine Überschneidungsentfernung von etwa 18,5 km (10 Meilen) für Höhenabstände von 75 m (250 Fuß) verwendet .

Ein solcher Höhenwinkel des gewünschten Plugweges mit Bezug auf-die Antennenjustierachse kann ausgedrückt werden in Radian durch die

h
kleine Winkelapproximation tp , wobei sich eine Zunahme beobachten

ο
läßt,.wenn die tatsächliche Entfernung R des festgestellten Gelände,-hindernisses abnimmt.

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Der gewünschte Plugweg 38 des bekannten Geländeausweichsystems ist in Pig. 2 als gerade Linie beschrieben, welche das Plugzeug mit einem Punkt 60 senkrecht oberhalb des Schnittpunktes der Antennen;) ustierachse mit dem Gelände verbindet, dessen Höhenabstand dem gewünschten Höhenabstand h_Q entspricht. Aus Pig. 2 ergibt sich, daß der Höhenwinkel +,4^ den Neigungsunterschied eines solchen gewünschten Plugweges mit Bezug auf den tatsächlichen Flugweg oder Geschwindigkeitsvektor des Plugzeuges an. Ferner ist ersichtlich, daß der Höhenwinkel eines solchen gewünschten Plugweges mit Bezug auf die Antennen justierachse eine Funktion des Abstandes bzw. der Schrägentfernung H₁, gemessen längs der Justierachse, sowie eine Funktion des gewünschten Höhenabstandes h ist.

Daher kann der Manövrierwinkel + ΔΫ , um welchen der tatsächliche Plugweg erhöht werden muß, um einen gewählten Höhenabstand h_Q herzustellen, wie folgt ausgedrückt werden:

Obwohl ein fester Antennenneigungswinkel N in Verbindung mit einem Direkt-Justierstrahl-Datenverarbeitcr verwendet werden kann, ergibt eine solche Systemgestaltung nur eine begrenzte Information hinsichtlich des Geländes. Beispielsweise kann ein größeres zweites Geländehindernis 33 in einer größeren Entfernung (R₂) längs der Richtung des Plugweges liegen und mit einem weniger negativen (oder sogar mit einem positiven) Höhenwinkel (N₂) sichtbar sein, was die Ausführung eines noch größeren Manövrierwinkels (+AU₂-^⁺A ^Ό ^{für einen} Geländeausweichvorgang erfordert· Mit anderen Worten, die Verwendung eines festen Antennenwinkels (N_Q) in Verbindung mit einem Direkt-Justierstrahl-Datenverarbeiter ergibt nur eine begrenzte Gelände-

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information, während es eine nickende Antenne dem Direktjustierstrahl-Datenverarbeiter ermöglichen würde, eine Geländeprofilinformation über dem Bereich der verwendeten Antennenwinkel erraög-■ licht.

Ein weiteres Beispiel einer bekannten Geländeausweichgeometrie mit Abweichtustierstrahl-Datenverarbeitung ist in Fig. 3 gezeigt.

In Fig. 3 ist die Geometrie der bekannten Geländeausweichsituation für ein Radarsystem (beispielsweise ein Monopulsradar) zur Verarbeitung von Bodenechodaten dargestellt, die entweder auf dem Justierstrahl oder außerhalb des JustierStrahls auftreten. Der einzige Unterschied von Bedeutung zwischen einem solchen System und einem Direktjustierstrahl-Datenverarbeiter ist der Zusatz des Winkelausdrucks β zur Bestimmung der Höhenwinkelsteilung des Geländehindernisses innerhalb der Antennenstrahlbreite und mit Bezug auf dieJAntennenjustierachee 36. Aus Fig. 3 ist ersichtlich, daß der Ausdruck der Gleichung (I) zur Beschreibung des Manövrierwinkels /\O für einen Monopulsempfanger (oder eine andere Vorrichtung zur Verarbeitung der Abweichjustierstrahl-Zielwinkelinformation) wie folgt modifiziert ist:

- -o

Wobei der Wert von /3 einen negativen oder positiven Sinn und eine endliche Größe einschließlich Null sein kann, welch letzterer besondere Wert dem Direktjustierstrahl-Datenverarbeitungsfall entspricht. Mit anderen Worten, es entspricht in Fig. 3 der Winkel N* - (N -/3) dem Winkel N in Fig. 2.

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Daher wird, obwohl ein vorgewählter Mindesthöhenabstand über dem hochstehenden Geländehindernis 32 in Fig. 2 und 3 aufrecht erhalten wird, für den Geländestreifen zwischen dem Plugzeug 30 und dem Geländehindernis 32 eine Abstandshöhe aufrecht erhalten, welche den gewünschten Mindesthöhenabstand überschreitet, wodurch die Wahrscheinlichkeit der Entdeckung des Plugzeugs durch Bodenbeobachter erhöht wird. Solche Ergebnisse werden bei den bekannten Geländeausweichsystemen erhalten unabhängig davon, ob Direktjustlerstrahl- oder Abweichjustierstrahl-Datenverarbeitung angewendet wird.

Bei den bekannten Geländeausweich-Mechanisierungen wird ein Spitzendetektor zur Bestimmung des Spitzenwertes von /]0 für eine Anzahl Geländehindernisse, die längs der Richtung des Plugweges liegen und durch das Radar durch die flache (wenn auch geneigte) Hindernisbezugsebene hindurchragen "gesehen" werden. Auf diese Weise wird ein angemessenes "Zeichen" oder eine + -^^^χ Anzeige geliefert, um einen angemessenen Höhenabstand von "schlimmsten" (und daher von allen) hierdurch beobachteten Geländehindernissen zu ermöglichen. Eine solche Mechanisierung ist in der vorerwähnten USA^-Patentanmeldung 221 653 vom 29. August I962 beschrieben. Die Steuerung ist bei dieser nur für positive Veränderungsspitzen im Flugwegwinkel vorgesehen und nicht notwendigerweise sowohl für aufwärts gerichtete als auch für abwärts gerichtete maximale Beschleunigungsmanöver vorgesehen. Bei einem solchen System bewirkt der Pilot bzw. die Steuersfiomatik einen Aufwärts- oder positiven Geländeausweichvprgang (0 bis + zQ" Signale), empfängt Jedoch keine Abwärts- oder ("J^i) Signale. Dafür muß beim Fehlen eines positiven Geländeausweichsignals die Steuerung durch andere Mittel, beispielsweise durch einen Höhenmesser, 1 1 "iirli1iiMi«>irn Es werden daher unnötig große Höhenab-

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stände über den in Sicht befindlichen niedrigeren Geländehindernissen aufrecht erhalten, wodurch die Wahrscheinlichkeit der Entdeckung des Plugzeuges erhöht und sein offensives Eindringvermögen herabgesetzt. Mit anderen Worten, es ergibt die Mechanisierung der vorstehenden Gleichungen (I), (II) durch Direkt justierstrahl- bzw. Abweich justier strahl-Datenverarbe it er einen Geländeausweichvorgang mit begrenzter Ausnutzungsmöglichkj/et für ein Geländefolgeverhalten.

Im Idealfall soll bei einem offensiven Eindringauftrag ein Plugzeug genau einem Geländeprofil mit einer Mindesthöhe, jedoch sicherer Höhe über dem Gelände so folgen, daß Punktürme, Telfonleitungen und ähnliche Hindernisse beim Tiefflug oder "Heckensprung" vermieden werden. Das erforderliche Vertikalverhalten, wenn das Plugzeug den Veränderungen in den Geländeerhebungen folgen soll, in Verbindung mit der üblichen Vortriebsgeschwindigkeit des Plugzeugs über dem Gelände führt jedoch zu kontinuierlichen normalen Beschleunigungen oder Lastfaktoren, welche die Grenzen des Wohlbefindens des Piloten übersteigen und gegebenenfalls auch die baulichen Grenzen des Plugzeugs überschreiten.

Bei einem solchen Beschleunigungsverlauf können zwei Hauptarten auftreten, nämlich kleine häufig auftretende Veränderungen der Geländehöhe und große wenige Veränderungen der Höhe (beispielsweise bei einem Berg oder einem großen Tal). Die erforderlichen hohen_Beschleunigungen bei der Vermeidung großer Veränderungen im Gelände lassen sich leicht berücksichtigen. Ferner ist zu berücksichtigen, daß kleine Geländeveränderungen, die mit rascher Perioditität oder

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hoher Frequenz auftreten, zu Beschleunigungen führen, die mit dem

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Quadrat der Frequenz zunehmen. Beispielsweise ergibt sich für eine gegebene Amplitude ( A *■) einer periodischen Geländeveränderung mit einer Frequenz

sin ^ω t

Daher ist die Beschleunigung (X) die doppelte Ableitung der Be wegung X(t):

. -<o² _AXsin «t

Durch Einsetzen der Gleichung (3) in die Gleichung (4) erhält man:

Es ist daher zu berücksichtigen, daß bei einer periodischen veränderung in der Geländehöhe die entsprechende vertikale Beschleunigung sich mit dem Quadrat der Frequenz diese Veränderung verändert. Bei kleinen rasch auftretenden Veränderungen in dem beobachteten Gelände wird dem vertikalen Flugweg kein gefährliches Geländehindernis dargeboten. Bei den Versuchen, solchen Geländeveränderungen zu "folgen" können leicht gefährliche senkrechte Beschleunigungen im Flugzeugflugweg auftreten, die die baulichen Grenzen des Flugzeuges überschreiten können.

Eine Möglichkeit, einer solchen Wirkung (d.h. die Beschleunigung der Oberfläche von unebenem Gelände infolge der hohen Vortriebsgeschwindigkeit eines dem Gelände folgenden Flugzeugs) ist die Filterung der Daten von hoher Frequenz, die infolge von geringen Geländeunregelmäßigkeiten in kurzen Abständen voneinander auftreten,

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wobei ein angemessener Höhenabstand von beispielsweise 75 m (250 Fuß) über diesem Gelände aufrecht erhalten wird. Dieses Filtern kann mit. Hilfe von Hochfrequenz-Dämpfungsnetzwerken im Datenverarbeiter oder Flugsteuerungssystem geschehen oder es kann das verhältnismäßig langsame dynamische Ansprechen des gesteuerten Flugzeuges selbst solche Daten von hoher Frequenz wirksam filtern oder dämpfen, um solche Hochbeschleunigungs-Geländefolgemanöver vermeiden. Das Flugzeug würde daher in einer mittleren Höhe oberhalb der Geländeerhöhung fliegen, welche Höhe so gewählt wird, daß der Kontakt mit schlecht sichtbaren Hindernissen für den Tiefflug auf ein Mindestmaß herabgesetzt wird.

Die Mittel zu Bewältigung der Beschleunigungen, welche für die Geländehindernisse von beträchtlicher Erstreckung oder Größe, wie gebirgige Gebiete erforderlich sind, sind Gegenstand der Erfindung· Solche Geländefolgebesohleunigungen ergeben sich nicht aus Daten von hoher Frequenz, sondern aus der Größe des Hindernisses und bedingen daher Beschleunigungen von geringer Frequenz oder verlängerter Dauer ähnlich einem Steigflug- oder Sturzflugmanöver. In einem praktischen Fall muß das tatsächliche Flugprofil jedoch so eingestellt werden, daß die resultierenden senkrechten Beschleunigungen innerhalb der Grenzen liegen, die entweder mit Rücksicht auf den Komfort des Piloten oder auf die baulichen Beschränkungen des Flugzeugs bestimmt werden, während gleichzeitig ein angemessener Höhenabstand über dem Gelände aufrecht erhalten wird. Natürlich stellt im Falle eines unbemannten Fahrzeugs beispielsweise eines Lenkflugkörpers, der Faktor des Pilotenkomforts keine Begrenzung für die Leistung des Systems dar. Mit anderen Worten, es würde ein Gelände-ausweichsystem erforderlich sein, bei welchem die Hindernisbezugsebene ständig dem zu überfliegenden Gelände angepaßt oder mit Bezug auf dieses geformt wird, welche Form die Wirkungen der Manövrierbegrenzungen des Flug-

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zeugs sowie den aufrechtzuerhaltenden Höhenabstand einschließt.

Ein Vergleich eines beschleunigungsbegrenzten Maximalmanövrier-Geländefolgeprofils und eines beispielsweisen Geländeausweichprofils bekannter Art ist in Fig. 4 und 5 gezeigt.

In Fig. 4 ist ein Geländeausweichprofil 31 dargestellt, das durch die Mechanisierung jeder der Gleichungen (1 und 2) bewirkt wird.. Es ist ein flaches ebenes Gelände beschrieben, das zwei "schlimmste" (plötz- \ liehe, rechteckförmige) Geländehindernisse 32,33 von gleicher Höhe _v und in einem beträchtlichen Abstand voneinander längs der Azimutrichtung eines beabsichtigten Flugweges aufweist.

Es sei ein Flugzeug in der Stellung 61 in einem gewählten Höhenabstand \

h. oberhalb des ebenen Geländes (und unterhalb der Höhe der Gelände- f

I hindernisse 32*33) und in ebenem Flug begriffen (Linie 34) angenommen.

Für einen Radardatenverarbeiter vom Geländeausweichtyp würde das angezeigte Manövriereignal (+/Lg₁), berechnet nach der vorstehenden Gleichung (2), sein. Der zugehörige Flugweg unter der Steuerung durch ein solches Geländeausweichsystem würde durch die Linie 38 beschrieben sein, welche mit einem Winkel (+^J ^f",) zum bisherigen Flugweg geneigt ist. Wenn das Flugzeug auf seinem ursprünglichen Flugweg 34 bleiben würde, bis es zu dem Punkt 62 fortgeschritten ist, der sich in einem gewählten Höhenabstand h_Q über dem Gelände 31 befindet, würde ein solcher Radardatenverarbeiter vom Geländeausweichtyp einen Zuwachsmanövrierwinkel +utfg. berechnen, der durch die Kurve 63 bezeigt ist, der zunimmt, wenn sich das Flugzeug dem Geländehindernis annähert. Wenn das Flugzeug dann um den Betrag +4$^₂ manövriert, überfliegt es das Hindernis 32 mit dem gewünschten Höhenabstand h_Q, wobei die Hin-

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dernisbezugsebene 35 mit einem Winkel + 4^₂ Seneigt ist. Da die Hindernisbezugsebene geneigt ist, steht das Gelände vor dem ersten Geländehindernis j32 nicht mehr unter Überwachung, so daß durch das Gelandeausweichsystem keine quantitativen Manövrier-"Anweisungen" gegeben werden. Wenn der Pilot in den Horizontalflug übergeht, nähert sich das Flugzeug dem zweiten Hindernis mit dem gewünschten Höhenabstand, wobei ein überschuühöhenabstand (h-h_Q) für das zwischen den beiden Hindernissen liegende Gelände aufrecht erhalten wird; wie durch die Kurve 64 gezeigt.

Wenn jedoch ein Plugweg bzw. eine Plugbahn in Abhängigkeit von gewählten maximalen Beschleunigungsgrenzen berechnet wird, kann ein verbesserter Plugweg für Geländefolgezwecke erzieltwerden, wie durch das in Fig. 5 gezeigte Plugprofil angegeben.

Wenn ein Plugzeug, das eine konstante (skalare) Vorwärtsgeschwindigkeit U hat, einem Steigmanöver unterzogen wird, wobei das hierdurch induzierte Inkrement der senkrechten Beschleunigung A (d.h. induziert senkrecht zum Flugweg) auf einem gewählten Wert gehalten wird, und ein Kurvenradius HL· erhalten wird, ist die Beziehung zwischen den erwähnten Bestimmungsgrößen wie folgt:

^m BJ
oder „ U

""Ζ

In Fig. 5 stellt die Kurve 65 ein verbessertes oder ideales Hindernisfolge-Flugprofil dar, das erhalten wird, wenn in Aufeinanderfolge ein bestimmtes maximales Hochziehmanöver und dann ein Drückmanöver

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durchgeführt wird, wobei die Folge in einem Entfernungsabstand eingeleitet wird, der durch die Steig- und Kurvenhalbmesser R^ bzw. RfP₀ bestimmt wird. Das Drückmanöver wird fortgesetzt, bis sich das Flugzeug in dem gewünschten Höhenabstand über dem Plateau der zu vermeidenden Hindernisse befindet, worauf im wesentlichen ein NuIlinkrement-Lastfaktor-Manöver aufrecht erhalten wird. Auf der anderen Seite oder Kante des Geländehindernisses wird das Drückmanöver wieder aufgenommen. Sodann wird nach einer geeigneten Zeit das Hochziehmanöver ausgeführt und das Flugzeug auf den Nullinkrement-Lastfaktor getrennt, sodaß es dem ebenen Gelände folgt, bis das nächste Geländehindernis kommt. Für das gewählte rechtwinkelig geformte Geländehindernis ergibt sich, daß ein Teil der idealen Flugbahn unmittelbar benachbart einer Seite des Hindernisses als Spiegelbild des Teils auf der anderen Seite desselben gesehen wird.

Der Manöverteil der Flugbahn wird in Fig. 5 dadurch konstruiert, daß ein Punkt im Geländehindernis vertikal unterhalb des gewünschten Höhenabstandspunktes um einen Betrag festgelegt wird, der gleich dem Drückmanöver-Kurvenradius R „,_ ist, und ein konkaver Kreisbogen gezeichnet wird, als dessen Radius der Abstand R™ ist. Sodann wird der Nullpunkt des Radius Rm_n so gelegt, daß ein konvexer Kreisbogen mit dem Radius FU₀ erzeugt werden kann, der sowohl zu dempeabsientigten gewählten Höhenabstand h über dem ebenen Gelände als auch zu dem konkaven durch den Radius R^ beschriebenen Kreisbogen tangential ist. Für die Zwecke der Erläuterung kann die Breite bzw. die horizontale Erstreckung der rechteckförmigen Geländehindernisse 32,33 unberücksichtigt bleiben, ohne daß hierdurch das Prinzip beeinflußt wird. Mit Hilfe einer solchen geometrischen Konstruktion ergibt sich, daß das Maximalbeschleunigungs-Hochziehmanöver in einem Zielabstand

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(R,-R,) eingeleitet wird (der geringer ist als der maximale Abstand, welcher durch die kontinuierlich berechnete Hindern!swarnungsfunktton verwendet wird) und daß das Drückmanöver in einem geringeren Abstand berechnet wird.

