DE1481986A1

DE1481986A1 - Bordgeraet fuer ein Flugzeuglandesystem

Info

Publication number: DE1481986A1
Application number: DE19661481986
Authority: DE
Inventors: Abraham Tatz; Kelly Jun Francis X
Original assignee: Cutler Hammer Inc
Current assignee: Cutler Hammer Inc
Priority date: 1965-03-02
Filing date: 1966-02-19
Publication date: 1969-03-20
Also published as: US3309707A; GB1141453A

Description

Cutler-Hammer, Inc., Milwaukee I, Staat Wisconsin (V.St,A.) Bordgerät für ein Flugzeuglandesystem

Die Erfindung bezieht sich allgemein auf Inetrumentenlandesysteme für Flugzeuge. Insbesondere besieht sich die Erfindung auf ein Bordgerät, das Höhenwinke!informationen aus von einer Bodenstation abgestrahlten Signalen verarbeitet, um das Flugzeug entlang einer vorgesehenen Flugbahn bis zur Landung zu führen. Dieses Bordgerät ist eine Art Höhenführungsrechner, der bei Systemen Verwendung findet, in denen der Höhenwinkel dee Flugzeuge von einer Sendestelle hinter dem beabsichtigten Aufsetsbereich gemessen und fortlaufend an Bord des Flugzeuge durch irgendeine Charakteristik eines Signale, s.B. einer Spannung, die proportional oder auf ander· Weise eindeutig auf den

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zu messenden Winkel bezogen ist, dargestelltwird. Ein Flugzeuglandeayatem dieser Art mit einer Winkel-Meßvorrichtung und einer Art von Führungsrechner ist in dem am 17. November 1964 erteilten V.S.A. Patent 3 157 877 der Anmelderin beschrieben.

Hauptziel der vorliegenden Erfindung ist die Schaffung eines Höhenführungsrechners, der einfacher und zuverlässiger aufgebaut und betrieben werden kann als bisher bekannte Geräte dieser Art.

Weiterhin soll da9 Bordgerät bzw. der Höhenführungsrechner ohne Modus-Umschaltung über die gesamte Flugbahn vom Anflug bis zum Aufsetzen arbeiten.

Dag Gerät gemäß der Erfindung soll ferner zur Aufnahme von von zwei Sendestellen abgestrahlten Höhenwinkelinformationen geeignet sein, wobei i* die eine Sendestelle hinter dem Aufsetzbereich und die andere vor dem Aufeetibereich angeordnet ist.

Ein weiteres Ziel der Erfindung liegt darin, jedes Plugzeug auf einer für dessen Flug- und Leistungekennwerte günstigsten Flugbahn zu führen, wobei alle mit dem erfin-

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dungsgemäßen Gerät ausgerüsteten Flugzeuge störungsfrei und ohne die Hotwendigkeit spezieller Einstellung zum Anpassen der verschiedenen Benutzer dieselbe Bodeneinrichtung verwenden können.

Die oben aufgeführten Aufgaben und Probleme werden gemäß der Erfindung dadurch gelöst, daß das Hohenwinkelsignal direkt mit einem die gewünschte Flugbahn darstellenden Besugssignal verglichen wird, wobei ein Fehlersignal erzeugt wird, da« cum Führen bzw. Zurückführen des Flug-•eug· auf die gewünschte Bahn verwendet wird. Der Wert de· Besugssignals wird fortlaufend geändert, während ■loh das Flugzeug dem Aufsetsbereich nähert, so daß der Wert des Besugssignals fortlaufend den Hohenwinkel darstellt, den das Flugzeug haben sollte, um auf der vorgesehenen Bahn su bleiben. Der Wert des Besugssignals ist eine funktion der Entfernung des Flugzeugs von einem Besugspunkt, wie z.B. der Sendestelle hinter dem Aufsetzbereich. Wenn auch die Entfernung selbst gemessen und zum Steuern oder zum Erzeugen des Winkelbezugssignals verwendet werden könnte, bevorzugt die Erfindung die Entfernungsbestimmung durch eine Triangulation, die den gemessenen Höhenwinkel in sich schließt.

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BAD ORIGINAL

Die Erfindung wird im folgenden anhand der Zeichnung beispielsweise beschrieben. In der Zeichnung seigtt

Fig. 1 eine schematische Darstellung der geometri· sehen Beziehungen, die sich bei der Konstruktion und bei Betrieb eines Höhenführungsrechners gemäß der Erfindung ergeben, und

Fig. 2 ein schematisches Blockdiagramm einer

bevorzugten Aueführungeform der Erfindung.

