DE1506091C3

DE1506091C3 - Luftfahrzeuginstrument

Info

Publication number: DE1506091C3
Application number: DE1506091A
Authority: DE
Inventors: Michael King; Kendall Eric Raymond; Cheltenham Gloucestershire Russell (Großbritannien)
Original assignee: Smiths Group PLC
Current assignee: Smiths Group PLC
Priority date: 1965-01-20
Filing date: 1966-01-19
Publication date: 1975-01-23
Also published as: DE1506091A1; FR1465076A; NL150225B; GB1102781A; US3369396A; DE1506091B2; NL6600690A

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Luftfahrzeuginstrument, bei welchem eine visuelle Darstellung bzw. ein Signal erzeugt wird, welche bzw. welches bei der Steuerung des Luftfahrzeugs in der Nicklage während des Steigflugs jeweils in Abhängigkeit vom Anstellwinkel :X des Luftfahrzeugs sowie dem Produkt aus dem Nicklagewinkel Θ und einem voreinstellbaren oder entsprechend den vorherrschenden Flugbedingungen programmierbaren positiven Faktor b den Flugzeugführer anweist bzw. den Autopiloten betätigt.

Ein Luftfahrzeuginstrument dieser Gattung ist für den Zweck bekannt, das Luftfahrzeug automatisch so zu steuern, daß es eine Nicklage Θ einnimmt, die von einem durch den Flugzeugführer eingestellten gewünschten Wert abhängig ist. Der Anstellwinkel <x des Luftfahrzeugs wird überwacht, und die Betätigung des Autopiloten wird übersteuert für den Fall, daß ein vorgewählter maximaler Anstellwinkel vom Gesichtspunkt der Sicherheit sonst überschritten würde.

Ein weiteres Luftfahrzeuginstrument ist für den Zweck bekannt, ein Luftfahrzeug in der Nicklage so zu steuern, daß es einer Flugbahn folgt, die zur Horizontalen einen gewünschten Winkel γ bildet. Die von diesem Instrument gelieferte Darstellung ist eine visuelle Darstellung, die dem FlugzeugführerAnweisungen gibt, damit er die Steuerungsvorgänge ausführt, die erforderlich sind, um den gewünschten Winkel aufrechtzuerhalten, oder die Darstellung erfolgt alternativ in Form eines Signals, welches zur automatischen Ausführung des erforderlichen Steuervorgangs verwendet wird. Die Steuerung erfolgt in jedem Fall entsprechend der Differenz zwischen der gemessenen Nicklage Θ und dem Anstellwinkel x, da γ = (Θ — α) ist.

Die vorbeschriebenen bekannten Instrument-Ausführungsformen sind dort zufriedenstellend, wo eine voreingestellte Nicklage bzw. ein konstanter Steigungswinkel γ gefordert wird, doch sind sie bei kritischen Manövern, wie beim Durchstarten (d. h. bei einem Flugmanöver, das eingeleitet wird, wenn ein Landeanflug abgebrochen werden muß) oder auch beim Starten ohne besonderen Nutzen. Bei einem Durchstart- oder Startmanöver muß das Luftfahrzeug mit großer Genauigkeit gesteuert werden, damit der Flugweg stets in ausreichender Höhe über Bodenunebenheiten oder anderen Hindernissen verläuft, dennoch aber nicht so steil, daß das Luftfahrzeug nicht mehr genügend Geschwindigkeit für einen sicheren Flug erreicht. Für ein Luftfahrzeug ist es nämlich in keinem Fall ausreichend oder sicher genug, bei einem solchen Manöver nur so gesteuert zu werden, daß ein vorgewählter und konstanter Steigungswinkel erzielt wird. Es gibt neben dem bloßen Erzielen eines etwaigen Wertes der Nicklage oder des Steigungswinkels viele Faktoren, die berücksichtigt werden müssen, und es ist immerhin bei Durchführung des Manövers normalerweise notwendig, die Nicklage und mit dieser den Anstellwinkel ebenfalls über das ganze Manöver hinweg zu ändern.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Luftfahrzeuginstrument der eingangs genannten Gattung so auszubilden, daß es dazu verwendet werden kann, den Flugzeugführer so anzuweisen oder das Luftfahrzeug derart zu steuern, daß eine zufriedenstellende Beziehung zwischen der Nicklage und dem Steigungswinkel über ein gesamtes Durchstart- oder Startmanöver hinweg erzielt wird.