Aus der Gleichung (7) ergibt sich, daß die Radien in Fig. 5 verwendet werden, wenn die Flugzeuggeschwindigkeit U herabgesetzt wird oder wenn die gewählten Inkrementbesohleunigungsgrenzen erhöht werden, Eine solche Veringerung in den Kurvenradien würde auch dazu dienen, die maximale Steigflug- und Bahnneigungswinkelleistung des Maximalbeschleunigungsmanövers zu erhöhen.

Wie ersichtlich, ergibt sich bei dem in Fig. 5 dargestellten Beispiel eineHöhenauslenkung, die wesentlich geringer als die Summe der Hochzieh- und Drück-Kurvenradien R^ und R^ ist, für welche die maximale Nejging<2f der idealen Flugbahn am Tangentialpunkt der jeweiligen durch die Radien R^ und R~~ erzeugten Kreisbogen besteht.

Wenn jedoch die notwendige Höhenauslenkung gleich derer oder größer als die Summe von R^ und R^ ist, ergibt sich, daß die maximale

Neigung $an diesem Tangentialpunkt 90° ist oder eine vertikale Neigung beschreibt. Eine solche Bedingung stellt eine unerwünschte oder undurchführbare Flugbahn für den praktischen Fall dar. Ferner kann eine geringere Höhenauslenkung jedoch einen maximalen Flugbahn winkel (+^n₁O_x) über die Leistungsgrenzen eines gewählten Flugzeugs oder Flugkörpers hinaus erfordern. In einem solchen Fall wird die in Fig. 5 dargestellte ideale Geländefolgegeometrie so abgeändert, daß sie eine solche Flugbahnwinkelbeschränkung umfaßt.

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Es ist ferner zu beachten, daß der Kurvenradius (RmTj) ^fÜr ^das Hookziehmanöver normalerweise kleiner als derjenige (R,^) für das Drückmanöver ist, was durch den Unterschied in der zulässigen Hochziehbeschleunigung mit Bezug auf die Drückbeschleunigungen bedingt ist, der durch die Vorbelastungswirkung durch die Schwerkraft verursacht wird. Wenn beispielsweise der Aufbau des Plugzeugs eine Baufestigkeit von beispielsweise 3g hat, was einer Beschleunigung entspricht, die gleich der Wirkung des dreifachen Schwerkraftvektors ist, würde im geraden und ebenen Plug die maximal zulässige Inkreraentbeschleunigung infolge eines Hochziehmanövers (3-1) oder 2g betragen. Beim Drückmanöver, bei welchem die Schwerkraft das Bestreben hat, die durch ein solches Manöver verursachten Beschleunigungen aufzuheben bzw. diesen entgegenzuwirken, würde die maximal zulässige Inkrementbeschleunigung (für die vorangehend beispielsweise angegebene Baufestigkeit von 3g) den Wert (3+1) oder 4g haben. Daher würde der zugeordnete Radius (Rm₁)) für das größere zulässige Drückmanöver kürzer sein als (Rmrj) für das maximal zulässige Hochziehmanöver. Die Radien und R_„ wurden jedoch in Pig. 5 nur aus Gründen der Zweckmäßig-

bei
keit/der geometrischen Konstruktion als gleich dargestellt. Wenn die Rücksichtnahme auf den menschlichen Komfort oder die menschliche Sicherheit Inkrementlastfaktorgrenzen bedingen, die niedriger sind als die durch die Baufestigkeit des bemannten Fahrzeugs bedingten, werden solche niedrigeren Beschleunigungsgrenzen verwendet.

Die Wirkung der Steigwinkelbegrenzung ist in Fig. 6 dargestellt.

Fig. 6 zeigt die Geometrie einer beschleunigungsbegrenzten Hindernis folgeflugbahn unter berücksichtigung der Steigwinkelbegrenzung. Es

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ist eine erste und eine zweite Geländeunebenheit 52,33 gezeigt, welche Hochplateaus mit steilen Abhängen oder Hochebenen von aufeinanderfolgend zunehmender Höhe darstellen, von denen jede bei der in Fig. 6 dargestellten Hindernisfolgemission auftreten kann. Für die Nennhöhe des ersten Geländehindernisses 32 (die etwas geringer als die Summe der Radien R^ und R-y ist) ist eine maximale Neigung bzw. ein maximaler Steigungswinkel (am Berührungspunkt von FL,w und TW für das Hindernis 32) nur vom Nennwert erforderlich, da er kleiner als ein maximal zulässiger Steigwinkel (-h$^) ist. Daher ist die Radarreichweite, bei welcher das maximale "g^M-Hindernisfolgemanöver eingeleitet wird, nur als Funktion der Radien (Rm_D und Rmg) und des Geländehöhenunterschiedes bestimmt.

Im Falle des zweiten Geländehindernisses 33 in Fig. 6 das eine beträchtliche Geländeunebenheit (Mit Bezug auf die Summe von R^ und Rmrj) darstellt, ist zu berücksichtigen, daß der erforderliche maximale Steigwinkel den zulässigen maximalen Steigwinkel beim Fehlen einer Steigwinkelbeschränkung wesentlich überschreiten kann. Die Berücksichtigung der Steigwinkelbeschränkung dient zur Begrenzung des Ansprechens auf ein maximales Hochzieh-Beschleunigungssignal, das einen längeren Entfernungsabstand für die Durchführung des Hindernisfolgemanövers (z. B. von welchem aus es eingeleitet wird) erfordert .

Eine solche Steigwinkelbegrenzung scheint der Skispitzen-Hindernisbezugsebene von Fig. Ib ähnlich zu sein mit Ausnahme des wesentlichen Unterschieds, daß erfindungsgemäß eine Streckenprogrammierung der Skispitze verwendet wird. Mit anderen Worten, e· wird erfindungsgemäß die Mindestschrägentfernung (zu dem zu¹ vermeidenden Gelände- ^ 909826/0020 Ϊ -22-

hindernis) berechnet, bei welcher ein maximales Manöver durchgeführt werden soll, um zumindest einen Mindesthöhenabstand bei dem Versuch, dem Gelandeprofil zu folgen, aufrecht zu erhalten. Obwohl die Maßnahme der Manövrierbegrenzung in Verbindung mit der maximalen Steigwinkelbegrenzung (+^_mav - Xl) eines maximalen Hochziehbeschleunigungsmanövers (+Ok -<&u) beschrieben wurde, kann natürlich eine

max

solche Maßnahme in ähnlicher Weise auf die maximale Bahnneigungswinkelbegrenzung (-JfLa_x ⁼&t) eines maximalen Drückbesehleunigungsmanövers (-^jA_n ⁼*?cl^ angewendet werden.

Ein Erfordernis für ein solches Drück- oder Sturzflugmanöver kann sich aus dem Abfallen oder einer Eintiefung des Geländes unter dem Plugzeug oder hinter dem begrenzten Gesichtsfeld des nach vorne gerichteten Gel^ndefühlers ergeben. Daher kann ein nach unten gerichteter Fühler, beispielsweise ein Radarhöhenmesser für die Durchführung der Erfindung erforderlich sein, um eine Rundsicht über das Gelände zu erhalten, das dem Plugzeug am nächsten liegt oder sich unter diesem befindet. Eine solche Anordnung ist in Fig. 7 gezeigt. Fig. 7 ist ein geschlossener Regelkreis für ein Flugzeug, der von den erfindungsgemäßen Maßnahmen Gebrauch macht. Es ist ein Flugzeugregler 40, ein gesteuertes Flugzeug 41 und ein Höhengeber 42 als Höhenregelsystem in einen geschlossenen Kreis geschaltet, wie er an sich bekannt ist. Statt des gesteuerten Flugzeugs kann auch ein anderes Gefährt, das in geringer Höhe im Gelände über einem zu übersteigenden Hindernis bewegt wird, gesteuert werden; der Regler kann als automatischer Flugregler oder als Plugzeugselbststeuerung oder als anderes bekanntes System zum Steuern eines Fahrzeugs in Abhängigkeit von einem Steuersignal ausgebildet sein. Die Elemente 40 und 41 sind

^J^UilJ HIIIiMIII', I"* 909826/0020 -23-

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Zusätzlich zur Begrenzung des Flugbahnwinkels und der Beschleunigung schließt ein praktisch auszuführendes System

die Möglichkeit der Begrenzung des Beschleunigungswertes dA
( ) und der Berücksichtigung von Übergangserscheinungen des gesteuerten Flugzeugs ein. Derartige Effekte führen zur Vergrößerung des Mindestentfernungen, in denen das Hochziehmanöver ausgeführt wird, und in gleicher Weise wirkt die Begrenzung des Steigwinkels.

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· 1 A. ζ R 1

aaher nur als Blockbilder dargestellt. Als Höhengeber 42 Tkann ei nach unten gerichtetes Radarsystem oder ein anderes bekanntes "System zur Bestimmung der Fahrzeughöhe über Grund verwendet werden; auch der Geber ist daher nur als Blockbild dargestellt.

Das von dem Geber 42 gelieferte Höhensignal wird mit einem Höhenbezugssignal mit Hilfe einer Signalvergleichseinrichtung 4j3 verglichen; ein Steuersignal gibt die Differenz zwischen den beiden Höhenwerten wieder· Derartige Steuersignale werden in dem Flugzeugregler 40 verarbeitet. Eine derartige Steuereinrichtung reicht jedoch nicht vollständig aus für die dem Gelände folgende Steuerung eines Hochgeschwindigkeitsflugzeuges, weil keine ausreichenden Werte für die Vorausentfernungen des Geländeprofils geliefert werden, durch die das Flugzeug in die Lage versetzt würde, wirkungsvoll zu manövrieren und dem Geländeprofil zu folgen und es sicher zu überfliegen· Daher ist ein voraus gerichteter Geber 44 in Verbindung mit einem Gerät 45 für Geländeprofilsignale vorgesehen, durch die Signale geliefert werden, die dem Geländeprofil in einer vorgegebenen Richtung entsprechen, zum Beispiel parallel zu der vorgesehenen Vorausflugbahn des gesteuerten Flugzeugs 41 (und um einen senkrechten Abstand h_Q dagegen verschoben). Die Konstruktion und der Aufbau eines voraus gerichteten Gebers 44 und eines Geräts 45 für Geländeprofilsignale ist (für einen Datenverarbeiter von außerhalb Justierlinie gewonnenen Meßwerten) in der noch laufenden USA-Anmeldung 221 655 von James A. Moulton vom 29.8.I962 beschrieben, für die Verarbeitung von auf der Justierlinie gewonnenen Daten in der

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noch laufenden USA-Anmeldung 19 959 von William S. Burdic mwf-fibbert 0. Case vom 4· April i960. Daher sind in der Fig. 7 auch die Elemente 44 und 45 als Blockbilder dargestellt.

Ferner ist eine Einrichtung 46 zur Abgabe von Hindernisabstandsanpassungssignalen, die aus den Signalen des voraus gerichteten Gebers 44 und für den Flugbahnwinkel des Flugzeugs 41 gebildet werden, vorgesehen um Signale zu liefern, die kennzeichnend sind für vorgegebenen Bewegungsgrenzen des gesteuerten Flugzeugs 41· Eine Signalverknüpfungseinrichtung 47 verbindet die Ausgabewerte des Geländeprofilgebers 45 und der Einrichtung 46 zur Abgabe von Hindernisabstandsanpassungssignalen und bildet ein Steuersignal für die dem Gelände angepaßte Flugbahn, das kennzeichnend ist für den Unterschied zwischen dem abgetasteten Geländeprofil und der zusammengesetzten, durch die Manövrierfähigkeit begrenzten Abstandsebene· Dieses Steuersignal wird auf den Flugzeugregler 40 gegeben zur automatischen Steuerung des gesteuerten Flugzeugs 41 in der Weise, daß die Größe des Differenzsignals verringert oder sein Vorzeichen umgekehrt wird. Das Steuersignal kann auch auf eine Anzeigevorrichtung gegeben oder anderweitig bildlich dargestellt werden, wodurch ein Flugzeugführer veranlaßt werden kann, ein gesteuertes Flugzeug von Hand zu steuern, um wirkungsvoll und sicher eine dem Gelände angepaßte Flugbahn einzuhalten.

Der Aufbau und die Anordnung der Einrichtung 46 zur Abgabe von angepaßten Hindernisabstandssignalen wird nachstehend im einzelnen beschrieben und wird daher der Übersichtlichkeit halber in Fig. 7 nur als Blöckbild dargestellt.

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Der Gedanke, ein gemessenes Geländeprofil mit einer durch die Manövrierbarkeit begrenzten Hindernisfläche zu vergleichen, um daraus ein Signal für eine dem Gelände angepaßte Flugbahn zu bilden, ist genauer in Pig. 8 erläutert.

In Pig, öa ist ein durch die Manövrierbarkeit begrenztes Plugbahnprofil 48 eines Plugzeugs dargestellt. Das gekrümmte Profil besteht aus aufeinanderfolgenden gekrümmten Abschnitten mit ineinander übergehenden Tangentenrichtungen; im ersten Abschnitt wird ein Abwärtsflug ausgeführt entsprechend einem vorbestimmten Aowärtsflug mit Zusatzbeschleunigung normal zu Flugbahn; im zweiten Abschnitt ist ein vorbestimmter Steigflug mit Zusatzbeschleunigung normal zur Flugbahn gezeichnet; die beiden Abschnitten gemeinsame Tangente hat eine Neigung, die durch den vorgegebenen maximalen Sturzflugbahnwinkel - X r> bestimmt ist« Der Endabschnitt der Flügbahn ist die Tangente an den zweiten Aoscnnitt, mit einer neigung, die durch einen vorgegebenen maximalen Steigflugwinkel +/f _c gegeben ist.

Unterhalb des durch die Manövrierbarkeit bestimmten Flugwegsist in einem vorgeschriebenen freien Abstand h_Q eine Schablone 49 vorgesehen, die die Kontur der Plugbahn besitzt und eine vorgesehene Hindernisebene oder Bezugsfläche darstellt. Die Bezugslinie 4-9 kann aber auch einen Radius des nach unten gerichteten Kurventeils besitzen, der kleiner ist als der entsprechende, durch die Manövrierbarkeit gegebene Grenzradius, und der Radius des nach oben gerichteten Kurventeils kann um

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den gleichen Betrag größer sein als der entsprechende, durch die Manövrierbarkeit gegebene Grenzradius. Die Schablone 49 ist Jedoch parallel zur Flugbahn 48 gezeichnet und in vertikaler Richtung um den Betrag h_Q gegen die Plugbahn versetzt· Auch die Maximallänge des in Tangentenrichtung verlaufenden Endteils (Neigung + _cYf' _c) ist aus noch näher zu erläuternden Gründen vorbestimmt· Schließlich ist die Schablone zwar als kontinuierlich verlaufende Kurve gezeichnet, sie kann aber auch aus einer Serie geradliniger Abschnitte zusammengesetzt sein, durch die die Kurve angenähert wird.

Eine derartige, eine Hindernisebene darstellende Modellebene wird in der erfindungsgemäßen Anordnung in Abhängigkeit vom Plugwinkel ^ des Flugzeugs erzeugt oder zusammengesetzt. Mit anderen Worten: der Teil der Schablone 49, der vor dem Flugzeug gebildet wird, ist der Teil, der mit der Plugbahn des Plugzeugs beginnt. Wenn das Plugzeug zum Beispiel eine horizontale Plugbahn einhielte ( ^β$Ό) bei gleichzeitiger Steigbeschleunigung, würde die vor dem Flugzeug erzeugte Hindernisebene dem Abschnitt rechts des Punktes 50 auf der Schablone 49 entsprechen, beginnend unter dem Plugzeug, wie es mit Bezug auf das Plugzeug in Flg. oa dargestellt ist·

Wenn das Plugzeug einen Steigflug ausführte, würde das unter dem Plugzeug beginnende Hindernisprofil vor dem Flugzeug dem Abschnitt rechts vom Punkt 51 entsprechen, wie es mit Bezug auf

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das Flugzeug In Flg. Ba dargestellt 1st· Beim ADwartsflug des Flugzeuges wird der Teil der Schablone 49 erzeugt, der mit einem dem Abwärtsflugwlnkel des Flugzeugs entsprechenden abwärts welsenden Winkel beginnt·

Die durch die Manövrierbarkeit begrenzte Abstandsebene wird mit dem vor dem Flugzeug liegenden Geländeprofil zur Erzeugung von Steuersignalen für einen dem Gelände angepaßten Flug verglichen, wie das in den Figuren ob und 8c genauer erläutert wird·

In Fig· ob stellt 41 ein Flugzeug, das unter einem Winkel abwärts fliegt und sich über einem Geländeprofil 54 mit einem . Hindernis 55 im Gelände befindet· In der Praxis hält die Flugzeugsteuereinrichtung den maximalen Flugbahnwinkel Innerhalb der Grenzen -^n und + Qp_c· Für den negativen Flugbahnwinkel, der für den Geschwindigkeitsvektor des Flugzeugs 41 in Fig« 8b angegeben ist, würde die zugehörige erzeugte Hindernisabstandsebene der Kurve 49 a entsprechen.