In Fig· 1 stellt die sich horizontal durch die Punkte A und B erstreckende Linie den Schnitt durch die Oberfläche einer Flughafen-Rollbahn und einer vertikalen Ebene dar, in der die gewünschte Flugbahn, der ein sich vom Punkte P näherndeβ Flugzeug folgen soll, liegt. Die gewünschte Flug- bzw. Landebahn besteht aus einem auf einen vorderen Zielpunkt A gerichteten Annäherunge- oder anfänglichen Gleitbereich, einem gestrichelt gezeigten durchgebogenen Abfang-Obergangsbereich, indem der Flugbahnwinkel langsam abnimmt, d.h. weniger steil wird, und einem geraden, relativ flachen und auf den Punkt B gerichteten Endbereich, der ebenfalls gestrichelt gezeigt ist. Der Winkel G der gewünschten Gleitbahn 1st gewöhnlich etwa 3°· Dieser und die anderen in Fig. 1 dargestellten Winkel sind sur Verdeutlichung der Darstellung vergrößert dargestellt. Der

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F™ des Endbereiches der Plugbann bis zum horizontalen üollfeld kann etwa 1/2° betragen.

Der Punkt B stellt eine Sendestelle dar, die, in Richtung der Flugzeugbewegung gesehen, hinter der Aufsetzstelle des Flugzeugs und z.B. etwa 2500 Fuß hinter dem vorderen Zielpunkt A liegt. Der Winkel F ist der von der Sendestelle B ausgehende Höhenwinkel des Flugzeugs. Die Winkel G und F™ sind nominell konstant; der Winkel F nimmt mit der Annäherung des Flugzeugs über den Gleit- und Abfangbereich der Landebahn ab und ist über F™, dem Endbereich der Landebahn , konstant.

Der beabsichtigte Aufsetzpunkt liegt um eine gewisse Strecke vor der Sendestelle B. Die Länge dieser Strecke ist von der Höhe desjenigen Punktes des Flugzeugs abhängig, an dem der Richtstrahl empfangen, d. h. gegen den der Winkel F gemessen wird. Bei einem typischen Beispiel ist die Höhe diejenige einer Funkantenne auf dem Flugzeug, z.B. 10 Fuß über den Flugzeugrädern. In diesem Fall wäre bei einem Endwinkel F-, von 1/2° die Entfernung vom Aufsetzpunkt bis B etwa 1200 Fuß.

An oder neben der Üendestelle B ist die Bodensendeeinrichtung zum Senden der Signale angeordnet, die in solcher

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Weise charakteristisch moduliert oder kodiert sind, daß ein in irgendeinem Bereich der Landezone befindliches und mit der geeigneten Empfänger- und Entschlüsslereinrichtung ausgerüstetes Flugzeug nahezu ständig mit Informationen über seinen von der Sendestelle B ausgehenden Höhenwinkel F versorgt wird. Die für diesen Zweck geeignete Bodenstation und Bordeinrichtung sind im oben angeführten USA-Patent 3 157 877 im einzelnen beschrieben.

Die Information|M=H über die Entfernung des Flugzeugs von der Sendestelle B oder von einem bezüglich B festen Funkt wird während des Landeflugs des Flugzeugs ebenfalls im Flugzeug benötigt. Diese Information kann durch eine Entfernungsmeßeinrichtung, z.B. eine bekannte Einrichtung, die die iellenausbreitungszeit während des Hin- und Rücklaufs mißt, erhalten werden. Bei dem vorliegenden, bevorzugten Ausführungsbeispiel gemäß der Erfindung erhält man jedoch die Abstandsinformation durch Triangulation, wobei die Beziehung zwischen den Ist-Werten der Winkel F und G (anstelle der Landekurswerte) und die Grundlinie C zwischen den Stellen A und B verwendet wird. Dies hat den Vorteil, daß die zur Zeit an vielen Flughafen vorhandenen Standard-ILS Gleitweggeräte verwendet werden können.

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£a wird demzufolge in diesem Beispiel angenommen, daß eine konventionelle Gleltwegsender-Anlage an einer Seite der Rollbahn, seitlich an dem vorderen Zielpunkt A angeordnet ist. Der Gleitwegsender arbeitet in bekannter Weise mit der Snfpftngereinrichtung des Flugzeugs zusammen, üb im Flugzeug ein Fehlersignal naoh Größe und Richtung der Hö/ihenabweiohung des Flugzeuge von einer Bahn entlang der Linie PA in Fig. 1 zu schaffen.