Dies wird erfindungsgemäß dadurch erreicht, daß die visuelle Darstellung bzw. das Signal von der Abweichung der Funktion α + bQ von einem einstellbaren Wert α abhängig ist, wobei die Darstellung bzw. das Signal den Flugzeugführer so leitet bzw. den Autopiloten so betätigt, daß sich der Wert der Funktion η + bO dem Wert α angleicht.

Die Erfindung beruht auf der Erkenntnis, daß bei einem Durchstartmanöver ein sicherer Flugweg und stabile Flugbedingungen über einen weiten Bereich der Leistungsbedingungen dadurch erreicht werden können, daß das Luftfahrzeug auf seiner Flugbahn so gesteuert wird, daß der Wert der Gleichung

a — (« + bO)

während des gesamten Manövers Null ist. Die Wahl der jeweiligen Größe für die Werte α und b hängt, abgesehen von anderen Faktoren, insbesondere vom Flugzeugtyp, dem Bereich der zu erfassenden Leistungsbedingungen und den innerhalb dieses Bereiches gegebenen Steigungsanforderungen ab.

Das von der Überwachungseinrichtung gelieferte Führungssignal kann entweder durch eine optische Anzeige dargestellt oder in Form eines Signals (z. B. eines elektrischen Signals) geliefert werden, welches der Differenz des Wertes der Funktion

λ + b0

und des Wertes α entspricht. Normalerweise wird man für den Wert α einen Wert nehmen, der dem Wert der Funktion nach Erreichen von befriedigenden Flugbedingungen entspricht, da in diesem Falle das Luftfahrzeug lediglich so gesteuert zu werden braucht, daß die Differenz auf Null verkleinert und hierauf gehalten wird.

Das Führungssignal kann seinerseits wiederum zur Erzeugung anderer Führungswerte benutzt werden, die von der Differenz der Werte der Funktion und des Wertes α abhängig sind. Wenn nämlich beispielsweise der Wunsch besteht, dem Piloten Anweisungen darüber zu geben, in welcher Weise er die Differenz auf Null bringen kann, so kann das Signal als ein Maß für die Änderungsgeschwindigkeit der Längsneigung gelten. In diesem Falle kann das Signal zur Erzeugung eines

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weiteren Führungssignals benutzt werden, welches Soll-Nickgeschwindigkeit {D&)d entspricht, empfängt durch die Differenz aus dem Soll- und dem Istwert der der Summierverstärker 7 ein Signal, welches der Ist-Änderungsgeschwindigkeit des Längsneigungswinkels Nickgeschwindigkeit D Θ des Luftfahrzeugs entspricht, gegeben ist. Dieses letztere Signal wird über ein Differenzierungs-Zwei Ausführungsbeispiele der Erfindung werden 5 netzwerke von dem Signal abgeleitet, welches dem nunmehr an Hand der sie beispielsweise wiederge- Nickwinkel Θ entspricht, der durch die Längsneibenden Zeichnung näher erläutert, und zwar zeigt bzw. gungslage-Kreiseleinheit 4 geliefert wird. Das Netzzeigen werk 8 hat eine Übertragungsfunktion von

F i g. 1 eine schematische Darstellung einer ersten 2) iq j_ _r m

der beiden Überwachungseinrichtungen, die ίο ι l\ 2 )

F i g. 2 und 3 die Betriebsweise der Einrichtung nach worin T₁ und T₂, die beide Konstanten mit der Dimen-

F i g. 1 während eines Durchstartmanövers, während sion der Zeit sind, Werte von beispielsweise 3 Sekunden

F i g. 4 eine schematische Darstellung der zweiten bzw. 1 Sekunde haben.