Durch Vergleichen der Aostandsebene 49a in Fig. ob mit dem Geländeprofil 54 (innerhalb der waagerechten Grenzen des Abstandsflächenoereichs) ergibt sich, daß die Vertikalerhebung des Geländes überall unterhalb der Vertikalerhebung der Abstandsebene bleibt. Daher würde eine Messung der gering-

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sten Höhendifferenz (A h) zwischen Gelände und Abstandsebene zu einem negativen Steuersignal führen oder zu einem Signal in dem Sinne» daß ein Fallmanöver ungeführdet fortgesetzt werden kann. Ein anderer Weg zum Vergleichen der beiden Profile würde es sein» das Höhendifferenz Q^h)-Signal durch die Schrägentfernung des das Signal erzeugenden Hindernisses zu dividieren, um ein Steuersignal zu erzeugen, das angibt, um welchen Betrag der Fallwinkel vergrößert (oder, Je nach dem Vorzeichen von h, verkleinert) werden kannj diese Bildung von^ V " Tl erfolgt analog zu der in dem ooen erwähnten USA-Patent (Anmeldung Nr* 221 653 von James A. Moulton vom 29.tt.62) beschriebenen Methode·

Ein weiteres Verfahren zum Vergleichen der oeiden Profile oesteht im Messen der aehrägentfernungsdifferenz CuB), die zwisonen dem Geländeprofil und der Abstandslinie für eine vom dem Flugzeug 41 ausgehende vorgegeuene Visierlinie auftritt. Dabei würde eine Minimaldifferenz zwischen einer Schrägentfernung K₁ bis zur Abstandsebene und einer größeren Schrägentfernung R₂ bis zum Gelände (längs gleicher Visierlinien) , gemessen über die in Betracht kommenden Visierlinien, anzeigen, daß das Fallmanöver ungefährdet fortgesetzt und der Fallwinkel der Flugbann vergrößert (bis auf - Y*^) werden kann. Wenn jedoch das nach einer der genannten Methoden erzeugte Steuersignal den Wert Null annimmt, so wird angezeigt, daß keine Änderung (Δ VO des Flugbahnwinkels erfolgen muß. Damit dieses Signal nicht als Nulltrimmwinkelsignal aufgefaßt wird, ist

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parallel zum Ausgang des Steuersignalgebers zweckmäßigerweise eine Integrationssohaltung anzuordnen, die ein Vorspannungs- oder Trimmsignal aufrechterhält, das dem gewünschten Befehl (d.h. dem gewünschten Flugbahnwinkel-Bezugssignal) entspricht.

Ein derartiges Nullsteuersignal würde z.B. erscheinen, wo (in Pig. 8b) ein Flugzeug 41 in Abhängigkeit von einem Steuersignal (das etwa für (R, - R₂) gilt innerhalb der Manövriergrenzen eine Abwärtsflugbahn einhalten würde (mit einem vertikalen Abstiegen und einer Vorausbewegung4yR), bis die zugehörige Abstandsebene 49 *a, die für den Flugbahnwinkel des Flugzeugs erzeugt ist (wobei das Flugzeug sich jetzt im Funkt 41* befindet), das Geländehindernis 55 berührt oder streift. Unter diesen Umständen (z.B. in Fig.ob: Profilelntfernung R*^ ist gleich der Geländeentfernung R^f ₂) wird ein minimales Abwärtsflugsignal Null (z.B. das Sicherheits-Abwärtsflugsignal) hervorgerufen. Nach diesem Augenblick wird bei fortgesetzter Abwärtsbewegung des Flugzeugs die Entfernung zu einem voraus liegenden Geländepunkt geringer als die zugehörige Entfernung zu der Abstandsebene (längs ein und derselben Visierlinie). Daher ändert sich das Vorzeichen des Steuersignals, wodurch angezeigt wird, daß der Flugbahnwinkel entsprechend zu ändern ist (z.B. sollte der negative Flugbahnwinkel -/um einen maximalen Betrag +jßJf_nJ_21x verkleinert werden)? dadurch kann das Flugprofil gefahrlos verlängert werden.

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Eine andere Situation, die die Wirkung des Flugbahnwinkels / auf die benutzte Abstandhöhenschablone anzeigt, ist in Fig·8c dargestellt·

Fig.8c zeigt ein dem Geländeprofil in Fig,8b entsprechendes Geländeprofil J54; 56 bezeichnet die Position eines Flugaeugs. Für den durch die Richtung des gestrichelten Pfeils 57 angegebenen Flugbahnwinkel ist die zugeordnete Abstandsebene, die für das Flugzeug erzeugt wird, durch die gestrichelte Linie 49b gekennzeichnet. Die Minimaldifferenz zwischen der Abstandsebene 49b und dem Geländeprofil 54 beträgt (R, - R^), wobei die Schrägentfernung zum Gelände (R^) größer ist aid die zugeordnete Sohrägentfernung zur Abstandsebene (R-,), gemessen längs ein und derselben Visierlinie von der Position 56 des Flugzeugs aus. Unter diesen Umständen befindet sich das Flugzeug in einer Entfernung, die gröSer ist als die Mindestentfernung, aus der heraus ein innerhalb der Manövriergrenzen liegendes Hochziehen ausgeführt werden kann, wodurch das Geländehindernis noch sicher überflogen werden kann. Unter diesen Umständen kann ferner das Flugzeug noch niedriger über dem Gelände oder näher an das Gelände heranfliegen. Entsprechend gibt der negative Wert von (R, - ^r4^mtn ^an* ^{daß für ein im Punict} 5^ befindliches und mit einem Flugbahnwinkel entsprechend der Neigung des gestrichelten Pfeils 57 in Fig. Öc sich bewegendes

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Flugzeug ein Fallraanöver ( -^jY) eingeleitet werden sollte.

Für einen anderen Flugbahnwinkel, wie er in Fig· Hq durch die Richtung des ausgezogen gezeichneten Pfeils 58 angegeben ist, gibt 49c die zugeordnete Abstandsebene für das Flugzeug wieder. Die maximale positive Differenz zwischen der Schrägentfernung zum Geländeprofil (IU) und der Schrägentfernung zur zugeordneten Abstandsebene (R*,) ist R*, - Rji)* wobei, gemessen längs ein und derselben Visierlinie von der Flugzeugposition 56 aus, die Gelände-Schrägentfernung R₁. kleiner ist als die Schrägentfernung 2ur Abstandsebene (R¹,). (Bei sehr viel stärker geneigten Blickwinkeln kann die Differenz (R¹, - R^f^) in geringerem Maße positiv oder sogar negativ sein. Derartige Blickwinkel würden daher nicht bestimmend sein für die Maximalbedingung für eine das Gelände mit Sicherheit übersteigende Aufwärtsflugbewegung).

Ein derartiger positiver Wert von (R¹, - R^) ^_x zeigt an, daß eine positive Änderung des Flugbahnwinkels (+ÄJfff erforderlich ist, um von einem Geländehindernis freizukommen.

Wenn daher ein am Funkt 56 in Fig. 8c befindliches .Flugzeug so gesteuert wird, daß der Flugbahnwinkel (oder die Neigung des Gesehwingigkeitsvektors) sich ändert, kann ein Steuersignal erzeugt werden, welches eine verlangte Änderung {Αψ) ^des Flugbahnwinkels ( Xf) anzeigt·

Aus der vorstehenden Beschreibung der Figuren 8a, 8b und 8c ergibt sich, daß bei derAnwendung des beschriebenen Steuer-

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signals in einem Plugsteuersystem in der Weise, daß das Steuersignal gegen Null geführt wird, ein daüurcii besteuertes Plugzeug einem Geländeprofil innerhalb bestimmter Bewegungsgrenzen der Beschleunigung und des Plugbahnwinkels zu folgen bestrebt ist. Die für diesen Zweck benutzten bipolaren Analogsignale zeigen jedoch wahlweise einen Minimal-Pallbefehl und einen Maximal-Steigbefehl an, wodurch das gesteuerte Plugzeug beim Ausführen eines derartigen bodennahen Pluges sicher den stärksten Geländehindernissen ausweichen kann.

Es wird noch gezeigt, daß die Aufgabe des Generators für Abstandsebene-Anpassungssignale nach Pig· 12 ist, die errechneten Plugbahnänderungen /j V" oder Steuersignale eines üblichen mit ebener Abstandsfläche oder."Skispitzen"-Abstandsflache arbeitenden Hinderniswarnsystems zu beeinflussen, um verbesserte Steuersignale für Steuerzwecke bei einem bodennahen Plug zu erhalten.

Wie aus Pig· b zu erkennen ist, liefert eine bevorzugte Aostandsfläche ein Steuerhilfsmittel während des Hochziehens, wenn die Abstandsfläche feststehend imRaum an einer Stelle bleiben kann, wo ein Geländehindernis die Abstandsfläche durchdringt·' Wenn daher das Plugzeug seinen Plugbahnwinkel Y ändert, um der (innerhalb der Manövriergrenzen liegenden) idealen Plugbahn in Richtung auf das Geländehindernis zu folgen, ist es nur erforderlich, die Abstandsfläche als Punktion des Flugbahnwinkele zu verändern* Dann liegt das Hindernis immer auf (nicht über und nicht unter) der Abstandsflache solange das Plugzeug auf

der ide&en Flugbahn bleibt. Jedes Abweichen vom Flugbahnwinkel erscheint als entsprechende Abweichung des Geländehindernisses von der Abstandsfläche, dargestellt durch ein phasenempfindliches (bipolares) Steuersignal.

Die ideale Abstandsfläche oder Steuerfläche während eines Hochziehens oder beim Steigflug macht die Einleitung eines Überziehbefehls oder eines Überziehprogrammes in einem solchen Zeitpunkt oder in solcher Entfernung von dem Geländehindernis erforderlich, daß das Flugzeug in der idealen Flugbahn hochziehen kann. Das geschieht durch die Bildung einer zusätzlichen Beeinflussung oder Korrektur, die eine Steuerfläche (mit einem Krümmungsradius, der dem Radius R_TD des Abwartsbogens gleich ist) darstellt, welche von dem Geländehindernis ausgeht und tangential abwärts in die Flugbahn einbiegt. Das Erscheinen des Berührungspunkts ist die Position, in der das Hochziehmanöver eingeleitet werden muß, und die zusätzlich gebildete Steuerfläche dient dazu, die Abstandsfläche in einen Anstieg zu überführen als Funktion des Flugbahn- (Steig-) Winkels.

Mit Hilfe der beschriebenen Anpassungsabstandsebene und der beschriebenen Steuerung können bipolare Steuersignale gebildet werden, nach denen ein Flugzeug aufwärts und abwärts gesteuert werden kann. Durch Anheben des vordersten Endes der · Abstandsebene empfängt das Flugzeug Abweichungssignale für

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^&IIJUCH ^T

³⁵ H56162

das Geländeprofil (in Abhängigkeit von entfernten Geländestücken), die so gerichtet sind« daß das Flugzeug vorzeitig aufwärts fliegt. Dir ch Absenken der Abstandsebene bei in der Nähe des Flugzeugs liegenden Vorausentfernungen und in Abhängigkeit von negativen oder Sinkflugbahnwinkeln ( können Steuersignale erzeugt werden, die Hochziehmanöver darstellen, bei welchen die Manövriergrenzen des Flugzeugs nicht überschritten werden, wodurch das Flugzeug sicherer und zuversichtlicher einen Einsatz in Bodennähe ε asfÜhren kann.

Diese Anpassungsabstandsflache oder Beeinflussung, die durch den Signalgeber 46 (Fig.7) erzeugt wird, kann alalytisch dargestellt werden durch Ausdrücke für den in der Vertikalebene liegenden Winkel Χ* zwischen einem Punkt auf der Abstandsfläche und der Horizontalen, gemessen von dem gesteuerten Flugzeug aus; Die entfernung R zwischen dem gesteuerten Flugzeug und diesem Punkt auf der Steuerfläche wird ausgedrückt durch (1) den augenblicklichen Flugbahnwinkel V, (2) die Vorausgeschwindigkeit U des Flugzeugs, (3) die zugewiesenen Grenzen der Normalbeschleunigung a und a, und (4) die zugewiesenen maximalen Steig- und Sinkwinkel + y*"_c und - y~_d. Mit anderen Worten: für einen gegebenen Satz von Flugzeugleistungswerten wird die Funktion ς) (R) als Funktion vonVgebildet. Die Abstandsfläche wird in Form getrennter Kurven oder Gleichungen behandelt* und die Glei-

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VS-VERT

chungen werden von dem Computerelement oder Punktionsgenerator 46 (Fig. 7) mechanisiert.

In Fig. 6 ist gezeigt worden, daß das zu erzeugende erforderliche Flugprofil für die Annäherung an ein Hindernis während des Horizontalfluges des Flugzeugs eine bestimmte Ziehbeschleunigung mit nachfolgender Drückbeschleunigung erfordert, während die Schrägentfernung bis zum Gelände, bei der das Hochziehmanöver eingeleitet wird, eine Funktion der relativen Höhe des Geländerhindernisses ist. Ein derartiges Flugprofil setzt sich zusammen aus zwei tangential aneinander anschließenden Kreisbogenabschnitten, wobei der erste Abschnitt einen dem Hochziehradius gleichen Radius aufweist (Rm_n = f~ ) und der

TU a_u

zweite_oAbschnitt einen dem Drückrasius gleichen Radius IT

(RfPn=T" )· Eine Darstellung der H-ndernishöhe in Beziehung ijj a_d

zu der Entfernung vom Hindernis, in der das Hochziehen eingeleitet werden muß, beschreibt eine Abstandsflache. Eine derartige Fläche (für Horizontalflug, y"= 0) gleicht einem Kreisabschnitt mit einem Radius gleich der Summe aus Hochzieh- und Drückradius (R_TD + R^ ).

(Die Abstahdsebene, die die Entfernung angibt, in der ein Sinkflugmanöver eingeleitet werden muß, wird später beschrie;-ben.)

Die Abs tandsf lache während eines Sturzflugs ist ein Kreis·; abschnitt mit einem Radius gleich dem Hochziehradius R-^ des

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U56162

Flugzeugs. Wenn die vorgesehene Bezugsflugbahn und Abstandsebene (in Abhänigkeit von der Entfernung) sich der Horizontalen nähern ( ^X_ef ^oder U~ °)> gleicht die Verlängerung der Kurve der Abstandsebene für das Hochziehen aus dem Horizontalflug, wie oben beschrieben. Die vollständige räumliche Darstellung der Hochzleh-Steuerfläche ist durch die Fig. 9 gegeben, entsprechend den fortlaufend höheren Hindernissen, wie sie in Fig. 6 dargestellt sind, und den fortlaufend größeren Entfernungen, für die das Hochziehmanöver aus der Horizontalen Qf= 0) eingeleitet werden muß. Die Punkte 66, 67, 68 und 69 stellen Hindernisse über dem Horizontalflugpunkt 7° dar. Die Radialentfernung vom Horizontalpunkt 70 bis zu jeder der aufeinanderfolgenden Höhen 66,67,68 und 69 wird nur bestimmt durch R_m„ R__n und +Q_n- Der Ort der dar-

JLU JLJJ C

gestellten Punkte beschreibt daher eine Steuerkurve, die analytisch auch in Werten eines zugeordneten vertikalen Sichtwinkels cfi für jeden Entfernungsbetrag R. beschrieben werden kann. *

Entsprechend erfordert für die Annahme der Abstandsfläche während des Hochziehens 0<^<3*<C+ #" ) die Bildung der Steuerfläche die Einleitung- eines Überziehbefehls, so daß das Flugzeug in die ideale Flugbahn Über das Hindernis hinübergebracht werden kann. Eine derartige Steuerfläche geht aus von dem Flugzeug mit dem Krümmungsradius R_TD einer Abwärtskurve, wird von dort aus in Vorausrichtung fortgesetzt und endet tangentenartig

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VS-VEBTBftl Ii ι,—

_3S U561J52

an der vorbeschriebenen Anstiegs-Steuerfläche, die in Fig. 9 dargestellt ist. Der Tangentenpunkt liegt bei einer Hindernishöhe (z.B. bei einem Blickwinkel c5 und einer Schrägentfernung R), über die,wenn ein (höchstes) steuerndes Hindernis vorhanden wäre, ein Hinüberζieh-Manöver ausgeführt werden würde. Mit anderen Worten, wenn das ansteigende Flugzeug sich der Spitze des Hindernisses nähert mit einem Flugbahnwinkel O, würde ein Hinüberζieh-Manöver eingeleitet werden, wenn der Blickwinkel und die Entfernung der Hindernisspitze sich dem errechneten Blickwinkel und Entfernungswert näherten. Den Ort derartiger Punkte für einen Bereich von Flugbahnwinkeln ( 0<#*' <C +2T) be-

schreibt die gesuchte Steuerfläche.

Die Annäherung an ein Geländehindernis während des Steifeflugs und die Einleitung eines Hinüberziehmanövers als Folge des Zusammenfallens des Geländehindernisses mit der Steuerfläche wird in den Figuren 10a, b und c dargestellt.

In den Figuren 10a, b und c sind drei aufeinanderfolgende Stellungen eines Flugzeugs in einem idealen Steigflugprofil gezeichnet. Das Geländeprofil 5^ weist ein Hindernis 55 auf. Die Kurve 71 stellt eine ideales Flugprofil dar mit einem Hochziehnanöver bis zum Hinüberziehpunkt 72 und ein anschließendes Hinüberziehmanöver bis zum Gipfel des Hindernisses 55· Die Kurve 75 stellt die Hochziehabstandssteuerung oder -abstandsebene dar entsprechend der Hochziehsteuerfläche, die in Fig. durch die Punkte 66,67,68,69 und 70 gegeben ist. Punkt

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in Pig. 10a stellt eine Position eines Flugzeugs längs der Idealflugkurve 71 und unterhalb des Hinüberziehpunkts 72 dar; die von der Position 74 ausgehende Kurve 75 ist eine Steuerkurve mit einem Krümmungsradius R_TD, die tangential in die erste Anstiegsabs tandsebene 75 im Punkte ¹J 6 einmündet. Die Lage des Tangentenpunktes J6 unterhalb und in kürzerer Entfernung als das obere Ende, des Steuernden Geländehindernisses 55 zeigt an, daß das Plugzeug weiterhin die erste Anstiegssteuerfläche 73 benutzen muß.