In Fig. 2 1st die Flugzeugeapfänger- und Entschlüsiereinrichtung, deren Einzelheiten und Aufbau keinen Teil der vorliegenden Erfindung bilden, ale eine einzelne Einheit 1 dargestellt, die sowohl den ILS finpfanger als auch den nit de* Bodensendesystem an der Stelle B zusammenwirkenden Empfänger-Entsohlüssler enthält. Die Einheit 1 weist zwei getrennte Ausgänge auf, an die die Leitungen 2 bzw. 3 angesohlotsen Bind. Zum Zwecke einer einfachen Erläuterung wird angenommen, daß die Ausgangasignale der Einheit 1 auf den Leitungen 2 bzw. 5 auf ein gemeinsames Masse- oder Erdpotential bezogene Gleichspannungen sind. Die Spannung auf der Leitung 2 stellt nach Größe und Polarität (positiv oder negativ) irgendeine Höhenabweichung des Flugzeugs oberhalb oder unterhalb der duroh die ILS Einrichtung festgelegten Gleitbahn.dar· Die Spannung auf der

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Leitung 3 stellt nach ihrer Größe den laufend gemessenen «Vert des Höhenwinkels F dar, wie er in Fig. 1 angedeutet ist. Diese Spannungen, die im folgenden als Signale Λ. G- bzw. Fj. bezeichnet werden, haben denselben Skalenfaktor, beispielsweise 1 Volt pro Grad.

Eine Konstant-Spannungsquelle M- schafft ein Bezugssignal . Gp, das den ILS Gleitbahnwinkel G darstellt. Wenn der gewünschte Gleitbahnwinkel G 3 ist, so ist die Spannung der Quelle M- 3 Volt. Das Gleitbahnbezugssignal G„ wird an ein Netzwerk mit drei, wie gezeigt, in Reihe geschalteten Widerständen 5»6 und 7 angelegt. Der mittlere Widerstand 6 ist ein Rheostat mit einem beweglichen Arm bzw. Abgriff 8 zum Einstellen oder Variieren des zwischen den Klemmen 9 und 10 liegenden Widerstandes. Der Abgriff 8 ist mechanisch mit einer Welle 11 gekuppelt. Die Welle 11 wird ständig durch im folgenden noch näher beschriebene Mittel bezüglich einer Bezugsstellung an einem Winkel ge- · | halten, der in linearer Beziehung zur Entfernung B (Fig. 1) des Flugzeugs von der Sendestelle B steht.

Die Widerstände 5» 6 und 7 bilden einen einstellbaren Spannungsteiler, der auf der mit dem beweglichen Abgriff 8 verbundenen Ausgangsleitung 12 eine Auegangsspannung

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liefert, die auf die Bezugsspannung G_R als Funktion der momentanen Stellung des Abgriffs 8 bezogen ist. Die Spannung auf der Leitung 12 wird im folgenden als Winkelbezugssignal F_fi bezeichnet und ändert sich als Funktion von der Stellung der Welle 11 in derselben Weise, wie sich der Höhenwinkel F (Fig. 1) des geometrischen Ortes der gewünschten Flugbahn als Funktion der Entfernung D ändert.

Das Höhenwinkelbezugssignal F„ und das gemessene Winkelsignal Fj. werden an einen Vergleicher 13 angelegt, der ein Ausgangssignal Δ. F - F_R - F^ schafft. Das Signal ,A F entspricht nach Größe und Richtung irgendeiner Höhenabweichung des Flugzeugs von der gewünschten Flugbahn und kann auf einem konventionellen Zweirichtungs-Anzeiger 14 angezeigt oder auf andere Weise zum Führen des Flugzeuge verwendet werden.

Betrachtet man nun wieder Fig. 1, so erkennt man, daß der Gleitbereich der gewünschten Flugbahn vor dem Punkte X, an dem der Übergangsbereich beginnt, eine auf den Zielpunkt A gerichtete gerade linie ist. Bei der bisherigen Praxis wurde das Flugzeug in diesem Bereich der Flugbahn

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direkt durch das Gleitbahn-Fehlersignal Δ G geführt. Jedoch benötigt ein solches System einen Umschalter oder einen Wechsel im Betätigungsmodus, wenn der Punkt X erreicht wird; dabei übernehmen völlig verschiedene Instrumente die weitere Steuerung, was zu unerwünschten Steuerübergängen in einem sehr kritischen Stadium des Landemanövers führt. Bei der vorliegenden Erfindung wird das AG-Signal nicht unmittelbar verwendet. Stattdessen wird die Führung des Flugzeugs auf den Winkel F während des gesamten Landemanövers bezogen.