Überwachungseinrichtung wiedergibt. Die dem Summierverstärker 7 zugeführten beiden

Nach F i g. 1 spricht ein Anstellwinkelfühler 1, 15 Signale werden darin kombiniert, um ein Ausgangsder beispielsweise druckempfindliche Öffnungen oder signal zu liefern, repräsentativ für
winkelig ablenkbare Fähnchen, die außerhalb des Luft- (DO) — Pr DKl + τ D)I Θ (3)
fahrzeuge angeordnet sind, einschließen kann, auf den ²
Anstellwinkel des Luftfahrzeugs an und liefert an einem d. h. effektiv repräsentativ in Größe und Richtungs-Summierverstärker 2 ein Signal, welches dem abge- 20 sinn irgendeiner Differenz zwischen der Ist- und der fühlten Anstellwinkel <x entspricht. Der Summierver- Soll-Nickgeschwindigkeit in Übereinstimmung mit stärker 2 empfängt zwei weitere Signale, von denen Funktion (2). Dieses Ausgangssignal wird vom Verdas eine dem Verstärker 2 über eine Voreinstell-Wider- stärker 7 einem Anzeigegerät 9 zugeführt, welches Standseinheit 3 von einer Längsneigungslage-Kreisel- eine Anzeige der Größe und des Richtungssinns des einheit 4 her zugeführt wird. Die Längsneigungslage- 25 Signals liefert. Diese Anzeige bildet daher eine sichtbare Kreiseleinheit 4, die beispielsweise die herkömmliche Darstellung des Ausmaßes, um welches die Ist-Nick-Vertikalkreiseleinheit des Luftfahrzeugs sein kann, geschwindigkeit von der Soll-Nickgeschwindigkeit abliefert der Einheit 3 ein Signal, welches dem Längsnei- weicht, wobei das Instrument als eine direkte Folge gungs- bzw. Nickwinkel Θ des Luftfahrzeugs entspricht, davon Anweisungen für die Steuerung des Luftfahr- und das Signal, welches demzufolge durch die Einheit 3 30 zeugs in der Längsneigungslage liefert, die erforderlich dem Verstärker 2 zugeführt wird, entspricht dem Wert ist, um den Wert der Funktion (3) auf Null zu halten. bQ, wobei b eine Konstante ist. Die Konstante b hat Wenn diese Anweisungen vom Piloten über das geeinen Wert, beispielsweise von 0,5 oder 0,6, der von samte Durchstartmanöver hinweg befolgt werden, der Widerstandseinstellung der Einheit 3 abhängig ist. dann wird ein zufriedenstellender Flugweg für das

Das dritte, dem Summierverstärker 2 zugeführte 35 Manöver erzielt, und dies gilt über einen weiten BeSignal wird von einer Voreinstelleinheit 5 geliefert und reich von Leistungsbedingungen des Luftfahrzeugs, ist nominell repräsentativ für einen vorbestimmten Wenn ein Durchstartmanöver eingeleitet wird, d. h., Wert a. Der vorbestimmte Wert α hat einen Wert, bei- wenn der Pilot eines Luftfahrzeugs bei einem Landespielsweise von 18 oder 13 Grad, der abhängig ist von anflug sich entschließt und zunächst die Aktion unterder Einstellung der Einheit 5. Die Einheit 5 kann bei- 40 nimmt, die Landung abzubrechen, so ist der Flugweg spielsweise durch eine Voreinstell-Potentiometeranord- des Luftfahrzeugs normalerweise um einen gewissen nung gebildet werden, und die Anordnung kann so ge- kleinen Winkel, beispielsweise 3° zum Boden, geneigt, troffen werden, daß dessen Einstellung in Überein- Der Wert der Funktion (2) ist unter diesen Umständen Stimmung mit der Einstellung der Klappen des Luft- normalerweise positiv, wobei er größer ist für einen fahrzeugs verändert wird. 45 schnellen, steilen Anflug (oc und Θ klein) als für einen

Die dem Summierverstärker 2 übermittelten drei langsamen, flachen Anflug (λ und Θ groß). Positive