Pig. 10b zeigt, daß der Tangentenpunkt mit dem Geländehindernis zusammenfällt, wodruch angedeutet wird, daß die Position des Flugzeugs (Punkt 72J jenem Punkt auf dem Flugprofil entspricht, an dem das Beschleunigungsmanöver zum Abbiegen eingeleitet werden muß(sowie die Abbiegesteuerfläche 75 an Stele der ersten Anstiegsteuerfläche 73 zu benutzen ist).

Fig. 10c zeigt an, daß der Punkt des tangentlalen Einlaufens der Kurve 75 in die Kurve 73 oberhalb und in weiterer Entfernung als das Geländehinernis liegt, wodurch angzeigt wird, daß die Position 74" des gesteuerten Flugzeugs hinter dem Punkt 72 liegt, an dem das Hinüberziehmanöver eingeleitet wird. DemXentsprechend wird das Steuersystem für geländenahen Flug weiter die Hinüberzieh-Steuerflache 75" benutzen und die Abbiegebeschleunigung bzw* das Hinüberziehmanöver aufrechterhalten.
Die zusätzliche Steuerfläche 75 nach Fig. 10 wird in Verbindung

mit der ersten steuerfläche bei Steigflügen benutzt. —^' ^κί1 909826/0020

• W ' U5616-2

Wenn das Plugzeug das Geländehindernis übersteigt, wird es. durch die Richtung (das Vorzeichen) der Differenz zwischen dem Geländeprofil und der Steuerfläche gesteuert. Mit anderen Worten: wenn das ganze Gelände unterhalb der Abstandsebene (z.B. Kurve 49a in Fig. 8b) liegt, veranlaßt das Vorzeichen des Steuersignals das Flugzeug seinen Flugbahnwinkel (JTj um einen negativen Betrag ( -j\ ^) zu ändern, wobei die Flugzeugsteuerung beschleunigungs- und sturzwinkelbegrenzt ist, so daß das Flugzeug vorbestimmte Sturzfluggrenzen nicht überschreiten kann.

Diese Kurvencfgegen R, #*werden von dem Funktionsgenerator 46 (Fig. 7) erzeugt. Die analytischen Beschreibungen oder Gleichungen dieser Kurven werden nachfolgend erläutert; ferner werden analoge oder gleichwertige Einrichtungen, wie Funktionsgeneratoren zum Erzeugen von diese Kurven angebenden elektrischen Signalen nachstehend beschrieben und dargestellt.

Man denkt sich die Steuerkurve zusammengesetzt aus vier Kurven, Kurven I, II, III und IV (Fig. 11), die das RichturigssignalcTgegen R als Funktion von ö darstellen. Kurven I in Fig. 11 gibt die Form dieser anfänglichen Abstandsebene wieder und deren Lage, angewandt beim Hochziehen aus dem Sinkflug in eine vorgesehene Horiaontalf lugbahn ( 2S^i) <· }f<&)* die Kurve wird erzeugt für Entfernungen von Null bis zur Entfernung R₁ der vorgesehenen Horizontalposition· Kurve II stellt den" Ab^ac ^tt ,Jenseits der Entfernung R₁ oder beim Hochziehen während

^LL_-JjTETftMf¹- 909826/0020 " ^4o "

vs.

eines Steigfluges dar (0< + J* < + j" \ und wird gebildet bis zu der Entfernung R₀, wo der größte Flugbahnwinkel ίϊ* auftritt. Die Kurve III tritt entweder jenseits der Entfernung H₂ auf oder wenn das Flugzeug maximale Steigleistung hat oder beim Überseigen von ßeländehindernissen in

maximaler Entfernung oder maximalem Sichtwinkel des Gebers. Kurve IV entspricht bei einem Steigflug ( + ο) der Einleitung eines Hinüberziehmanövers in einer Entfernung R^, von einem "gefährlichsten" Geländehindernis. Mit anderen Worten: für ein im Sinkflug befindliches Flugzeug ( - }fj werden die Kurven I bzw. II bzw. III innerhalb der Entfernungsbereiche (0 -R₁) bzw. (R₁ - Rp) bzw. (R₂ - R₅) erzeugt, während bei einem Steigflug die Kurven II bzw. IV bzw. III innerhalb der Entfernungsbereiche (0 - R₂) bzw.(0 - R^) bzw. (Rg - R₅) erzeugt werden. Der Steuerflächensignalgenerator 46 (Fig.7) wird demnach benutzt um Steuerflächensignale zu liefern, die die Kurven I, II, III und IV der Fig. 11 angeben. Ein allgemeines Blockschaltbild einer derartigen Einrichtung ist in Fig-12 wiedergegeben.

Fig. 12 stellt ein gegenüber dem Blookschaltbild der Fig. 7 mit einigen Details versehenes Blockschaltbild dar. Es wird ein Radarsystem 44 verwendet, das ein Videoauswertesignal eines Radarechos und ein Signal liefert, daß den Zielwinkel N gegenüber der Rumpfbezugslinie des gesteuerten Flugzeugs, mit Justierlinie auf dem Richstrahl (on-boresight system)

_909826/0020 ■ ¹

kann dieser Winkel den veränderlichen Antennenwinkel N (t) angeben, in einem System, in dem Justierlinie und Richtstrahl nicht zusammenfallen (off-boresight system) kann er die Summe aus einem Antennenwinkel N u nd einem Winkel//¹ angeben, der den Unterschied zwischen Richtstrahl und Zielrichtung darstellt.

Ferner ist eine Inertialbezugseinrichtung 78 vorgesehen, z.B. ein Vertikalkreisel zum Abgeben von Signalen über die Trägheitslage 0 der Rumpfbezugslinie des Flugzeugs, und ein Anstellwinkelgeber 79 zum Abgeben eines Signals über den Winkel des Flugzeuggeschwindigkeitsvektors gegenüber der Rumpfbezugslinie des Flugzeugs. Wenn man die Ausgänge der Geber 78 und 79 mittels einer Einrichtung 80 zum Kombinieren von Signalen verbindet, wird ein Signal abgegeben, das eine Anzeige für >) , den Flugbahnwinkel des Flugzeugs gegenüber der Trä-gheitsbezugsrichtung, liefert. Dieses Signal kann über die Leitung 84 dem Summierverstärker 81 zugeführt werden. Durch Kombinieren des Signals für den Blickwinkel N aus dem Radarsystem mit dem Ausgangssignal 0 durch einen StromtorSummierverstärker 81 entsteht ein Signal für einen resultierenden Blickwinkel, der auf die gleiche Trägheitsrichtung bezogen ist wie der Flugbahnwinkel tf des Flugzeugs.

Der Summierverstärker 81 wird durch die Radarrückstrahlsignale getastet und liefert getastete Ausgangssignale, die die Rieh-

- 42 -

909826/00 20

tung des RadarrUokstrahlsIgnals engeben, das das Auftastsignal liefert.

Ein Umkehrfunktionsgenerator 82 spricht auf den Systemauslöser des Radarsystems 44 an und gibt Signale auf den Summierverstärker 81, die sich umgekehrt zu der verstrichenen Zeit verändern. Da die Zeit des Auftretens des Signalrücklaufs oder Auftastsignals vom Radarsystem 44 nach dem Auftreten des Systemauslösens kennzeichnend ist für die Entfernung oder den Abstand des diese Rückstrahlung verursachenden Ziels, erzeugt das Auftasten des Ausgangs des Funktionsgenerators 82 durch die Stromtoreinrichtung 81 eine g entsprechende Auftastsignalkomponente, d.h. entsprechend der reziproken Entfernung des Ziels oder des Geländes. Ein Potentiometer 83 o. dgl. verringert oder ändert den Ausgang des Generators 82 um einen festgesetzten Betrag, der einem verlangten senkrechten Abstand H entspricht, so daß eine Signalhähe entsteht, die dem Verhältnis H₀ZR entspricht. Dieses Signal stellt die Kleinwinkelnäherung eines vertikalen Abstandswinkels dar, der relativ zum abgetasteten Qeländeprofil aufrechterhalten werden muß, damit der geforderte senkrechte Abstand H (über dem Gelände) aufrechterhalten wird. Das durch Auftasten der Summe der oben genannten Eingaben in den Verstärker 81 gewonnene Ausgangssignal gibt daher das abgetastete Geländeprofil relativ

909826/0020

H · U56162

zum geforderten senkrechten Abstand H_Q an.

Zusätzlich zu den Vorkehrungen zur Bildung eines Signals, das das abgetastete Geländeprofil wiedergibt, ist in Fig. 12 eine Einrichtung 46 zur Erzeugung von Signalen vorgesehen, die sich auf das Bezugs- oder Steuerprofil nach Fig. 10 beziehen sowie auf die Auslösung des Radarsystems 44 und das Flugbahn-winkelsignal (Winkel W ) der Summiereinrichtung 80. Diese Signale werden dem Stromtorsummierverstärker 81 zugeführt zur Beeinflussung der Geländeprofilsignale, wodurch der Ausgang der Summiereinrichtung 81 nach Maß für die Differenz zwischen dem gemessenen Geländeprofil und dem durch die Manövierbarkeit begrenzten Bezugsprofil wird.

Das Bezugsprofil der Fig. 11 mit den Manövierfähigkeitsgrenzen ist im Hinblick auf das Zusammenfallen des Profils mit den Eigenheiten des Geländes, die die Flugbahn beschränken, beschrieben. Damit wir aber nicht die Flugsicherheit und die Wirksamkeit der so vom Stromtorverstärker 81 erzeugten Steuersignale beeinträchtigt, weil das Signal H/R zur Beeinflussung des Abstandswinkels auch auf den Eingang des Verstärkers 81 gegeben wird, wenn daraus der Steuersignalausgang gebildet wird·

Der Steuerflächengenerator 46 setzt sich zusammen aus.einem Deltasignalgenerator 85, dem Entfernungssignalgenerator 86 und der Einrichtung 87 zur logischen Verknüpfung, die auf die Geber 85 und 86 anspricht und ein Anpassungssignal liefert,

- 44 -909826/0020

das auf die geformte Steuerfläche Bezug nimmt. Ein derartiges Signal kann als Punktion der verflossenen Zeit (oder der der Entfernung entsprechenden Zeit) nach der Syatemauslösung erzeugt werden und kann daher am Stromtorverstärker spezifische KomUnationen des Winkels und der Entfernung R angeben.

Der Deltasignalgenerag(€r 85 gibt demnach Signale C'«* bzw. Q ₂ bzw. cT-* bzw. cTu, die kennzeichnend sind für die Kurven I bzw. II bzw. III bzw. XV in Fig. 11. Der Abstandssignalgenerator 86 liefert Signale, die kennzeichnend sind für die Grenzentfernungen R₁, R₂, R₃ und R₁^ in Fig. 11. Die Logikschalteinrichtung 87 benutzt das durch das Element 80 angegeben Vorzeichen des Flugbahnwinkels (j) und die von dem Entfernungssignal generator 86 errechneten Entfernungsgrenzen um die Deltasignale aufzutasten, womit der veri angte Ausgang des Signalgebers 46 kennzeichnend wird für das geforderte durch die Manöuierbarkeit begrenzte Steuerprofil.

Beispielshafte Ausführungsformeη der Elemente 85,86, und 87 Generators 46 für die Signale der Steuerfläche stellen Entsprechungen für die Gleichungen oder analytischen Beschreibungen der Parameter der Kurven werden nachstehend in Verbindung mit den Fig. 15,14,15 und 16 gegeben, danach werden beispielsweise Ausführungsformen der Elemente 85,86, und 87 im einzelnen beschrieben.

In Fig. 1j5 ist die Abstandsebene gezeichnet, die anwendbar ist bei einem Flugzeug begrenzter Manövrierfähigkeit, das ein Hoch-

90 98 26/QÖ2Ö - 45 -

ziehmanöver beim Übergang aus einem Sinkflug in eine Horizontalflugbahn ( +a_u für - d^-Q> - if<^ °) ausführt, entsprechend der Kurve I der Fig. 11. Der Punkt 7^ entspricht einer Position eine gesteuerten Flugzeugs, die Gerade 58 ist Tangente an den Flugzeuggeschwindigkeitsvektor im Punkte 'Jh und bei einem Winkel - VT Der Bogen 89 beschreibt den vorgesehen Flugweg; der Bogen hat den Flugzeuggeschwindigkeitsvektor als Tangente und besitzt einen Krümmungsradius, der dem Hochziehradius R_TlJ gleich ist. R stellt die Schrägentfernung von der Flugzeugposition Jk zu einem Punkt auf der vorgesehenen Flugbahn 89 (für das vorbestimmte Hochzieh-Beschleunigungsmanöver) dar, und (/Ζ ist der Blickwinkel zu diesem Entfernungspunkt, genessen in der Vertikalen vom ortlichen Horizont aus.

Da das von den beiden Radien R_TU und der Sehne R in Fig. 15 gebildete einbeschriebene Dreieck ein gleichschenkliges Dreieck darstellt, ist eine Senkrechte von der Bogenmitte auf die Sehne eine Mittelsenkrechte auf die Sehne R. Der Ausdruck für die Schrägentfernung R der Abstandsebene kann daher als Punktion des doppelten Ausdrucks für die halbe Sehnenlänge ~ R geschrieben werden:

R = R_TU . sin (of - Y)

Unter Berücksichtigung der Tatsache, daß im praktischen Fall die Kleinwinkelnäherungen gelten, kann G.(8) geschrieben werden:

R = 2R₁₁₁ (0^ -Y)

909826/0020 . ₄₆ .

U56162

Die Auflösung nach dem Blickwinkel w als Punktion der Entfernung R ergibt:

Der Bereich, in dem die Gl.(10) gültig ist, reicht von Werten der Schrägentfernung R von Null bis zum Wert R.., der der vorgesehenen horizontalen Position 90 entspricht. Der Wert R. ergibt sich aus den trigonometrischen Sinusbeziehungen zu

R₁

2R_TU

.sin

Wenn die Geschwindigkeit U des gesteuerten Flugzeugs veränderlich ist, können die Gleichungen (10) und (11) durch Substitu-

U²
tion von -— für R^₁₁ geschrieben werden:

u _R ^iU

Jl f K^ h ?* ^ (12)

^und

Als Ausdruck für (7^j gegen R gilt für Kurve I während des Sinkens (Winkel - )T) im Bereich 0<R<R..:

R = R₁

909826/0Ö20

Die durch diese Punktion beschriebene Steuerfläche fällt zusammen mit der Kontur des Plugprofils innerhalb der Manövriergrenzen.

Der Teil der Steuerfläche, die für über die Grenzentfernung R. hinaus reichenden Vorausentfernungen gilt, ist in Fig. 14 dargestellt.

In Fig. 14 ist eine Portsetzung der in Fig. 13 gezeichneten Steuerfläche wiedergegeben, wobei das in Verbindung mit Fig. 9 erläuterte Prinzip angewandt wird. Fig. 14 zeigt den Blickwinkel

mit der zugehörigen kürzesten oder nächsten Entfernung R, die ein in Grenzbedingungen manövriertes Flugzeug im Sturzflug gegenüber einem Geländehindernis 55 von vorgegebener relativer Höhe (die durch den positiven Wert des Blickwinkels (f^ angegeben ist) erreichen darf, ehe ein Hochziehmanöver (mit nachfolgendem Hinüberziehmanöver) eingeleitet wird; Kurve 71 stellt diese Manöver dar. Man sieht, daß die Entfernung R eine Funk- . tlnn sowohl von R.. (die Entfernung bis zu einer berechneten Flugbahnstelle 90 des Hochziehens zum Horizontalflug) ist als auch von R₂₂, die Leistungsentfernung vom berechneten Horizontalpunkt bis zu einer gegebenen Hindernishöhe, die für eine gegebene Zusammenstellung von Manövriergrenzen erforderlich ist. (diese Grenzen dargestellt durch die Bogenradien R-,^ und

R_TD) .
^TD - 48 -

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Die Beziehung (f₂ gegen R als Punktion des Plugbahnwinkels Y*

kann aus dem Ausdruck für die Horizontal- bzw. die Vertikalkomponente R (H) bzw. R (V) des Entfernungsvektors R abgeleitet werden!

R (H) = R coscT₂ = R₁ cos I + R₂₂ cos ψ (15) R(V) = R sino^ = R_& sin |*" + R_{33 gln} ψ (16)

Aus Gleichung (11) für Pig. 15 ergab sich, daß R₁ = 2R_TU sin('|)

Ferner ist aus Fig. 14 zu entnehmen, daß der Ausdruck für R₃₂ in gleicher Weise wie der Ausdruck für R in Pig. 15 (Gl.(8)) wie folgt entwickelt werden kann:

R₂₂ = 2 (R_TU + R_TD) sin ψ (17)

Einsetzen der obenstehenden Ausdrücke für R₁ und R₂₂ in die Gleichungen (11) und (17), Quadrieren dieser Gleichungen, Anwenden der Indent!tat 1 = cos γ+ sin y^' und gleichzeitige Lösung der Gleichungen führt zu folgendem Ergebnis

^ J 5 (1-cos>f7 (18)

¹¹TU ^{2 211}TU

■2 2
Nach Substitution von U /&_u und U /a_d für R^ bzw. R_TD, wobei die Flugzeuggeschwindigkeit U eine Variable ist« ergibt sich

' - 49 -

	1	au
1	+	ad

R a

2 U

2 2 R a j

Der Geltungsbereich der Gleichung (19) liegt während eines Sturzfluges ( -YO bei Werten der Schrägentfernung R zwischen R₁ (definiert durch die Gl. (11) als der Abstand zum berechneten Horizontalpunkt 90 während eines Hochziehens) und einer berechneten Vorausentfernung R₂ (innerhalb derer ein maximaler Steigwinkel +Y^ während der Hochziehmanöver sich einstellt). Die Maximalentfernung Rp, bei der sich der maximale Steigwinkel einstellt, kann aus der Fig. 14 folgendermaßen bestimmt werden:

Wenn R^^s^R™ , kann der Ausdruck für Rp vereinfacht werden, indem die Glieder höherer Ordnung einer McLaurin-Entwicklung dieses Ausdrucks vernachlässigt werden:

(21)

(22)

ffjfc -f]

Wenn die Geschwindigkeit U konstant angenommen werden kann,

würden sich die Ausdrücke für R₂ bzw. Gl. (19)) entsprechend vereinfachen.