Im folgenden wird beschrieben, auf welche Weise der Wert des Winkelbezugssignales F„ gesteuert wird, um die gewünschte Gleitbahn darzustellen. Da der gewünschte Gleitwinkel G klein ist, und zwar etwa 3°, und da der Winkel F gewöhnlich noch kleiner und die Differenz G-F wiederum kleiner ist, kann ohne größeren Fehler angenommen werden, daß jeder dieser Winkel proportional zu seinem zugehörigen Tangens ist, und daß die schrägen Strecken, wie z.B. die Strecke zwischen P und B, gleich ihren horizontalen Projektionen, z.B. gleich D, sind. Demzufolge gilt:

g D-C /,N

" ~7«— Cl)

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- li -

Die obige Gleichung zeigt, daß ein Winkelverhältnis gleich einem Streckenverhältnis im Gleitbereich der gewünschten Flugbahn ist.

Das gleiche Verhältnis kann ebenfalls durch Widerstände wie folgt dargestellt werden:

Hierbei sind Rc, Rg und "EL· die Widerstandswerte, der Widerstände 5, 6 und 7 in Fig. 2. C ist eine Konstante, und zwar der Abstand zwischen den Stellen A und B in Fig. 1, und R₁- und R« sind die konstanten Widerstandswerte der Widerstände 5 und 7» wie in Fig. 2 gezeigt. In dem System gemäß Fig. 2 wird der Wert des Widerstandes Rg entsprechend der Entfernung D derart gesteuert, daß die Gleichung erfüllt ist.

Setzt man die Gleichung 2 um, so ergibt sich:

⁺ 5*

ü - 1 - Iff 5

Differenziert man diese Gleichung nach der Zeit, so ergibt sich:

- Ri

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und daher:

6 ■ D ( *5 ) (5).

In Worten ausgedrückt, die Widerstandsänderung des Rheostats 6 ist gleich der Änderung der Entfernung D mal einem Skalenfaktor R,- in Ohm pro Fuß, d.h. die Beziehung zwischen der Strecke D und dem Widerstand 6 ist linear..

Nimmt man an, daß die Stellung der Welle 11 linear auf D bezogen ist, so wird das Rheostat 6 so ausgebildet, daß ein Widerstand Rg entsteht, der sich linear mit der Drehung seines Armes bzw. Abgriffes 8 und der Welle 11 über den Bereich ändert, der der Beziehung D > E entspricht, wobei E (siehe Fig. 1) die Strecke zwischen dem Beginn des Abfangee-Uberganges-Bereichs (Punkt X) und der Sendestelle B ist.

Im Endbereich der vorgesehenen Flugbahn, in dem das Signal F_R bei einem den relativ kleinen Winkel F^, (Fig. 1) darstellenden Wert konstant gehalten werden soll, soll eine Drehung der Welle 11 das Signal F_R nicht verändern. Zu diesem Zweck ist der Endbereich 15 des Rheostats 6, der von dem Abgriff 8 überstrichen wird, während die Entfernung

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D des Flugzeugs von der Sendestelle B geringer ist als die Strecke zwischen dem Beginn Y des Endbereichs der Flugbahn und der Sendestelle B, kurzgeschlossen. Dieser kurzgeschlossene Bereich 15 des Rheostats 6 ist in Fig. 2 mit einer dicken Linie dargestellt. Der erforderliche Wert von Fg wird erhalten, wenn die Widerstände 5 und 7 wie folgt dimensioniert sind:

^R7 = ^FT (6).

_
^B5 ^{+ R}7

In einer typischen Ausführungsform nimmt der bis zum Ende 10 des Rheostats 6 laufende, kurzgeschlossene Teil 15 10% des gesamten Drehbereichs des Abgriffs 8 ein. Der vom anderen Endpunkt 9 ausgehende, anfänglich lineare Bereich des Rheostats 6 ist wirksam, solange sich das Flugzeug im Gleitbereich der Flugbahn befindet, und nimmt etwa 80% des gesamten Drehbereichs bzw. Widerstandsbereichs ein. Die restlichen 10% bilden den Zwischenteil, der von dem Abgriff 8 überstrichen wird, während D kleiner als E und größer als L ist.