Signale werden in diesem kombiniert, um ein Ausgangs- Werte der Funktion (2) erfordern ein Hochstellen des

signal zu liefern, welches repräsentativ ist für das Aus- Bugs des Luftfahrzeugs, und somit ist die in dieser

maß, um welches der Wert der Funktion Hinsicht geforderte Bewegung sowohl in der Stärke als

C 4. α ß\ Cl) ⁵° ^auc^ ™ Richtungssinn zu den beim Einleiten des

Durchstartmanövers vorherrschenden Bedingungen

vom konstanten Wert α abweicht. Dieses Ausgangs- richtig in Beziehung gesetzt. In extremen Fällen, wo

signal des Verstärkers 2 ist gegeben durch: der Fluggeschwindigkeit V des Luftfahrzeugs während

_a _ r \ Lß\ (γ) des Anflugs die Möglichkeit gegeben worden ist, in

55 Richtung auf den Durchsackwert V₈ abzufallen, kann

und wird über eine Begrenzereinheit 6 einem weiteren der Wert der Funktion (2) negativ sein, und in diesem Summierverstärker 7 zugeführt. Obwohl dieses Signal Falle entspricht die anfängliche Forderung — bis Gedie Winkeldifferenz und nicht die Winkeländerungsge- schwindigkeit erreicht ist — einer Bewegung des Herschwindigkeit darstellt, wird es als repräsentativ für unterdrückens des Bugs, die zur Vermeidung des Abeinen Sollwert, {DQ)a, der Nickgeschwindigkeit ge- 60 sackens erforderlich ist.

nommen (wobei D der Differentialquotient für die F i g. 2 zeigt für den Landeanflug eines besonderen

Differenzierung nach der Zeit ist). Die Soll-Nickge- Turbinenstrahl-Luftfahrzeugs mit zwei Triebwerken die

schwindigkeit (Z)(9)(Z, wie sie auf diese Weise dargestellt Veränderung des Wertes der Funktion (1) über einen

wird, wird unter der Einwirkung der Begrenzereinheit 6 Bereich von Anfluggeschwindigkeiten hinweg. Diese

auf einen Maximalwert begrenzt, der in Ausdrücken 65 Veränderung ist durch die Kurve I dargestellt, wobei

der Soll-Nickgeschwindigkeit beispielsweise 2,5°/Se- der Wert der Konstanten b mit 0,6 angesetzt ist und die

künde entspricht. Anfluggeschwindigkeiten jeweils als ein Verhältnis

Zusätzlich zu dem Signal, welches nominell der der entsprechenden Geschwindigkeit Vzur Durchsack-

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geschwindigkeit V₈ ausgedrückt sind. In F i g. 2 ist hoch ist. Dieses Zusammenspiel von Leistungsvermöaußerdem durch die unterbrochene gerade Linie II und gen und Steiggeschwindigkeit gleicht sehr stark dem für den Fall, bei welchem der der Konstante a 13 Grad für zivile Luftfahrzeuge niedergelegten Verfahrensplan beträgt, der Wert der Funktion (1) dargestellt, für wel- und wird einfach dadurch reproduziert, daß das Luftchen die Funktion (2) Null ist. Die Differenz in der 5 fahrzeug in der Längsneigungslage so gesteuert wird, Ordinate zwischen der Kurve I und der Linie II bei daß die Funktion (2) auf Null gehalten wird. F i g. 3 irgendeiner bestimmten Geschwindigkeit entspricht in veranschaulicht dies.

Stärke und Richtungssinn der durch das Instrument ge- In F i g. 3 wird durch die Linie III die Änderung des gebenen anfänglichen Forderung für die Nickbewegung. Steig-Gradienten y mit dem in der Steuerungsfunk-Der Wert der Forderung bzw. der Sollwert ist groß und io tion (2) enthaltenen Anstellwinkel« dargestellt, wobei entspricht im Richtungssinn dem Hochstellen des Bugs die Werte α und b wie vorher mit 13 Grad bzw. 0,6 einfür eine Anfiuggeschwindigkeit von 1,5 V₃ und nimmt gesetzt sind. Die Linie III (da Θ = oc + y ist) ist die ab mit der Abnahme der Anfluggeschwindigkeit bis zu Linie

der Geschwindigkeit, 1,16 V_s, bei welcher er Null wird. _

Bei Anfluggeschwindigkeiten von weniger als 1,16 V₈ i₅ ^{1)öa + 0}^ ~ ^Li

entspricht der Sollwert im Richtungssinn dem Herun- und diese schneidet die Kurven IV-VI, die jeweils die

terdrücken des Bugs. Jedoch entstehen keine großen Änderung des Aufstiegvermögens des Luftfahrzeugs