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(Gl.(22) bzw.

- 50

Der Ausdruck für ^T₂ gegen R für die Kurve II gilt für den Bereich^ <R < R₂):

cT= rfp (^r) _{R = R} (für ~y_D> - ^r>) (23)

Dieser Teil der Steuerfläche, der für Vorausentfernungen jenseits der Grenzentfernung erzeugt werden muß, ist in Fig. dargestellt.

In Fig. 15 ist eine Fortsetzung der Steuerfläche nach Fig. 14 gezeichnet, wodurch die Wirkung der Benutzung eines vorgewählten größten Steigwinkels + f_n dargestellt wird (vgl. Fig.9); die verlängerte Steuerfläche entspricht der Kurve III in Fig. 11.

Die Beziehung zwischencT* und R als Funktion des Flugbahnwin kels y^kann abgeleitet werden aus der Horizontal- und der Vertikalkomponente der Schrägentfernung R bis zu der durch den Grenzwinkel der Steigung definierten Abstandsfläche, ähnlich wie bei der Entwicklung der Beziehung zwischen^C und R in Gl. (19):

R_H = R COS(^f₅ = R₁ cos I + R₅₅ cos Iff (24)

_H = R COS(^f₅ = R₁ cos I + R₅₅

R sin(C = R₁ sin ξ + R„. sin ty (25)

kann durch die Gl. (11) ersetzt werden.

- 51 -

909826/002O

i„"i ' / ~ t V'

Der Ausdruck für R^, kann aus Fig. 15 folgendermaßen abgeleitet werden:

tg

- (R_TU + R_TD)

. ,sin XfJ (26)

^cos^"tg

Durch· Substituieren und Kombinieren ergibt sich folgendes:

- COS (t-O]+ R_TD ( 1 -

(27)

Durch Anwendung der Kleinwinkelnäherung und Einsetzen von U²/a_u bzw. U²/a_d für Ry bzw. R_Tß (die Geschwindigkeit U als veränderlich angenommen) ergibt sich für den folgende Schreibweise:

ν £ üCzJCn + 02. (28)

*c " 2R 5~° a_d

Der Gültigkeitsbereich der Gl. (28) reicht von Werten der Schrägentfernung zwischen Rp (definiert durch Gl.(22) und der maximalen interessierenden Entfernung R^, für die bei den heutigen Hochleistungsflugzeugen etwa 9 km (5 miles) angenommen wird.

Der Ausdruck cC gegen R für die Kurve III gilt daher für den Bereich{R₂<: R < RJ:

] R = L T (R)J ^r (29)

] R = L
"ö - CT₅ (R)J R = R₂ (für +

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Der während eines Steigfluges zum Einleiten eines Hinüberziehmanövers erzeugte Teil der Steuerfläche ist in Fig. 16 dargestellt.

Fig. 16 zeigt eine HilfsSteuerfläche zum Einleiten eines Hinüber ziehmanövers aus einem Stejgflug (0<T +)KL+ V) oder für positive Flugwinkel in Übereinstimmung mit dem in Verbindung mit den Figuren 10a, 10b und 10 c erläuterten Prinzipien. Die Hinüberzieh-Steuerflache bzw. die Beziehungen, gegen R, die der Kurve IV in Fig. 11 entspricht, kann aus den geometrischen Verhältnissen in Fig. 16 abgeleitet werden. Die Tangenteneigenschaft der (durch den Radius 92, R_TD, erzeugten) Fläche 75 gegenüber der Hochziehfläche 91 > die durch den Radius (RnT₀ + erzeugt wurde, repräsentiert sich im Punkt J6 der Fig. 10.

Das aus dem geschlossenen Linienzug aus Sehne R und den beiden benachbarten Radien in Fig. 16 bestehende Dreieck ist ein gleichschenkliges Dreieck. Das von der Spitze dieses gleichschenkligen Dreiecks (im Krümmungsmittelpunkt für ¹Wj) gefällte Lot stellt daher eine Mittelsenkrechte auf R dar. Es kann demnach auch gezeigt werden, daß der Spitzenwinkel selbst halbiert worden ist, womit er gleich_<^ wird. Somit ists

1 /2 R
^Sin ffK ⁼ R TD (50)

Mit der Kleinwinkelnäherung:

χ- - R
. CT4 - 2R₁₀

⁹°982*6Vu0 20

Die Gleichung (31) ist gültig im Bereich von Schrägentfernungsgrößen R zwischen Null und R₂, = R„_Di wobei die obere Grenze einem Hindernis von der relativen Höhe Null oder einem Grenzwert von Null für C^, entspricht. Mit anderen V/orten

^R4

Wenn die Geschwindigkeit des gesteuerten Plugzeugs als veränder lich angenommen wird, werden in den Ausdrücken für(ji und R^ die R_TD durch den Ausdruck U /a_d ersetzt.

Der Ausdruck^T^ g^eg^{en R} f^{ür die} Kurve 4 gilt daher für den Bereich (0<R<R_TD):

R = O

(32)

Nachdem die Gleichungen von , für die Kurven I, II, III und IV abgeleitet und die Grenzbedingungen des Plugbahnwinkels Vfür diese Gleichungen angegeben sind, werden die speziellen Ausbildungsformen des Steuerflächensignal-Generators 46 besser verständlich.

Bevorzugte Ausbildungsformen für den Deltasignalgeber 85, den Entfernungssignalgeber 86 und die Einrichtung 87 zur logischen Verknüpfung im Steuerflächengeber 46 nach Fig. 12 werden in den Figuren 17*18 und 19 zum Berechnen von Signalen gezeigt, die analog den Ausdrücken für die Kurven nach Fig. 11 sind und die Flugzeuggeschwindigkeit U als Variable berücksichtigen.

909826/0020 "⁵^

U56162

Fig. 17 zeigt eine bevorzugte Ausftihrungsforra des Deltasignalgebers 85 aus Fig. 12, Erste bzw. zweite bzw. dritte bzw. vierte Klemmen 94 bzw. 95 bzw. 96 bzw.97 liefern Ausgangssignale, die den Wert (f* bzw. O^ bzw. Q-, bzw. Q^ entsprechen. Die Eingänge zu den Klemmen 9^*95,96 und 97 kommen folgendermaßen zustande:

Es ist eine Quelle 98 für Entfernungssignale, z.B. ein Sägezahngenerator, der auf Steuersignale des Radarsystems 44 anspricht, vorgesehen, oder eine andere an sich bekannte Einrichtung zum Erzeugen eines Analogsignals, dessen Amplitude eine Funktion der Radar-Entfernungszeit ist. Ferner ist eine Signalquadriereinrichtung 99/ z.B. eine Diode oder ein gleichartiger quadratischer Detektor vorgesehen, der anspricht auf einen mit ihm verbundenen Geschwindigkeitsgeber 100, z.B. einen Fluggeschwindigkeitgeber, der ein Signal liefert, das dem Quadrat der Geschwindigkeit eines zu steuernden Flugzeugs entspricht. Eine erste Dividiereinrichtung 101, die auf die Elemente 98 und 99 anspricht, wird verwendet, um ein dem Verhält-

nis der Entfernungszeit R zum Geschwindigkeitsquadrat U entsprechendes Signal zu erhalten. Ein derartiger Signalteiler kann zum Beispiel aus zwei schnellen automatischen Verstärkungsreglern (fast automatic gain control - FAGC) bestehen, von denen jeweils einer in Verbindung steht mit dem Ausgang eines der Elemente 98 und 99» wobei der Ausgang derjenigen FAGC-Einrichtung (10J), die mit dem Element 99 verbunden ist,

- 55 -909 8 2 6/0Ö20 ^;

als gemeinsames automatischesVerstärkungsregelungssignal für beide FAGC-Einrichtungen 102 und 103 verwendet wird. Auf diese Weise ist der Ausgangssignalpegel der Einrichtung 103 bestrebt, auf konstanter Höhe zu bleiben, oder die Verstärkung der Einrichtung 103 (und damit der Einrichtung 102) ändert sich umgekehrt mit der Amplitude des quadratischen Geschwindigkeitssignaieingangs vom Element 99· Der Ausgang der FAGC-Einrieh-

tung 102 gibt daher das Verhältnis R/U an.

Der Ausgang des Verstärkers 102 kann durch Einrichtungen zur Verstärkungsregelung (104) passend geregelt werden, z.B. durch ein Potentiometer, um eine Einstellung des Signals in Übereinstimmung mit einem vorgewählten Verstärkungswert a, zu erreichen. Auf diese Weise kann der Ausgang des Ptentiometers 104 als Anzeige des GÜLeäesQ^. = Ra, / 2U dienen, das der Gl. (31) für die Kurve IV in Fig. 11 entspricht.

In entsprechender Weise kann der Ausgang der Dividiereinrichtung 101 durch eine zweite Verstärkungseinstellung 105 so eingestellt werden, daß ein Signal entsteht, das einen Wert für den Ausdruck Ra„/ 2U ergibt.

Der Ausgang des Potentiometers 105 wird dann mit einem den Flugbahnwinkel ^anzeigenden Signal kombiniert, das von einem Flugzeug herrührt, das durch eine Einrichtung 106 zum Vereinigen

- 56 -

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H56162

von Signalen gesteuert wird. Auf diese Weise entsteht ein Ausgangs·

' _f. Ra
signal, das den Wert «3 ₁ = .—£ + * ) angibt, der der Gl.(12)

¹ 2Ü und der Kurve I in Fig. 11 entspricht.

Eine zweite Dividiereinrichtung 110 te-teht in Verbindung mit dem Entfernungssignalgeber 98 und der Quadrierschaltung 99> das entstehende Signal gibt den Quotienten aus dem Quadrat der Geschwindigkeit (U ) und der Entfernung (R) wieder. Der Ausgang der zweiten Dividiereinrichtung 110 wird einem ersten Verstärker 11 bzw. einem zweiten Verstärker 112 zugeführt. Zwischen dem Verstärker 111 und der Dividiereinrichtung 110 liegt eine Einrichtung 11J5 zum Einstellen der Verstärkung, z.B. ein Potentiometer, mit dem die Verstärkung so gewählt werden

U² kann, daß ein Signalpegel gemäß dem Ausdruck =-— entsteht.

^Kad Ein zweiter Eingang des Verstärkers 111 empfängt Signale von der Quelle 80, die den Flugbahnwinkel j^angibt. Zwischen der Quelle 80 und dem zweiten Eingang des Verstärkers 111 liegt eine Quadrierschaltung 114, Der Ausgang des Verstär-

kers 111 gibt daher den Wert

Der Ausgang des Verstärkers 111 wird mit dem Ausgang des Verstärkers 106 durch Einrichtungen zvm Kombinieren der Signale verbunden. Auf diese Weise ergibt sieh ein Ausgangswert* der dem Ausdruck

""■■ r; ν

H56162

¹ Ka₁

λ "17^5

der ' ⁰Cl-'

der Gl.(19) und der Kurve II in Fig. 11 entspricht.

Ferner ist eine Vorspannung aus dem Bauteil 116 zu entnehmen, mit der ein Signal erzeugt wird, das einen vorgegebenen größten Flugbahnwinkel y" darstellt. Eine phasenumkehrende Dämpfungseinrichtung 117 steht mit dem Bauteil 116 in Verbindung und liefert ein der Konstante J^/^a _d entsprechendes Signal, wobei a, eine vorgegebene Hinüberzieh-Beschleunigung darstellt. Ein Summierverstärker 118 nimmt das Flugbahnwinkelsignal aus dem Geber 80 und die Signale aus dem Bauteil 116 and dem Phasenumkehrer 117 auf, um daraus ein Signal zu bilden, das dem Ausdruck Y^- Yr + ~-°- entspricht. Der Ausgang des

^{c a}d
Summierverstärkers 118 wird über einen Verstärkerregler 119 auf einen zweiten eingang des Verstärkers 112 gegeben. Das Potentiometer 119 dient dazu, die Verstärkung am Ausgang des Verstärkers 118 entsprechend der Konstanten 1/a„ einzustellen, wtoei a eine vorbestimmte normale Hochziehbeschleunigung darstellt. Der Ausgang des Verstärkers 112 wird mit dem des Bauteils 116 durch einen phasenumkehrenden Summierverstärker 120 verbunden. Auf diese Weise ergibt sich ein Ausgangssignal, das dem Ausdruck

3Ü

Gl· (28) und der Kurve III in Fig. 11 entspricht.

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Pig. 18 zeigt den Grenzentfernungssignal-Geber aus Fig. 12. Es wird eine als Ausführungsbeispiel aufzufassende Schaltung dargestellt, die mit dem Deltasignalgeber der Fig. 17 zusammenwirkt. Es sind ein erster und ein zweiter Verstärker 121 und

ρ 122 vorgesehen, die an sich ansprechen auf U , das Quadrat der Geschwindigkeit eines gesteuerten Flugzeugs. Der Verstärker 121 spricht ferner an auf den Flugbahnwinke1^eines zu steuernden Flugzeugs, weswegen am Ausgang des Verstärkers 121 das Produkt U Jr angegeben&fiird. Erste bzw. vierte einstellbare Entfernungssignaldämpfer 125 bzw. 124 sind gemeinsam mit dem ■ Verstärker 121 verbunden und führen zu Ausgangssignalen, die R₁ = U²|^^a _u ^bzw· ^R2j. = U²Jz^a und damit den Gleichungen (13) bzw. (51a) entsprechen.

Bine Quelle 125 in Fig. 18 gibt ein einstellbares Vorspannungssignal, das der maximalen oder vorbestimmten Grenzentfernung R, entspricht.

Am Ausgang eines Potentiometers 1*H wird ein Signal geliefert, das die Grenzentfernung R₂ nach Gl.(23) angibt. Der Eingang des Potentiometers liegt am Verstärker 122. Ein zweiter Eingang des Verstärkers 122 liegt an einem summierenden Umkehr-Verstärker oder einer Quelle I7I (vgl. Fig. I7).

Die Signalkoppelungseinrichtung I71, die aus einem summierenden Umkehrverstärker besteht, spricht auf das Signal einer Quelle

- 59 909826/0020

VS-VERT

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80, die den Flugbahnwinkel £ liefert, und einer Quelle 116 an, die den größten oder vorbestimmten Flugbahnwinkel -VrI angibt.

ρ Am Ausgang liefert demnach der Verstärker den Ausdruck U

· Dieses Signal kann durch Einstellung des Potentiometers 141 passend geschwächt werden, wodurch am Potentiometer-

ausgang ein Signal für den Ausdruck ~- ( J^ -)f) entsprechend der Gl.(22) entsteht.

Fig. 19 zeigt die Schaltung, welche die von dem Entfernungssignalgeber nach Fig. 18 erzeugten Entfernungssignale wechselweise ausschließlich auf die von dem Deltasignalgenerator nach Fig. 17 erzeugten Deltasignale auftastet.

Fig. 19 stellt ein Ausführungsbeispiel einer logischen Auftasteinrichtung 87 nach Fig. 12 zum Zusammenwirken mit dem Deltasignalgeber nach Fig. 17 und dem Entfernungsgeber nach Fig. 18 dar«

Es sind erste, zweite, dritte und vierte Zeitmodulatoren oder bistabile Signaleinrichtungen 126, 127, 128, und 129 vorgesehen, die mit dem Haptsteuerimpuls und jeweils eine mit einem der vier Grenzentferungssignal-Ausgänge des in Fig. 18 gezeigten EntfernungsSignalgebers verbunden sind. Die Elemente 126, 127 128 und 129 dienen dazu, einen Signalzustand von einer Dauer zu liefern, der dem Entfernungszeit-Intervall entspricht, das zwischen dem Hapt-steuerimpuls und der Entfernungszelt auftritt,

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die durch den zugehörigen Entfernungssignal-Eingang R₁, R₂, R-, und Ru von dem Grenzentferungsgeber nach Fig. 18 dargestellt wird.

Ferner sind Einrichtungen zum Erzeugen von bistabilen Signalen vorgesehen, die das Vorzeichen des Flugbahnwinkels des zu steuernden Flugzeugs angeben; die Einrichtung umfaßt einen bistabilen Multivibrator I30, der Signale von der Quelle 80 (Fig. 12) aufnimmt. Torschaltungen I3I, 132, 133 und 134 sind zwtechen die Schaltung 139 zum Kombinieren von Signalen und ein Jeweils zugeordnetes erstes, zweites, drittes und viertes Ausgangssignal des Deltasignalgebers (Fig. 17) gelegt. Mit jeder der Torschaltungen 131, 132, 133 und 13^ ist ein zugeordnetes UND-Glied 135, 136, 137* und 138 verbunden zum Einschalten des jeweils zugeordneten Deltasignalgatters I3I, 132, 133 und 134.

Zum Beispiel ist das erste UND-Glied 135 mit jenem Ausgang desbistabilen Multivibrators verbunden, der Flugbahnwinkel/mit negativem Vorzeichen angibt, und ferner mit dem ersten Zeitmodulator 126, während der Ausgang des Glieds 135 auf das Treibergatter 131 gesehaltet ist. Auf diese Weise wird das (£αΓ&1&- nal vom Signalgenerator nach Fig. 17 wirksam für negative Flugbahnwinkel während des Entfernungszeit-Intervalls 0<R<L-um der Sumraierminriehtung I39 eine der Gleichung (14) entsprechende Eingangsgröße zu liefern.