Der Zwischenbereich des Rheostats weist eine nicht-lineare Widerstands-Dreh-Charakteristik auf, die von derjenigen im linearen Bereich aus langsam auf Null absinkt, d.h.

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•rf*- ist im linearen Bereich konstant, sinkt langsam auf Null im Zwischenbereich und bleibt über dem Endbereich

Derselbe Skalenfaktor, Ohm pro Fuß, wird überall im System verwendet, wo ein Widerstandswert eine Entfernung darstellen soll. Dieser Skalenfaktor wird durch die Bedingung bestimmt, daß die Strecke E-C in Fig. 1, also die Projektion der Entfernung zwischen dem Beginn X des Abfangüberganges und dem Zielpunkt A, durch den bestimmten Wert von Rg + R« bei Beginn des nicht-linearen Bereichs des Rheostats dargestellt wird. Dieser Skalenfaktor ist gleich Rr, wie oben schon erwähnt.

Der aus den Widerständen 5» 6 und 7 bestehende Spannungsteiler liefert an seinem Ausgang das Ausgangssignal Fp, wobei folgende Beziehung gilt:
τ) Λ/- + U_n

^GR -

Ein Vergleich der Gleichungen 2 und 7 zeigt, daß F_ß das gewünschte Signal zur Darstellung des Bezugswinkels auf dem geraden Gleitbereich der gewünschten Flugbahn, wie durch Gleichung 1 gekennzeichnet, ist.

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Das in Pig. 2 gezeigte Gerat zum Einstellen der Welle 11 umfaßt einen Motor 16, einen Verstärker 17, einen Vergleicher 18 und ein aus den Widerständen 105> 106 und 107» sowie dem Abgriff 108 bestehendes Spannungsteilernetzwerk. Die Widerstände 105, 106 und 107 können in gleicher Weise ausgebildet sein wie die Widerstände 5, 6 und 7» obwohl, wie im folgenden gezeigt, nur gewisse Übereinstimmungen wesentlich sind. Das Eingangssignal des genannten Netzwerks ist ein Signal Gq, das den von der Stelle A ausgehenden IST-Höhenwinkel des Flugzeugs anstelle des SOLL-Höhenwinkels G„ der Gleitbahn darstellt. Das Signal Q„ wird durch ein Addiernetzwerk 32 geliefert, an das die Signale G„ und AG angelegt sind. Das Ausgangssignal G_c ist einfach die algebraische Summe der zwei Eingangssignale.

Das Ausgangssignal des Spannungsteilers 105, 106 und 107

es
und 108 ist ein Signal F₀; /stellt den Wert dar, den der Winkel F haben würde, wenn sich die Welle 11 in der richtigen, dem IST-Wert von F« entsprechenden Stellung befinden würde. F „ wird im Vergleicher 18 mit F„ verglichen. Jede Differenz zwischen den beiden Signalen erzeugt ein Fehlersignal, das durch den Verstärker 17 verstärkt und danach dem Motor 16 zugeführt wird. Das Fehlersignal

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erregt den Motor derart, daß er die Welle 11 auf die richtige Stellung dreht bzw. einstellt.

Dieser Betriebaablauf dauert an, während das Flugzeug sich auf dem oberen Teil des Gleitbereiches der Fl^ugbahn dem Landepunkt nähert, wobei alle Veränderungen von Fjj und Gq berücksichtigt werden. Wenn sich das Flugzeug jedoch nach Passieren des Punktes X wesentlich von der Gleitbahn entfernt, wird der ILS-Sendestrahl nicht mehr empfangen und das Signal A G steht nicht mehr zur Verfügung. Die folgende Berechnung der Entfernung zum Einstellen der Welle 11 ist eine Extrapolation, die auf der Annahme basiert, daß die Fluggeschwindigkeit während des restlichen LandeVorganges angenähert konstant bleibt.

Ein durch die Welle 11 angetriebener Tachometer-Generator 19 liefert ein die Drehgeschwindigkeit der Welle 11 darstellendes Ausgangssignal. Dieses mit D bezeichnete Signal stellt die Änderung der Entfernung D mit der Zeit dar und wird an einen Vergleicher 20 angelegt. Ein Signal Dg, das durch einen mit einer konstanten Spannungsquelle 22 verbundenen veränderlichen Spannungsteiler 21 geliefert wird, wird ebenfalle an den Vergleicher 20 angelegt. Ein

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Motor 23 kann den beweglichen Abgriff des Spannungsteilers 21 nach Maßgabe des vom Verstärker 24 kommenden Signals drehen.