»Bugabwärts«-Werte, es sei denn, daß die Geschwindig- mit einem Anstellwinkel « unter drei verschiedenen

keit sehr viel geringer ist als diese. Leistungsbedingungen darstellen. Die Kurven IV und

Die Anzeige, die durch das Anzeigegerät 9 gegeben 20 VI gelten jeweils für die hohen und niedrigen Extreme wird, weist den Piloten an, einen passenden Steig- der Leistungsbedingungen, während die Kurve V für Gradienten y für die Aufsteigphase zu erzielen, die der eine mittlere Bedingung gilt, unter welcher das Ge-Aufricht-Nickbewegung des Durchstartmanövers folgt. wicht hoch ist, aber beide Triebwerke in Betrieb sind. Durch Befolgung der Anweisung des Anzeigegerätes 9, Der Schnittpunkt der Linie III mit jeder Kurve IV-VI die Funktion (3) auf Null zu halten, wird auch die 25 zeigt den Auf stieg- Anstell winkel an, der sich daraus erFunktion (2) auf Null gehalten. Jede Abweichung gibt, daß eine Funktion (2) unter der betreffenden vom entsprechenden Steig-Gradienten y führt zu einer Leistungsbedingung auf Null gehalten wird.
Abweichung der Funktion (3) von Null, und die nach- Die obigen detaillierten Erwägungen haben lediglich folgende Abweichung der Funktion (3) von Null, die diejenige Situation in Betracht gezogen, die bei Beginn durch das Anzeigegerät 9 anzeigt gewird, gibt dem 30 des Durchstartmanövers und mit der stetigen Aufstieg-Piloten die Anweisung, eine Nickbewegung des phase vorherrscht. Nichtsdestoweniger ist die durch Luftfahrzeugs im entsprechenden Richtungssinn und in das Anzeigegerät 9 gegebene Anzeige über den daeiner entsprechenden Geschwindigkeit zu erzeugen, um zwischenliegenden Teil des Manövers hinweg für den die Funktion (2) wieder auf Null und das Luftfahrzeug Piloten ein Hinweis dafür, die Längsneigungs- bzw. auf den passenden Flugweg zurückzubringen. Die 35 Nickbewegung hervorzurufen, die erforderlich ist, um Größe der geforderten Nickgeschwindigkeit geht auf die Funktion (2) auf Null zu reduzieren und das geNull zurück, und zwar in dem Maße, wie das Luft- wünschte Aufrichten vom Anflugweg in den entsprefahrzeug allmählich auf diesen Flugweg gebracht wird. chenden Aufstiegweg zu erzielen. Das Anzeigegerät 9