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Das zweite UND-Glied I36 wird von dem zweiten Modulator 127 und von einem NOR-Glied 14O beeinflußt. Das NOR-Glied 14O seinerseits empfängt die Ausgangsgrößen des ersten und des vierten UND-Gliedes (155 bzw. I38). Die Ausgangsgröße des zweiten UND-Gliedes I36 wird an das Treibergatter I32 geführt. Auf diese Weise wird das OC,-Signal vom Signalgeber nach Fig. 17 wirksam für die "Aus"-Zustände der Gatter 13I und 13²^, aber begrenzt auf einen Zeitraum, der der "Ein"-Zeitspanne des Modulators 127 entspricht. Das Glied I36 liefert daher eine der Gl. (23) entsprechende Eingangsgröße auf die Summiereinrichtung 139.

Das dritte UND-Glied 137 wird von dem dritten Modulator 128 und einem "Nicht"-Ausgang des zweiten Modulators 127 beeinflußt, wodurch ein Treibersignal am Ausgang des UND-Gliedes 137 während eines Zeitintervalls erzeugt wird, das dem Entfernungszeit-Intervall Rp <CL_ R <^ R-, entspricht. Die Ausgangsgröße des dritten UND-Gliedes 137 wird dem Treibergatter 133 zugeführt, wodurch ein der Gleichung (32) entsprechendes Deltasignal auf die Summiereinrichtung 139 gegeben wird.

Die Summiereinrichtung 139 gibt eine Ausgangsgröße auf den Stromtorsummierverstärker 81 nach Fig. 12; diese Größe entspricht der gesuchten Steuerfläche oder, dem Abstandsprofil, das die in der Schaltung nach Fig. 12 erzeugten Geländeprofil-Abstands-

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U56162

Signale beeinflußt. Damit wird mit der Schaltung nach Fig. 12 ein verbessertes Steuersignal erzeugt, das von besonderem Wert ist für im Einsatz in Bodennähe befindliche gesteuerte Plugzeuge.

Ein Beispiel für eine Ausgestaltung der Zeitmodulatoren 126, 127, 128 und 129 nach Fig. 19 ist in Fig. 20 dargestellt.

Fig. 20 stellt die mögliche Schaltung eines Zeitmodulators dar. Ein bistabiler Multivibrator I65 wird von einem Systemtrigger beeinflußt und liefert zwei bistabile Ausgangsgrößen für zwei unterschiedliche Zustände (die zweite Ausgangsgröße stellt ein "Nicht"-Signal dar.). .Mit dem Systemauslöser ist ein RC-Kippgenerator 164 verbunden, der ein ansteigendes Signal (ramp signal) erzeugt, dessen Amplitude der seit dem Eintreffen eines System-Triggerimpulses vergangenen Zeitspanne entspricht.

Ein Vergleichskreis I65 vergleicht den Ausgang des Kippgenerators 164 mit einem Vergleichssignal (z.B. mit einem der Entfernungsschaltsignale), um ein Rückstellsignal hervorzurufen, wenn das Entfernungssignal des Kippgenerators mit seiner Amplitude die des Entfernungs-Bezugssignals übertrifft· Zunächst liefert das Entfernungseingangssignal, das auf die Klemme I66 gegeben wird (und dort das gleiche Vorzeichen hat wie das Entfernungssignal des Generators) eine Gegenspannung für die Vergleichs-

^ " -H56162

diode 167. Wenn das Signal des Kippgenerators mit der Zeit zu einer Größe anwächst, die über der des Entfernungszeit-Bezugssignals liegt, wird die Gegenspannung an der Diode I67 überstiegen, und der Ausgang des Kippgenerators 164 läuft über die Diode I67 als Rückstellsignal zurück zu dem bistabilen Multivibrator I6j5. Das Rückstellen des Multivibrators I63 führt zum Erden des Basis des Transistors I68, wodurch der Kondensator I69 in dem RC-Kippgenerator 164 kurzgeschlossen wird bis zum Eintreffen eines neuen Triggerimpulses an der ^WL"-Eingangsseite des Multivibrators I6j5.

Der "Ein"-Zustand des Multivibratorausgangs tritt also während einer Zeitspanne oder eines Intervalls auf, das dem Entferungszeit-Bezugssignal entspricht, wonach der Ausgang des Multivibrators 165 seinen Zustand ändert.

Die in den Figuren I7 und 18 dargestellten Schaltungen für die Delta- bzw. Entfernungssignalgeneratoren 85 bzw. 86 haben einen Geber für die Vorausgeschwindigkeit benutzt, um Geschwindigkeitsänderungen des zu steuernden Flugzeugs berücksichtigen zu können. Wenn jedoch die Flugzeuggeschwindigkeit ziemlich konstant bleibt, oder wenn die Änderungen der Fluggeschwindigkeit gegenüber einer Sollgeschwindigkeit ohne wesentliche Beeinträchtigung der Brauchbarkeit der örfindungsgemäßen Einrichtung vernachlässigt werden können, läßt sich die Ausstattung vereinfa-

- 64 - ·

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VS YCRTFAUI irtr

chen. Zum Beispiel können der Geschwindigkeitsgeber 100 und die Quadrierschaltung 99 (Fig. 17) weggelassen werden, und die Dividiereinrichtung 101 (Fig. 17) kann durch ein Potentiometer für eine einstellbare Schwächung 1/U _Q des Entfernungssignals R ersetzt werden, um eine Sollgeschwindigkeit U_Q wiederzugeben. Außerdem könnte die Dividiereinrichtung 110 (Pig. 17) weggelassen werden und die Eingangsklemme von Potentiometer 115 und Verstärker 112 mit dem Imkehrfunktions-(1/R)-Signalgeber 82 (Fig. 12) verbunden werden.

Während außerdem in den Figuren 17,18 und 19 der Funktionsgeneraotr 46 (nach Pig. 12) als Einrichtung zum Nachbilden der Kurve nach Fig. 11 dargestellt ist, können auch andere Einrichtungen zum Annähern dieser Kurve durch eine Folge geradliniger Stücke benutzt werden. Zum Beispiel kann eine derartige Kurve durch mehrere Linienabschnitte angenähert werden, wie es in den Figuren 21a und 21b gezeigt ist.

In Fig. 21a ist eine Anäherung durch drei Linienstücke für ein Steuerprofil oder eine Bezugsebene gemäß Fig. 11 angedeutet, die für ein Flugzeug (in der Position 7^) beim Sinkflug (negative Flugbahn) gilt. Diese Kurve besteht aus einem waagerechten Abschnitt I und einem geneigten zweiten Abschnitt oder skispitzenförmigen Abschnitt II, der an den ersten Abschnitt anschließt. Der Vertikalabstand h des waagerechten Abschnitts

' - 65 -

00982 8/OQtO

64 U56162

von dem Flugzeug und die Schrägentfernung des Skispitzenabschnitts sind Punktionen des Flugbahnwinkels und den Leistungsgrenzen R_TU und R_TD des gesteuerten Flugzeugs.

Die Profilsteuerflächen, angenähert für ein Flugzeug im waagerechten Geradeausflug ( j= O) oder im Steigflug (positive Werte von Y*), sind in Fig. 21b gezeichnet. Für den waagerechten Geradeausflug des Flugzeugs, wie er durch den starken Pfeil angedeutet ist, ist der waagerechte Abschnitt I der Steuerfläche um den geforderten Abstand H unterhalb des Flugzeugs vorgesehen, und der Skispitzen-Abschnitt II beginnt vor dem Flugzeug in einer Entfernung R_b , die durch die Manövrierfähigkeitsgrenzen des Flugzeugs gegeben ist. Für ein im Steigen begriffenes Flugzeug (durch den gestrichelten Pfeil in Fig. 21b angedeutet) kann die Steuerfläche durch einen geneigten Abschnitt III dargestellt werden, der den Skispitzenabschnitt II im Punkte 159 schneidet.

Derartige Annäherungen der Steuerfläche sind brauchbar für Flugzeug mit relativ geringer Geschwindigkeit und kleinen Kurvenhalbmessern R„,_D und

Die Gleichung für cfin Abhängigkeit von R für den Abschnitt I der Fig. 21a kann aus den durch die Fig. 22 wiedergegebenen Grenzleistungen abgeleitet werden.

- 66 - 909026/0-020

In Fig. 22 stellt h die Vertikalentfernung des Flugzeugs über dem vorgegebenen waagerechten Abfangpunkt 70 dar; der analytische Ausdruck dafür ist

h = R₁ sin £

Durch Einsetzen der Gl. (11) in die 01.(53) ergibt sich:

h = 2R^ sin² _τ

kann« entsprechend der Darstellung der Kurve I in Fig. 21a, definiert werden als h/R; daraus folgt:

h

R R

(35)

Unter Anwendung der Kleinwinkel-Näherung —jp für sin ·χ

folgt:

T - ^^ (36)

Wenn die Flugzeuggeschwindigkeit U als veränderlich angenommen

U²

wird, ist R__T in Gl. (36) durch ~· zu ersetzen: "CU ^au

1 " 2a_u R (37)

Wenn die Geschwindigkeit U und damit der Kurvenradius R

TU

konstant angenommen werden, kann die Gl. (36) geschrieben werden:

worin K₁ = -^p j die Korrektur^, die dem Winkelausdruck für den Abstand H_Q/R hinzuzufügen ist, nimmt für waagerechten Flug

-⁶⁷"

VS

1%

= ο) den Wert Null an und wächst mit zunehmendem (negativen) Flugbahnw.inkel. Mit anderen Worten, der Ausdruck H /R wird durch einen Korrekt ions aus druck Λ h/R als Pumktion des Bahnwinkels ( -Y) verändert.

Der Abstand oder die Grenzentfernung R^ zum Schnitt der Kurve I mit der Skispitzenkurve II ist eine Punktion des Plugbahnwinkels und kann betrachtet werden als die Summe der verschiedenen, zusammen den Abschnitt R_fe bildenden Ableitungen,

R_b = ₊d₂ + d₃ + d₄ - d₅

^d2 ^{= R}1 ^COS 2 (40)

Durch Einsetzen der Gl. (11) in Gl.(40 ergibt sich:

d₂ - 2R_TU cos ± sin

(41)

Nach Anwendung der Kleinwinkelnäherung:

₂ = -R_TU

sin .

Für d, ergibt sich entsprechend:

sin ^S.

sin

(42)

(44) (45)

Π! _sln d

r 68 -

Für d_K :

(48)

Gl. (47) umgeformt: .

1
^d5 ⁼ tg JfJ ₍₄₉₎

Durch Einsetzen von Gl. (48) in Gl. (49):

5 °* TU TD * tg te*^ ⁼ TU

(50)

Durch Einsetzen der Gleichungen (42), (44) und (50) in Gl. (39)*

R_b = R₁₀ (sin Y^ - sinf) + E^ sin yj - (R_TU + H^) K

(51)

Wenn R_T„ und R_^ iconstant angeriottaen werden (z.B. die Geschwindigkeit U konstant angenommen wird), ergibt sich:

R_b = K₁ + K^₁ sin y"afe?K_t + Kjjft ψ (52)

wobei K₁ » R^ SiH₁JT₀ + R_TD min^r_o- - (R^ + B^) Z Jf_Q und

Aus Fig. 21 ist for Kurve I zu entnehmen:

s- iil"^

|r-o (53)

FUr^₀, das der Kurve II in Fig* 21 ««geordnet ist, ergibt

Durch Einsetzen von Gl. (35) in Gl. (54):

Wobei 1	■ v	(R	-v
Demnach		R
C
1I ='
ist
' 2 C
ο (R

(56)

1 R (57)

Durch Einführen von Gl. (52) für R, :

2 ⁼ /i ⁺Si " R ⁺ r~ (59)

Wobei K₃ = ^K₁ und K₄ = f fi

Für Flugbahnen mit Winkeln Null oder negativen Werten:

_r _ _R ^max ₍₆₀)

Bei positivem Flugbahnwinkel (Steigflug) gibt die untere Entferungsgrenze für(^p (R) die Entfernung R. an, in der die Kurve III die Kurve II schneidet (z.B. im Punkt 159 in Fig· 21b).

Die dem geradlinigen Abschnitt bzw. der Kurve III in Fig. 21b zugeordnete Funktion^, die beim Steigflug (+^f anstelle von.

»Ö6826/0020 - ⁷⁰ "

- VS-VERTRA ,,: ,

UCH

Kurve I benutzt wird, läßt sich analytisch als Punktion des Plugbahnwinkels jTdarstellen:

= 1 f (61)

Diese Funktion gilt für positive Flugbahnwinkel (+·'') bis zu der Entfernung R₁, bei der die Kurve III die Kurve II schneidet:

R = R.

(62) R = O

Bei der Verwirklichung der geradlinigen Kurve nach Fig. 21b ist es jedoch nicht erforderlich, die Schnitjpunktentfernung R^ zu berechnen. Es genügt vielmehr, den errechneten Winkel £>., mit den anderen erzeugten Winkeln ^₁ und£>_ zu vergleichen und den größeren von beiden zu verwenden, wie es nachstehend in Verbindung mit den Figuren 25 und 24 erläutert ist.

In Fig. 25 ist ein Signalgenerator (entsprechend den Elementen 85 und 86 in Fig. 17) zum Bilden von Analogsignalen, die den Gleichungen (58),(52), (59a) und(6i) entsprechen. Es ist ein erster bzw. ein zweiter Verstärker 111 bzw. 112 vorgesehen, die je einem ersten Eingang aufweisen, von denen jeder durch ein Signal beeinflußt wird, das den Kehrwert einer Zeitperiode oder einer Radarentfernungszeit ( 1/R ) angibt; als Quelle dient ein Glied nach Art des Elements 82 in Fig. 12.

Ferner ist eine Eingangsklemme 142 vorgesehen, die mit dem Ausgang des Elements 80 aus Fig. 12 in Verbindung steht. Eine

- 71 909626/0020

- Η56162

Signalquadrierschaltung 114 verbindet die Klemme 142 mit einem zweiten Eingang des ersten Verstärkers 111. Die Ausgangsgröße des ersten Verstärkers 111 gdbt daher das Produkt <jf /R wieder. Die Größe des Ausgangs wird eingestellt durch einen Verstärkungsregler, wie z.B. ein Potentiometer I4j5, in Übereinstimmung mit der Verstärkungskonstanten K. der Gl. (^8), womit die Ausgangsgröße des Potentiometers 14J Hin Maß für den Ausdruck für ^₁ ⁱⁿ Gl. (38) ist.

Ein zweiter Eingang des zweiten Verstärkers 112 wird beeinflußt durch den Ausgang einer Summiervorrichtung 144. Ein erster bzw. zweiter Eingang der Summiereinrichtung 144 liegen an der Eingangsklemme 142 bzw. an einer ersten Spannungsquelle 145. Damit stellt die Ausgangsgröße des Verstärkers

"O K-

112 ein Maß für die Größe ( ■=■ + ) ^dar·

ri ti

Eine zweite einstellbare Spannungsquelle 146 dient zum Erzeugen eines Signals, das der vorgegebenen Grenze des Flugbahnwinkels (+ Υ*) entspricht. Die Ausgangsgröße der Summiereinrichtung 1.47 gibt daher den Ausdruck b ₂ ^~£i entsprechend Gl. (59a) wieder.

Eine Spannungsteilerschaltung I50 steht in Verbindung mit der Klemme 142 und erzeugt ein den Wert J_ '^angebendes Signal,

2
das damit dem Wert ^^ gemäß Gl. (61) entspricht.

- 72 -

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Η56162

Das der Grenzentfernung R_b gemäß Gl. (52) entsprechende Signal wird am Ausgang des Summierverstärkers 149 durch Verbinden des ^-Signal-Eingangs von Element 80 (Fig.12) mit einem Spannungssignal aus einer einstellbaren Quelle 148 für ein Spannungssignal hervorgerufen. Die relative Verstärkung der beiden Eingänge kann durch an sich bekannte Hilfsmittel, z.B. Potentiometer, eingestellt werden, um die Beziehung K₁ + K\K ;^T die der Gleichung (52) entspricht, zu erfüllen.

Die von der dargestellten Schaltung (Fig. 23) erzeugten Signale &\ ' (0*2 "Si)* %> 3 ^{xma R}b ^werden durch in Fig. 24 gezeigte Signalverarbeitungseinrichtungen benutzt, um die geradlinige Näherung der Steuerfläche zu erreichen, wie es in den Figuren 21 und 22 dargestellt ist.

In Fig. 24 ist eine Signalsummiereinrichtung 151 dargestellt, die von den Ausgangsgrößen des Potentiometers 143 und der Summiereinrichtung 147 aus Fig. 25 beaufschlagt wird. Zwischen den Ausgang des Elements 147 (aus Fig.23) und den zugeordneten Eingang am Summierverstärker 151 ist ein Signalgatter 152 geschaltet. Der Steuereingang des Gatters 152 ist an den "Nicht",-Ausgang eines Zeitmodulators 153 gelegt. Dieser Modulator 143 wird von dem Systeratrigger des Elements 44 (Fig. 12) beaufschlagt und ist außerdem mit der Quelle i49(Fig.23) für Grenzehtfernungssignale verbunden. Das Gatter 152 wird in den Zustand

- 73 -#&-VLftlNAULlÜH" 9098 2 6/0020

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^eAus^M gebracht bei Radarentfernungszeiten, die zu Entfernungen gehören, welche kleiner sind als die Grenzentfernung FL (Fig.22) in den Zustand "Ein", wenn die Entfernungszeit gleich oder größer als R_fa ist.

Mit dieser Schaltung gibt der Ausgang des Verstärkers I5I

L C

φ. für Entfernungen bis zu R, und die Summe aus Q^ und

(ch " o\ ) ~ ^was ^^em WertcL aus Gl.(59) entspricht - für Entfernungen, die größer sind als R, , an.