Das Ausgangssignal des Vergl?ichers 20 ist ein eine Spannungsdifferenz zwischen L und Dg darstellendes Fehlersignal. Dieses Fehlersignal wird an den Verstärker 24-über einen Schalter 25 angelegt, wenn der Schalter 25 in der gezeigten Stellung ist. Ein ähnlicher Schalter zwischen dem Vergleicher 18 und dem Verstärker 17 ist ebenfalls geschlossen, wenn er sich in der gezeigten unteren Stellung befindet.

Die Schalter 25 und 26 sind mechanisch gekuppelt, wie durch die gestrichelte Linie 27 angedeutet, und können durch ein Betätigungselement 28 in ihre oberen Stellungen versetzt werden. Das Betätigungselement 28 wird durch das Ausgangssignal eines Vergleichers 29 erregt. Der Vergleicher 29 wird mit zwei Eingangssignalen versorgt: dem Signal F« und einem Signal Gq/7» das von einem Spannungsteiler 3O_t31 hergeleitet wird, dessen Eingangssignal Gq ist. Jie Widerstände 30 und 3I sind so dimensioniert, daß sie . Z gleich dem Äert von G machen, der sich dann ergibt, wenn las Flugzeug an oder kurz vor dem Punkt X ankommt.

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Die Ausführung des Vergleichers 29 und des Betätigungselementes 28 ist so getroffen, daß das Betätigungselement die Schalter 25 und 26 in ihre obere Stellung versetzt, wenn das Eingangssignal P„ größer wird als das Signal

Während des Gleitflugs ist der Schalter 25 in seiner unteren Stellung, und der Motor 23 wird, wenn nötig, erregt, um den Spannungsteiler 21 in einer solchen Stellung zu halten, daß D₃ ■ D ist. Wenn das Flugzeug den Punkt X erreicht, oder in die Nähe des Punktes X gelangt, an dem Fj. kleiner als G_c/_Z wird, werden die Schalter 25 und 26 in ihre unteren Stellungen versetzt, so daß die Vergleicher 18 bzw. 20 von den Verstärkern 17 bzw. 24 getrennt werden und der Vergleicher 20 an den Verstärker 17 angeschlossen wird. Der Motor 23 wird entregt, wobei der Spannungsteiler 21 in der Stellung bleibt, in die er zuletzt eingestellt war. Dg stellt daher einen "gespeicherten" Wert der Geschwindigkeit des Flugzeugs nach dessen Erreiqhen des Punktes X dar. Der Motor 16 wird nun durch das Ausgangssignal des Vergleichers 20 erregt und läuft fortlaufend mit einer solchen Geschwindigkeit, daß das Ausgangssignal D des Tachometer-Generators 19 etwa gleich dem Signal Dg ist. Demzufolge setst die Welle 11 ihre Drehbewegung in

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derselben Weise fort, wie es geschehen würde, wenn die Entfernung weiterhin wie im Gleitbereich berechnet würde, und das FjUgzeug eine konstante Geschwindigkeit hätte.

Da der Spannungsteiler 105,106,107 und 108 während des Durchflugs durch den Abfangübergang X-Y und dem Endbereich Y-B der Flugbahn nicht gebraucht wird, benötigt das Rheostat 106 keinen nicht-linearen Bereich. Die letzten 20 °/o seines Widerntandbereichs können kurzgeschlossen werden, und die Widerstände 105 und 107 sind so gewählt, daß ihre Widerstandswerte die Entfernungen G und E-C entsprechend den vorher bestimmten Skalenfaktor Ohm pro Fuß darstellen.

Wenn der zweite Höhenwinkel G„ von einer Stelle aus gemessen werden soll, die hinter dem vorderen Zielpunkt A liegt, wie dies in einem der im USA-Patent 3 157 877 beschriebenen Ausführungsbeispiele gezeigt ist, würde die Entfernung zwischen den Sendestellen geringer als G, beispielsweise G¹ sein, und die Widerstände 105 und 107 würden in ihren Widerstandswerten proportional zu C* bzw. E-C¹ sein.