Das von dem Element I50 (Pig. 23) erzeugte ο.,-Analogsignal wird durchgelassen, sobald ein Signal auftritt, das einen positiven Flugbahnwinkel ( + i ) bedeutet. Diese Steuerung erfolgt mittels einer Signal-Torschaltung 159* deren Steuereingang mit einer signalgebenden Einrichtung 154 verbunden ist, die auf Ausgangssignale von dem Element 80 (aus Fig.17) anspricht, welche positive Flugbahnwinkel anzeigen. Wenn die Flugbahnwinkel als Gleichstromanalogsignale auftreten, können Dioden oder in einer Richtung leitende Elemente verwendet werden, die nur Gleichstromsignale bestimmter Polarität oder Vorzeichen durchlassen. Dann wird die Ausgangsgröße des C^-Signals an der Torschaltung 159 verglichen mit dem Ausgang der Summiereinrichtung I5I* und das Signal mit der höheren Amplitude wird an die Ausgangsklemme 155 gegeben. Der Vergleich wird mit der logischen Diodenschaltung I70 vorgenommen.

-74-

Da die?i,-Signale dem Flugbahnwinkel proportional sind, und weil von der Torschaltung 159 nur positive Flugbahnwinkel durchgelassen werden, braucht der Vergleich nur zwischen Signalen gleichen Vorzeichens ausgeführt zu werden. Eine Diode I56 ist daher leitend verbunden einerseits mit dem unipolaren Gleichstromausgang des Elements 159 und andererseits mit der gemeinsamen Ausgangsklemme I55. Eine zweite ebenso gepolte Diode 157 liegt zwischen dem Ausgang des Verstärkers I5I und der Ausgangsklemme 155. Gleichsinnige Eingangsgrößen an den Dioden I56 und 157 sind daher bestrebt, durch den Ausgang der beiden Dioden I56 und I57 eine Gegenspannung auf die andere Diode zu geben bzw. sie zu sperren. Daher wird nur der Eingang mit positivem Vorzeichen durchgelassen, der der größere ist, während die mit der kleineren Eingangsgröße beaufschlagte Diode gesperrt ist. Wenn der Flugbahnwinkel sein Vorzeichen ändert, z.B. zu negativen Werten übergeht, liefert die Torschaltung I59 kein CpL -Aus gangs signal mehr. Aber auch das Vorzeichen des τ>-.- oder des^-Signals kann (bei geringen Entfernungen, R-5*0 ) sich ändern. Deswegen ist auch eine in einer Richtung leitende , oder^p-Signalen derart umgekehrten Vorzeichens vorgesehen. Als derartige Einrichtung kann eine getrennte Diodenschaltung vorgesehen sein, die den Ausgang des Verstärkers I5I mit der Ausgangsklemme 155 verbindet und eine gegenüber der Diode 157 umgekehrt gepolte Diode 158 aufweist.

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Es werden also Analogsignale von der Klemme 155 (Pig·24) abge- f geben, die die in den Figuren 21a und 21b beschriebene Punktion J? gegen R kennzeichnen und den Gleichungen (55)* (60) und (62) entsprechend die in Fig. 11 angegeben Steuerfläche annähern. Demnach liefert die Klemme 155 eine Ausgangsgröße an den Torschaltungssumierverstärker 81 (Fig.12), die der gewünschten Steuerlläche oder dem Abstandsprofil zur Beinflussung der von der Schaltung nach Fig. 12 erzeugten Geländeprofilsignale zugeordnet ist.

Obwohl die Ausbildungsform des Elements 46 (der Fig.12), wie sie in den Figuren 24 und 23 dargestellt ist, keinen Geschwindigkeitsgeber verwendet und keine zusätzliche Signalverarbeitungseinrichtung zum Kompensieren der Wirkung veränderlicher Fluggeschwindigkeit U, z.B. Wirkungen von Änderungen einer angenommenen oder Bezugsgeschwindigkeit auf die Kurvenradien R_TU und R_,_D, kann diese Kompensation nötigenfalls vorgenommen werden, wie es in Verbindung mit der Beschreibung der in den Fig. 17,18 und 19 gezeichneten Ausführungsform dargestellt wurde.

Das Element 46 nach Fig. 12 ist als Mittel zum Erzeugen eines Kompensationssignal zum Beeinflussen des Hinderniswarnsignals

H Λ

ο durch einen Betrag Ah als automatischer Funktion des R R

- Tb -

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Plugbahnwinkels · beschrieben. Dises Kompensationssignal vergrößert den maximalen Bezugsabstand ' ^bei Seringen Entfernungen für negative Plugbahnwinkel - ^entsprechend dem anfänglichen Hohenverlust, der für ein Hochziehmanöver aus einer derartigen Sinkflugsituation errechnet wird. Ein derartiges Kompensationssignal stellt weiter ein Deckungssignal dar, das ein skispitzenartiges Aufsteigen in maximaler Entfernung angibt, um zeitiges oder vorzeitiges Anstiegsmanöver im Hinblick auf entfernt liegende Geländestücke zu vermeiden, wobei die Entfernung der Skispitze automatisch als Punktion des Flugbahnwinkels des zu steuernden Plugzeugs eingestellt wird. Zum Beispiel wird die Vorausentfernung einer derartigen Skispitze für negative Plugbahnwinkel ( - 9) vergrößert, entsprechend der erforderlichen zusätzlichen Vcr ausentfernung, die für das Plugzeug benötigt wird, um das Anstiegsraanöver aus dem anfänglichen Sinkflug heraus auszuführen. Außerdem wird die Ausgangsgröße des Elements 46 in Pig. 12 in Verbindung mit,den in den Torschaltungsverstärker 81 (Fig.12) einlaufenden Hinderniswarnsignalen benutzt um ein bipolares Signal zu erzeugen, wodurch die Steuerung eines Plugzeugs in Richtung auf den Erhalt eines Nullsignals eine sichere und zuverlässige Durchführung eines Einsatzes im bodennahen Flug für ein derart gesteuertes Flugzeug ermöglicht.

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UCH

Bei der beschriebenen Ausführungsform der Erfindung sind Einrichtungen zum Analogrechnen benutzt worden; natürlich können auch gleichwertige Digitalrechner, die Digitalsignale verarbeiten, zur Erzielung gleichartiger Ergebnisse oder Punktionen benutzt werden. Während bei dem beschriebenen Ausführungsbeispiel Winkelgrößen (ei f) als Steuersignalausgänge auftreten, ist doch die Erfindung nicht darauf beschränkt, und es können Entfernungsdifferenz-Steuersignale (/χ R) benutzt werden, die den Unterschied zwischen der Entfernung des abgetasteten Geländes und der Entfernung der KontroBfläche für einen gegebenen Blickwinkel ( N^T + 0) anzeigen. Schließlich können auch Höhendifferenzsignale (^J h) stattdessen als Steuersignale benutzt werden, die die Höhendifferenz zwischen der Höhe des abgetasteten Geländes (in vorgegebener Entfernung) und der zugeordneten Höhe der Kontrollfläche angeben

Die Erfindung ist zwar im einzelnen beschrieben und zeichnerisch dargestellt worden; diese Darstellung dient aber nur zur Erläuterung eines Ausführungsbeispiels und soll keine Beschränkung auf das Ausführungsbeispiel bedeuten; der Umfang der Erfindung ergibt sich vielmehr aus den folgenden Patentansprüchen.

Patentanspruches

■VS. VFPTRAULHeH-

909826/Ό020

Claims (1)

1. * 1456152

   ⁵H.

   Patentansprüche

   1. An Bord eines Plugzeugs angeordnetes System mit einem Abtaster für die Vorausentfernung, gekennzeichnet durch

   a) eine Einrichtung zum Erzeugen eines Signals, das einen vorgewählten Höhenabstand eines Plugzeugs über einem abgetasteten Geländehindernis angibt, und

   b) eine vom Plugbahnwinkel des Plugzeugs abhängige Einrichtung zum Verändern des vorgewählten Höhenabstandssignals.

   2. An Bord eines Flugzeugs angeordnetes System mit einem Abtaster für die Vorausentfernung, gekennzeichnet durch

   a) eine Einrichtung, die auf einen Steuerimpuls dieses Abtasters anspricht, um ein Signal zu erzeugen, das einen vorgewählten Höhenabstand als Funktion der Entfernungszeit (range-time) angibt, und

   b) eine vom Flugbahnwinkel des Plugzeugs abhängige Einrichtung zum Verändern des angasigten vorgewählten Höhenabstands.

   5· Einrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekenn zeichnet , daß die unter b) genannte Einrichtung Mittel aufweist,

   90982 6./0020

   U56162

   mit denen bei auftretenden negativen Plugbahnwinkeln der angezeigte vorgewählte Höhenabstand erhöht werden kann,

   4. Einrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet , daß die unter b) genannte Einrichtung Mittel aufweist, mit denen bei auftretenden negativen Plugbahnwinkeln der angezeigte vorgewählte Höhenabstand erhöht und mit denen bei auftretenden positiven Plugbahnwinkeln der angezeigte vorgewählte Höhenabstand erniedrigt wird.

   5. Plugzeug gekennzeichnet , durch eine Einrichtung zum Erzeugen eines ersten Signals, das einen zukünftigen Höhenabstand des Plugzeugs von einem abgetasteten Geländehindernis angibt, und durch eine Einrichtung zum Erzeugen eines zweiten Signals, das den vorgewählten Höhenabstand des Plugzeugs von dem abgetasteten Geländehindernis angibt, und durch eine Einrichtung, die auf den Plugbahnwinkel des Plugzeugs anspricht, um das zweite Signal zu variieren, und ferner durch eine Einrichtung zum Vergleichen des ersten Signals und des veränderlichen zweiten Signals zum Erzeugen eines Steuersignals für das Plugzeug.

   6. Plugzeug mit den Einrichtungen nach Anspruch 5* dadurch g e ke.nnzei chnet , daß noch eine Einrichtung zum Verändern des zweiten Signals in Abhängigkeit von der Geschwindig-

   909826/0020

   __β2_

   keit des Flugzeugs vorgesehen ist.

   7. Plugzeug mit den Einrichtungen nach Anspruch 5* dadurch ge kennzeichnet , daß noch eine Einrichtung zum Verändern des zweiten Signals in Abhängigkeit von der Entfernung zu dem abgetasteten Gefindehindernis vorgesehen ist.

   8. An Bord eines Plugzeugs angeordnetes System mit einem Abtaster für die Vorausentfernung, gekennzeichnet durch

   a) eine Einrichtung mit dem Abtaster zum Erzeugen eines die Entfernung und die Richtung eines Geländehindernisses angebenden Signals,

   b) eine auf ein Steuersignal des Abtasters ansprechende Einrichtung zum Erzeugen eines Signals, das einen vorgewählten Höhenabstand als Punktion der Entfernungszeit (range-time) angibt,

   c) eine auf den Plugbahnwinkel des Plugzeugs ansprechende Einrichtung zum Erhöhen der Anzeige des vorgewählten Höhenabstands für negative Flugwinkel, und

   d) eine Einrichtung zum Kombinieren von Signalen, die auf die Einrichtungen a), b) und c) anspricht, um bipolare Steuersignale zu liefern, die den Unterschied zwischen dem Abstand des Geländehindernisses urid dem zugeordneten Höhenabstandsslgnal angeben.

   VS-VERT

   81 ^

   9· Einrichtung nach Anspruch o, dadurch gekennzeichnet, daß zusätzlich eine Einrichtung zürn Signalisieren von ' Höchstwerten vorgesehen ist, die abwechselnd ein eine Maximalbewegung; weg vom Hindernis und ein eine Minimalbewegurig in Richtung auf das Hindernis angebendes Steuersignal liefert.

   to· Geländeabtasts^stem mit einem Abtaster für die Vorausentfernung zum Abtasten eines Geländehindernis^es, g e k e η η zeichnet durch eine auf den Abtaster ansprechende Signalquelle zum Erzeugen eines Signals, das einen vorgewählten Höhenabstand gegenüber einem abgetasteten Geländehindernis in Abhän-gigkeit von dessen Entfernung angibt, eine auf negative Plugbahnwinkel ansprechende Einrichtung zum Vergrößern des Höhenabstands gemäß den zunehmenden Vertikal- und Horizontalentfernungen, die erforderlich sind zum Ausführen eines Ziehmanövers aus einem negativen Plugbahnwinkel heraus und eine auf die genannten ersten und zweiten Einrichtungen ansprechende Einrichtung zum Abgeben bipolarer Signale zum abwechselnden Erzeugen eines'Steig- ("fly-up") und Sink- C-fly-down") -Steuersignals, wodurch ein gesteuertes Plugzeug in der Lage ist, sicher und wirksam einem Geländeprofil zu folgen.

   · Einrichtung nach Anspruch 1o, dadurch gekennzeich net, daß die Signalquelle eine Einrichtung zum Erzeugen einer Vorspannung als vorgegetoen~e Punktion der Entfernungszeit (range time) aufweist, um die Erzeugung vorzeitiger Steigsignale in Abhängigkeit von sehr weit entfernten Ge-

   -34r ·

   S-H «09826/0020 BAD OR.QINAL

   ländehindernisse zu verhindern.

   Geländeabtastsystem mit einem Abtaster für die Vorausentfernung und einer Einrichtung zum Erzeugen eines von einem vorgewählten Höhenabstand gegenüber einem Geländehiridernis abhängigen Höhenabstandsignal·, gek ennzeichnet durch eine auf die negativen Flugbahnwinkel eines -gesteuerten Flugzeugs ansprechende Einrichtung zum Vergrößern des vorgewählten Höhenabstands gemäß den zunehmenden Vertikalentfernungen, die erforderlich sind, um ein Zieh-Manöver aus einem negativen FIi:^bahnwinkel her£fa.s vorzunehmen, eine auf den Steuerimpuls des Abtasters

   (ski-toe signal)

   ansprechende Einrichtung zum Erzeugen eines Skispitzen-Signals^ oder einer entsprechenden Vorspannung zu dem Höhenabstandssignal zum Verhindern vorzeitiger Steigsignale beim Auftreten sehr weit entfernter Geländehindernisse, wobei Mittel vorgesehen sind, die auf den Flugbahnwinkel eines gesteuerten Flugzeugs ansprechen, um den Bereich der Skispitze in Abhängigkeit von negativen Flugbahnwinkeln zu vergrößern, und eine auf die genannten ersten und zweiten Einrichtungen ansprechende Einrichtung zum Abgeben bipolarer Signale zum Erzeugen eines Steigoder eines Sink-Steuersignals, wodurch ein gesteuertes Flugzeug in der Lage ist, sicher und wirksam einem Geländeprofil zu folgen.

   Geländeabtastsystem mit einem Abtaster für die Vorausentfernung und einer Quelle für ein Höhenabstandsignal, das das Verhältnis zwischen einem vorgewählten Höhenabstand (H₀) und der Entfernung

   -85-

   •09826/0020

   . ■ ■ \f

   H56162

   R zu einem abgetasteten Geländehindernis angibt» g e k e η η ζ ei c h η e t durch eine auf negative Flugbahnvrinkel eines gesteuerten Flugzeugs ansprechende Einrichtung eum Vergrößern des vorgewählten Höhenabstands (H_Q) um einen Betrag (+ZS h_Q) gemäß den zunehmenden Vertikalentfernungen, die erforderlich sind, um ein Zleh-Manöver aus einem negativen Plugbahnwinkel heru^as vorzunehmen, eine auf den Steuerimpuls des Abtasters und den Plugbahnwinkel eines gesteuerten Plugzeugs ansprechende Einrichtung zum Erzeugen eines Skispitzen-Signals oder einer entsprechenden Vorspannung zu dem Höhenabstandssignal zum Verhindern vorzeitiger Steigsignale beim Auftreten sehr weit -erifernter Geländehindernisse, wobei Mittel vorgesehen sind, die auf den Flugbahnwinkel eines gesteuerten Plugzeugs ansprechen, um den Bereich der Skispitze in Abhängigkeit von negativen Plugbahnwinkeln zu vergrößern, und eine auf die genannten ersten und zweiten Einrichtungen ansprechende Einrichtung zum Abgeben bipolarer Signale zum Erzeugen eines Steig- oder eines Sink-Steuersignals, wodurch ein gesteuertes Flugzeug in der Lage ist, sicher und wirksam einem Geländeprofil zu fdgen.

   Gelandehinderniswarnsystem zur Benutzung an Bord eines Flugzeugs, gekennzeichnet durch ein· erste Einrichtung, die auf die Höhe des Flugzeugs über einer, vorgewählten Höhe über dem Gelände anspricht, welche innerhalb eines ersten vorgegebenen Bereiches von Abständen von dem System liegt,, zum Srgeugen

   -86-

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   Ί 456

   eines Signals für negative Flugbahnänderung, das eine vorgewählte Drück-Beschleunigung angibt, eine zweite Einrichtung, die auf die Höhe des Flugzeugs gegenüber einer vorgewählten Höhe über Gelände anspricht,' welche innerhalb eines zweiten darauf folgenden Berdchs von Abständen liegt, zum Erzeugen eines Signals für eine positive oder für eine negative Flugbahnänderung, das eine vorgewählte Zieh- oder Drück-Beschleunigung angibt, und eine Einrichtung zum Anzeigen von Maximalwerten, die auf die Flugbahnsignale anspricht, zum Erzeugen eines Signals für ein Flugbahnmanöver, wobei das Signal dessen algebraisches Maximum angibt.

   ¹5· Einrichtung nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß außerdem Mittel zur Signalbegrenzung vorgesehen sind, die die Flugbahnänderungssignale auf jeweilige maximale Signale für Steig- und Sinkflugbahnwinkel begrenzen, und Mittel zum Einstellen der vorgewählten Bereiche als Funktionen der Höhen, Beschleunigungen und Signale für maximale Flugbahnwdnkel.

   16. Geländehindernlswarnsysfcem zum Steuern der Flugbahn eines in geringer Höhe über dem Gelto.de operierenden Flugzeugs mit Einrichtungen zur Verbesserung der Möglichkeiten des Systems für ein« Geländeanpaseung, g β k e η nze lohnet durch eine auf die Schrägentfernung und die Differenz zwischen einer vorgewählten Höhe und der Höhe des Systemabtastera über dem Gelände an.§pr§<3&«ndt Einrichtung mm Erzeugen von Steuersignalen, dit QiWt vorgewählt®, iur Flugbahn normale B©iohltu«

   nigung angeben, und auf die erste Einrichtung ansprechende Mittel zum Begrenzen der Steuersignale auf Werte, die einen vorgewählten Flugbahnwinkel angeben, wodurch der FlugbahnveiSauf eines gesteuerten Flugzeugs enger und sicherer dem Profil des Geländes zu folgen vermag.

   17· System zum Messen der Vorausentfernung zur Anwendung in einem nahe über dem Gelände qperierenden Flugzeug, ge k e nnz eic h net durch eine erste Einrichtung zum Bestimmen der Richtung eines Geländehindernisses und weitere Einrichtungen, welche mindestens ansprechen auf die erste Einrichtung und auf Entfernungsignale zum Erzeugen von Steuersignalen, mit denen ein Flugzeug innerhalb vorgewählter Grenzwerte der Beschleuligung und des Flugbahnwinkels bewegt werden kann.

   18. Steuersystem für dem Geländeverlauf angepaßten Tiefflug, gekennzeichnet durch eine Einrichtung zum Erzeugen von Manöverwinkel-Signalen, die den Geländeverlauf angeben, eine Einrichtung zum Erzeugen von Höhenabstandsebene-Anpassungssignalen als Funktion der Ziel-Entfernung und -Höhe, die außerdem vorgewählte äußerste Manövriergrenzen eines gesteuerten Flugzeugs angeben, und Mittel zum Vergleichen der Gelände.-verlaufsignale mit den Abstandsebene-Signalen zum Hervorbringen eines Steuersignals, das die Differenz zwischen beiden ■ . angibt.

   19· Einrichtung nach Anspruch 18, gekennzeichnet durch eine zusätzliche Einrichtung zum bipolaren Höchstwertnachweis

   BAD OFHQINAL

   VS-,VERTRAULICH

   zum Anzeigen entweder der höchsten positiven oder der niedrigsten negativen Differenz.

   Steuersystem für dem Geländeverlauf angepaßten Plug, gekennzeichnet durch eine erste Einrichtung zum Erzeugen von Signalen für den Manöverwinkel, die den Geländeverlauf angeben, eine zweite, auf die Höhe und die Erstreckung des Geländeprofils ansprechende Einrichtung zum Erzeugen eines Abstandsflächensignals, das ein vorgewähltes maximales Liehmanöver angibt, welches nach zusätzlicher Normalbeschleunigung und Steigwinkel begrenzt ist, eine dritte Einrichtung, die auf die Höhe und den BeMch des Geländeprofils anspricht, zur Erzeugung eines Abstandsflächensignals, das ein vorgewähltes maximales Drückmanöver angibt, welches nach Normalbeschleunigung und Sturzwinkel begrenzt ist, eine vierte Einrichtung, die auf die Ausgänge der ersten und der zweiten Einrichtung anspricht, um ein Signal für die Differenz zwischen den beiden Ausgangswerten anzugeben, eine fünfte Einrichtung, die auf die Ausgänge der ersten und der dritten Einrichtung anspricht, um ein Signal für die Differenz zwischen den beiden Ausgangswerten anzugeben, und eine Einrichtung zum bipolaren Höchstwertnachweis, die auf die vierte und die fünfte Einrichtung anspricht, um ein Steuersignal zu liefern, das entweder auf die höchste positive oder auf die niedrigste negative der beiden Differenzen anspricht, wobei die positive bzw. die negative Differenz einer

   BAD UBiSiNAL

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   Abweichung beim Hochziehen bzw. beim Drücken zugeordnet ist.

   21. System zum Einhalten eines Geländeabstands für die Steuerung eines Flugzeugs gemäß einem durch Manövriergrenzen tjstimmten Plugprofil, gekennzeichnet durch eine erste Einrichtung zum Erzeugen eines Signals, das ein^ Geländeprofil angibt, eine zweite Einrichtung zum Erzeugen eines Signals einer. Abstands ebene, das das durch die Manövriergrenzen bestimmte Flugprofil angibt, und eine dritte Einrichtung zum Vergleichen dieser Signale, um ein die Differenz zwischen beiden Signalen anzeigendes Steuersignal zu liefern.

   22. Einrichtung nach Anspruch 21, dadurch gekennzeichnet, daß die dritte Einrichtung Mittel zum Nachweis des Höchstwerts dieser Differenz aufweist, um ein Steuersignal für ein Manöver zum stärksten Ziehen oder zum stärkten Drücken zu geben.

   25· Einrichtung nach Anspruch 21, dadurch gekennzei ohne t, daß weiter vorgesehen sind: eine vierte Einrichtung zum Liefern eines Vorspannungssignals mit einem ersten Vorzeichen, einpolige Höchstwertnachweismittel, die ansprechen aur die dritte und die vierte Einrichtung für Signale zum Nachweis von Höchstswerten gleichen Vorzeichens wie das erste Vorzeichen, eine fünfte Einrichtung zum Liefern eines

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   •fi162. U56162

   zweiten Vorspannungssignals gleicher Ampitude und entgegengesetzten Vorzeichens wie das erste Vorspannungssignal, und Mittel zum Verknüpfen von Signalen, die auf die Höchstwertnachweismittel und auf die Einrichtung für die zweite Vorspannung ansprechen, um ein stärkstes Steuersignal eines Vorzeichens oder ein stärkstes Steuersignal e-ntgegengesetzten Vorzeichens zu liefern.

   24. Einrichtung nach Anspruch 21, bei der die Profilsignale ein Profil angeben, das relativ zu einer Plugbahn des gesteuerten Plugzeugs und einer Inertialbezugsfluglage gebildet ist, wobei das Abstandsflächensignal eine Abstandsfläche darstellt, die aus einer Folge aufeinanderfolgender Kurven gebildet ist, die aufeinanderfolgende Änderungen in der vorberechneten B'lugbahn des gesteuerten Plugzeugs darstellten, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung außerdem Mittel zum Verändern des Ausgangs der zweiten Einrichtung aufweist, um den Teil der vorderen Abstandsebene darzustellen, die dem Flugbahnwinkel des gesteuerten Flugzeugs zugeordnet ist.

   25. Hinderniswarnsystem mit einem Abtaster für die Vorausentfernung und Mitteln zum Anzeigen des Geländeprorils sowie damit zusammenwirkende verbesserte Mittel zum Erzeugen des Signals für die Abs tands ebene, gekennzeichnet

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   VS-

   AULICH

   durch auf den Flugbahnwinkel und die Geländeschrägentfernung ansprechende Mittel zum Erzeugen von Abstandsebene-Signalen, die eine vorgewählte Beschleunigung für Drückmanöver, eine vorgewählte Beschleunigung für Zjäimanöver bzw. maximalen

   uTA

   Steigwinkel angeben, Logikmittel, die auf das VoraüShen des Flugbahnwinkels ansprechen, zum Eintasten eines der Abstandssignale und einen Generator, der auf den Flugbahnwinkel anspricht, um logische Schaltsignale zu erzeugen, wobei die Logikmittel mit den Ausgängen des Generators verbunden sind.

   26. Einrichtung nach Anspruch 25* dadurch gekennzeichnet, daß die an erster Stelle genannten Mittel bestehen aus: einer ersten Einrichtung zum Erzeugen eines Signals

   für den Ausdruck

   Ra

   einer auf die erste Einrichtung ansprechenden zweiten Einrichtung zum Erzeugen eines Signals für den Ausdruck

   einer dritten Einrichtung zum Erzeugen

   2Ü

   R SL.

   eines Signals für den Ausdruck

   und einer vierten Einrichtung zum Erzeugen eines Signals

   für den Ausdruck

   lh

   2U²

   darin ist:

   -92-

   iS^YEKTRAULlCH—"

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   U56162 v<

   = Schrägentfernung zu einem Punkt auf der Abstandsebene;

   = Flugbahnwinkel des zu steuernden Flugzeugs;

   = vorgewählter Grenzwinkel für Flugzeugbewegungen;

   U = Geschwindigkeit des zu steuernden Flugzeugs;

   ^ad ^{= vor}g^ewänlfce Grenze der zusätzlichen Drückbeschleunigung, normal zur Flugbahn des zu steuernden Flugzeugs;

   a = vorgewählte Grenze der zusätzlichen Ziehbeschleunigung, normal zur Flugbahn des zu steuernden Flugzeugs.

   27. Einrichtung nach Anspruch 25, dadurch gekennzeich-■ net, daß die logischen Schaltmittel bestehen aus: ersten Schaltmitteln zum Schalten des ersten Funktionsgenerators in Abhängigkeit von Flugbahnwinkeln mit einem ersten Vorzeichen während eines ersten Entfernungsintervalls, das Entfernungen bis zu einer ersten Entfernungsgrenze R- entspricht, dritten Schaltmitteln zum Schalten des dritten Funktionsgenerators während des ZeitIntervalls, das dem Entfernungsintervall entspricht, welches mit einer zweiten Eritfernungsgrenze R₂ beginnt und mit einer dritten Entfernungsgrenze R, endet, vierten Schaltmitteln zum Schalten des vierten Funktionsgenerators in Abhängigkeit von Flugbahnwinkeln eines zweiten Vorzeichens während einer vierten Entfernungs-

   t€H—

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   zelt, die den Entfernungen bis zu einer vierten Grenzentfernung R^ entspricht, zweiten Schaltmitteln zum Schalten des zweiten Punktionsgenerators während eines zweiten Entfernungszeit-Intervalls, das einem Entfernungsintervall entspricht, welches bei der zweiten Entfernungsgrenze PU endet und bei der ersten Grenze FL beginnt, für positive Plugwinkel des ersten Vorzeichens und bei der vierten Grenzentfernung FU während Flugbahnwinkeln mit dem zweiten Vorzeichen.

   28. Einrichtung nach Anspruch 25» dadurch gekennzeich net , daß der Generatur besteht aus:

   einer ersten Generatoreinrichtung zum Erzeugen eines ersten

   Grenzentfernungssignals, das den Ausdruck FL = U <r wieder-

   a gibt, einer zweiten Generatoreinrichtung zum Erzeugen eines zweiten Grenzentfernungssignals, das den Ausdruck

   2 U
   ^au

   wiedergibt,

   einem dritten Generator zum Erzeugen eines dritten Grenzentfernungssignals, das eine vorgewählte Grenzentfernung R^ wiedergibt, und einem vierten Generator zum Erzeugen eines vierten Grenzentfernungssignals, das den Ausdruck Rj₁ = U <*

   ^ad

   wiedergibt.

   .JS- - 9* -

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   UUCH

   29. Einrichtung nach Anspruch 25* dadurch gekennzeichnet, daß die erstgenannte Einrichtung besteht aus: einer auf ein'Radarimpulssignal ansprechenden Einrichtung zum Erzeugen eines ersten, die Radarentfernungszeit angebenden Signals, einer Einrichtung zum Erzeugen eines zweiten Signals, das dem Quadrat der Geschwindigkeit des zu steuernden Plugzeugs entspricht, einer auf das erste und das zweite Signal ansprechenden Dividiereinrichtung zum Erzeugen eines ersten Verhältnisses als Ausgangssignal für den Quotienten aus der /Entfernungszeit und dem Geschwindigkeitsquadrat, einer ersten auf das erste Quotientensignal und eine den Plugbahnwinkel des zu steuernden Plugzeugs angebende Signalquelle ansprechenden Summiereinrichtung, die ein erstes Ausgangssignal liefert, das die Summe aus dem ersten Quotienten und dem Plugbahnwinkel angibt, einer auf das erste und das zweite Signal ansprechenden zweiten Dividiereinrichtung zum Erzeugen eines zweiten Quotientensignals, das den Quotienten aus dem Signal für das Geschwindigkeitsquadrat und dem Entfernungssignal angibt, einer ersten auf die zweite Dividiereinrichtung und die Plugbahnsignalquelle ansprechende Multipliziereinrichtung, die das Signal quadriert, einer zwischen der Signalquelle für den Plugbahnwinkel und der ersten Multipliziereinrichtung liegenden Einrichtung einer zweiten mit der. ersten Summiereinrichtung und der ersten Multipliziereinrichtung verbundenen Summiereinrichtung zum Bilden eines zweiten Ausgangssignals, Vorspannungsmitteln zum Erzeugen eines Signals,

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   das einen vorgewählten Maximalwert des Flugbahnwinkels angibt, phasenumkehrenden Dämpfungsmitteln zum Erzeugen eines Signals, das den Quotienten aus dem vorgewählten Flugbahnwinkel und einer vorgewählten Normalbeschleunigung angibt, auf die Vrspannungsmittel die phasenumkehrenden Dämpfungsmittel und die Signalquelle für den Flugbahnwinkel ansprechenden dritten Summiereinrichtung, einer zweiten Multipliziereinrichtung, die auf die dritte Summiereinrichtung und die zweite Diviaiereinrichtung anspricht, um ein drittes Ausgangssignal zu erzeugen.

   30. Einrichtung nach Anspruch 25, dadurch g e ^ e η η ζ ο i c h net , daß der Generator besteht aus: einer Multipliziereinrichtung, die anspricht auf den Flugbahnwinkel und die Signalquelle für das Quadrat der Geschwindigkeit eines gesteuerten Flugzeugs, um ein erstes uixa ein viertes (R-, und R^.) Grenzentfernungssignal zu erzeugen, die das Produkt aus dem Angriffswinkel und dem Quadrat der Geschwindigkeit angeben, einer Multipliziereinrichtung, die anspricht auf das Quadrat der Geschwindigkeit und eine Funktion aus vorgewählten B ;schleunigungsgrenzen und dem F ugbahnwinkel, zum Erzeugen eines zweiten Grenzentfernungssignals (R₂)> und einer Vorspannungseinrichtung zum Erzeugen eines Signals für eine dritte Grenzentfernung (R-z) das eine vorgewählte Maximalentfernung angibt.

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   31. Auf negative Plugbahnwinkel eines gesteuerten Plugzeugs ansprechende Mittel zum Erzeugen eines Signals, das ein Ziehmanöver mit vorgewählter, normal zur Plugbahn gerichteter zusätzlicher Beschleunigung angibt, bis zu einer Entfernungszeit., die eine vorgegebene horizontale Flugbahn angibt, auf die erstgenannten Mittel und auf positive Piugbahnwinkel eines gesteuerten Plugzeugs ansprechende Mittel zum Erzeugen eines Signals das nacheinander das Ziehmanöver und ein Ziehmanöver mit vorgewählter zusätzlicher, normal zur Plugbahn gerichteter Beschleunigung angibt, wodurch nacheinander höher liegende H^rizontaIflugbahnen resultieren, mit den zweitgenannten Mitteln zusammenwirkende Mittel zum Erzeugen eines Signals, das- ein Anstiegsmanöver mit vorgewähltem maximalen Plugbahnwinkel angibt, mit den zweitgenannten und den drittgenannten Mitteln zusammenwirkende Mittel zum Erzeugen eines Signals, das ein Hinüberziehmanöver angibt.

   32. Hinderniswarnsystem mit einem Abtaster für die Vorausentfernung und Anzeigemitteln für das Geländeprofil und damit zusammenwirkende verbesserte Hindernissignale, g e k e η η ze i c h η e t durch erste und zweite Multipliziereinrichtungen, bei denen je ein erster Eingang auf den Kehrwert des Wertes der periodischen Entfernungszeit (l/R) anspricht und der Ausgang der ersten Multipliziereinrichtung ein erstes Ausgangssignal bildet, eine Eingangsklemme die mit einer Quelle für ein Signal verbindbar ist, das den Plugbahnwinkel eines zu steuernden Plugzeugs angibt, eine

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   Si

   Einrichtung zum Quadrieren eines Signals, welche aie EingangSKlemme und einen zweiten Eingang der ersten Multipliziereinrichtung miteinander verbindet, eine Quelle für eine erste Vorspannung, eine Einrichtung zum Verknüpfen von Signalen die verbunden ist mit der Eingangsklemme und der Verknüpfungseinrichtung und deren Ausgang mit einem zweiten Eingang der zweiten Multipliziereinrichtung verbunden ist, eine Quelle für eine zweite Vorspannung, eine Signalsummierung, die auf die zweite Vorspannung anspricht und ein zweites Signal erzeugt auf die Eingangsklemme geschaltete Spannungsteiler zum Erzeugen eines dritten Ausgangssignals, Logische Schalt mittel, die auf das Vorzeichen des Plugbahnwinkels ansprechen um wenigstens eines der Ausgangssignale (ζ,) ( öp ~ £>2.) und (&■*) zu bilden, und auf den Flugbahnwinkel ansprechende Generatoreinrichtungen zum Erzeugen eines Entfernungsschaltsignals, wobei die logischen Schaltmittel außerdem auf das Entfernungsschaltsignal ansprechen.

   33· Logische Mittel nach Anspruch 32, gekennzeichnet durch auf den Steuerimpuls des Vorausabtasters und auf das Entfernungsschaltsignal ansprechende Einrichtung zum Abschalten des zweiten Signals wahrend der Entfernungszeiten, die kleiner sind als die dem Entfernungsschaltsignal entsprechenden, eine Einrichtung zum Kombinieren L.es ersten Ausgangssignals und des aufgetasteten zweiten Ausgangssignals zum .Erzeu-

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   gen eines kombinierten Signals, eine auf das Vorzeichen des Plugbahnwinkels ansprechende Einrichtung zuia Auftasten des dritten Ausgangssignals und eine üinricntur^ zum selektiven Uuertragen des größeren der beiden Sxgnale (kombinier tes Dzw. drittes Ausgangssignal).

   34. Die hierin offenbarten und/oder beschriebenen neuen Merkmale.

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