Claims

r. ά. rf C 148198Θ Patent ansprüche

1. Bordgerät für ein Flugzeuglandesystem, bei dem ein Höhen-Richtstrahl von einer Sendestelle an einem Rollfeld hinter dem vorgesehenen Aufsetzbereich ausgestrahlt wird und bei Empfang im Flugzeug ein den Höhenwinkel des Flugzeugs bezüglich dieser ^endestelle darstellendes erstes Signal erzeugt, gekennzeichnet durch

eine Einrichtung (1,2,4,32) zum Erzeugen eines die Entfernung des Flugzeugs von einem bezüglich der Sendestelle (B) festen Bezugspunkt darstellenden zweiten Signals (Gq);

eine durch das zweite Signal (G~) beeinflußte Einrichtung (11,8), die ein Höhenwinkel-Bezugssignal (F_R) entsprechend der Beziehung des Höhenwinkels (F) als Funktion der Strecke (D, Fig. I) entlang den geometrischen Orten einer vorgesehenen Flugbahn erzeugt, wobei die Flugbahn einen auf einen vorderen, vor dem Aufsetzpunkt befindlichen Zielpunkt (A) gerichteten Anfangsbereich (Gleitflugbahn P-X), einen unter einem relativ flachen Endhöhenwinkel (Fm) etwa auf die Sendestelle

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(B) gerichteten Endbereich (Y-B) und einen Zwischenbereich (X-ϊ) mit einem sanften Übergang zwischen dem Anfangsund dem Endbereich aufweist;

und einen auf das erste Signal (SVr) und das Höhenwinkel-Bezugssignal (F„) ansprechenden Vergleicher (13) zum Erzeugen eines die Abweichung des Flugzeugs von der gewünschten Flugbahn nach Größe und Richtung darstellenden-Fehlersignale

2. Bordgerät nach Anspruch I₁' gekennzeichnet durch folgende Merkmale:

a) eine den Höhenwinkel (G_R) der anfänglichen SOLL-Gleitflugbahn (P-X) darstellende Spannungsquelle

b) ein mit der Spannungsquelle (4) verbundener Spannungsteiler, bestehend aus der Reihenscfcaltung eines ersten, zweitenund dritten Widerstandes (5»6,7)» wobei der zweite Widerstand (6) ein Rheostat mit beweglichem Abgriff (8) zum Verändern des zugehörigen iViderstandwerts ist;

c) eine durch das zweite Signal (G_Q) gesteuerte, den Abgriff (8) direkt proportional zur Entfernung (D) bewegende Einrichtung (11,16,17 ...);

d) ein Vergleicher (13) zum Vergleichen des den Höhenwinkel

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(F) darstellenden ersten Signals (F,,) mit dem Ausgangssignal (Pp) des Spannungsteilers (5i6»7) zum Erzeugen eines die Abweichung des Plugzeugs von der gewünschten Flugbahn nach Größe und Richtung darstellenden Fehlersignals (AF).

3. Bordgerät nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß sich der Viderotand des Rheostats (6) linear mit der Stellung des Abgriffs (8) über einen der anfänglichen Soll-Gleitflugbahn (P-X) entsprechenden Bereich und nichtlinear mit der Stellung des Abgriffs über einen zu dem Verlauf des Abfang-Übergangs-Bereichs (X-Y) der gewünschten Flugbahn analogen Bereich ändert, und daß der Widerstand über einem den Endbereich (Y-B) der gewünschten Flugbahn entsprechenden Bereich (15) Null ist5 daß ferner die tfiderstandwerte des ersten Widerstandes (5) und des dritten Widerstandes (7) den folgenden zwei Bedingungen genügen:

a) daß das Verhältnis des vVi der Standswerts des dritten Widerstands (7.) zu der Widerstands summe der ersten und dritten Widerstände (5 und 7) gleich dem Verhältnis des Endhöhenwinkels (F^) des Endbereichs (Y-B) zum Höhenwinkel (Gn) des Anfangsbereichs (P-X) der gewünschten Flugbahn ist, und

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b) daß das Verhältnis der Widerstandssumme des dritten Widerstandes (7) und des nicht-linearen Widerstandstrereichs des Rheostas (6) zum Widerstandswert des ersten Widerstands (5) gleich dem Verhältnis der (horizontalen) Entfernung (ErC) zwischen dem Beginn (X) des Übergangsbereichs (X-Y) und dem vorderen Zielpunkt (A) zum Abstand (C) des Zielpunkts (A) zur Sendestelle (B) ist.

4-, Bordgerät nach einem der Ansprüche 1-5» dadurch gekennzeichnet, daß die durch das zweite Signal (G~) gesteuerte, den Abgriff (8) bewegende Einrichtung (11,16,17 ..) aus folgenden Hauptelementen aufgebaut ist:

a) einem Gerät (32) zum Erzeugen einer einen zweiten Höhenwinkel (G) des Flugzeugs bezüglich eines an oder hinter dem vorderen Zielpunkt (A) gelegenen Punktes darstellenden Spannungen (G_Q) j

b) einen zweiten Spannungsteiler, bestehend aus der Serienschaltung eines vierten, fünften und sechsten Widerstandes (105,106,107), wobei der fünfte Widerstand (1Θ6) mit dem ersten Rheostat (6) abgeglichen ist und einen mit dem Abgriff (8) mechanisch gekuppelten beweglichen Abgriff (108) zum Verändern seines Widerstandwertes aufweist;

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3»

c) eine Leitungsverbindung zum Anlegen der Spannung (G_c) an den zweiten Spannungsteiler (105-108);

d) einen Servomotor (16) zum Bewegen des Abgriffs (108) des fünften »Viderstandes (106);

e) ein auf die Differenz zwischen dem Ausgangssignal (F_G7 des zweiten Spannungsteilers (105-108) und dem den Höhenwinkel (F) des Flugzeugs von der Sendestelle (B) darstellenden ersten Signal (F_M) ansprechendes und zum Erzeugen eines ersten Fehlersignals dienendes Gerät (18); und

f) eine durch das Fehlersignal gesteuerte Vorrichtung (Verstärker 17) zum Betätigen des Servomotors (16).

5· Bordgerät nach Anspruch 4-, dadurch gekennzeichnet, daß der Widerstandwert des fünften <7iderstands (106) in linearer Beziehung zur Stellung seines Abgriffs (108) über einen dem linearen Bereich des Rheostats (6) entsprechenden Bereich steht und über den dem nicht-linearen Bereich und dem kurzgeschlossenen Bereich (15) des Rheostats (6) entsprechenden Bereich Null ist;

daß das Widerstandsverhältnis des vierten Widerstands (105) fcluiuli dem zu dem Widerstand (5) gleich dem Verhältnis des Abstands (C¹) zwischen den zwei Winkel-Meßstellen zum

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ORIGINAL INSPECTED

Jb*

Abstand (C) des vorderen Zielpunktes (A) zur oendestelle (B), dem Ausgangspunkt des ersten Hohenwinkels, ist; und

daß das Jiderstandsverhältnis des sechsten .Viderstandes (10?) zur Yiderstandssumme des dritten 7/iderstandes (7) und des 7/iderstandes des nicht-lineoren Bereichs des ersten Rheostats (6) gleich ist dem Verhältnisdes Abstands (E-C) von dem Beginn (X) des iJbergangsbereichs (X-Y) der geminschten Flugbahn zu dem Tunkt, von dem aus der zweite Höhenwinkel (G) gemessen wird, und dem Abstand (E-G) zwischen dem Beginn (X) des Cbergangsbereichs und dem vorderen Zielpunkt (A).

G. Bordgerät nach einem der Ansprüche 1-5» gekennzeichnet durch folgende Bauelemente:

a) ein Gerät (19) zum Erzeugen einer der Geschwindigkeit des Servomotors (16) entsprechenden Spannung (D);

b) eine Vorrichtung (24,23,22,21) zum Speichern dieser Spannung (D);

c) ein ein zweites Fehlersignal aus der Differenz zwi-

• ·

sehen der Spannung (D) und dem gespeicherten _;i/ert (Dg)

diener Spannung bildenden Vergleicher (20);

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-ΧΑ

d) Schalterelemente (25-28)zum Umschalten des den Servomotor (16) ansteuernden iehlersignals derart, daß das zweite Fehlersignal an die Stelle des ersten Fehlersignals tritt, wobei nach dem Umschalten der Servomotor mit gleicher' Geschwindigkeit wie vor dem Umschalten weiterläuft; und

e) eine das erste Signal (JY,) mit einem vorbestimmten

Bruch (C) des zweiten Signals (G~) vergleichende

Einrichtung (29,30,31), aurch die nach Mafigabe des beispielsweise durch einen Spannungsteiler (30,31) gebildeten Bruchs die Entfernung, bei der die Umschaltung erfolgt, wählbar ist.

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