Der entsprechende bzw. brauchbare Steig-Gradienty gibt in Übereinstimmung mit Funktion (3) dem Piloten des Aufsteig-Flugweges verändert sich vom einen Flug 40 die Anweisung, dieses Aufrichten mit einer kontrollierzum anderen und ist in der Hauptsache vom Gewicht ten und begrenzten Nickgeschwindigkeit hervorzubrindes Luftfahrzeugs und vom verfügbaren Schub ab- gen. Über das gesamte Durchstartmanöver hinweg (und hängig. Für den oben in Verbindung mit F i g. 2 ge- genau von dem Augenblick ab, wo es eingeleitet wird) nannten Typ des Turbinenstrahl-Luftfahrzeugs ändert weist daher das Anzeigegerät 9 den Piloten an, das sich der Bereich des erreichbaren Steig-Gradienten y 45 Luftfahrzeug in einer entsprechenden Weise in der von etwa 20 Grad für Hochleistungsbedingungen (ge- Längsneigungslage zu steuern, um einen zufriedenstelringes Gewicht, beide Triebwerke in Betrieb) bis ab- lenden Flugweg zu erreichen, und dies gilt über einen wärts auf gerade über 1 Grad für Bedingungen gerin- weiten Bereich von Leistungsbedingungen des Luftger Leistung (hohes Gewicht und mit nur einem Trieb- fahrzeugs. Zusätzlich zur Unterweisung des Piloten werk in Betrieb und in Fällen hoher Atmosphären- 50 über das Durchstarten hinweg kann das Instrument temperatur über einem hochgelegenen Flughafen). auch in einer vergleichbaren Weise dazu verwendet Auch die Aufstieggeschwindigkeit wirkt sich auf den werden, den Piloten in entsprechender Weise über Steig-Gradienten y aus; doch ist dies, verglichen mit mindestens die Aufricht- und Aufstiegphasen des den Auswirkungen des Gewichts und des Schubs, Starts zu leiten.

normalerweise über den durchweg in der Praxis ver- 55 Die durch das Anzeigegerät 9 gegebene Anzeige wird

wendeten Bereich von Geschwindigkeiten hinweg nicht dem Piloten nur dann zur Verfügung gestellt, wenn er

von Bedeutung. während eines Landeanflugs das Durchstartmanöver

Wenn Funktion (2) für die Aufstiegphase auf Null einleitet. Zu diesem.Zweck kann ein vom Piloten zu begehalten wird, dann paßt der Wert des Anstellwinkels tätigender einfacher Schalter zwischen dem Summier-(und dadurch der Geschwindigkeit), der in Überein- 60 verstärker 7 und dem Anzeigegerät 9 vorgesehen werstimmung mit dem Aufstiegvermögen des Luftfahrzeugs den, damit das die Funktion (3) darstellende Signal erzielt wird, ganz gut zu den vorherrschenden Lei- dem Anzeigegerät 9 nur dann zugeführt wird, wenn das stungsbedingungen, und dies gilt über den ganzen Be- Durchstarten durchzuführen ist. Dieser Schalter kann reich von Leistungsbedingungen des Luftfahrzeugs beispielsweise so eingerichtet sein, daß er automatisch hinweg. Wenn das Aufstiegvermögen gering ist, dann 65 betätigt wird, wenn die Maschinendrosseln während ist der Anstellwinkel groß und die Geschwindigkeit ge- eines Landeanflugs schnell geöffnet werden. Wenn ein ring, während dann, wenn das Aufstiegvermögen groß Schalter in der obigen Weise verwendet wird, dann ist, der Anstellwinkel klein und die Geschwindigkeit wird die Leitforderung als ein plötzlicher Wechsel in

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der Anzeige des Anzeigegerätes 9 gegeben, und wenn entsprechend wird das Ausgangssignal vom Summierdies als verwirrend empfunden wird, so kann Vorzugs- verstärker 16 auf Null gehalten, bis der Druckknopfweise die Anordnung so getroffen werden, daß die For- schalter 18 betätigt wird. Wenn das Durchstartmanöderung allmählich eingeführt wird. In diesem Zusam- ver eingeleitet wird, betätigt der Pilot den Schalter 18, menhang kann die gewünschte allmähliche Einführung 5 wodurch der Kontaktsatz 17 geschlossen und das Ausder Forderung bei dem System der F i g. 1 einfach da- gangssignal des Summierverstärkers 16 dem Anzeigedurch erzielt werden, daß bis zur Betätigung des Schal- gerät 19 zugeführt wird. Durch die Betätigung des ters, um dadurch das Durchstarten einzuleiten, die der Schalters 18 wird außerdem über den Kontaktsatz 20 Forderung DQa durch den Begrenzer 6 auferlegte der Widerstand 22 an den Kondensator 21 angeschlos-Grenze 0 Grad pro Sekunde ist, und daß diese Grenze io sen. Wenn auch somit anfänglich der Wert des dem allmählich bis auf ihren vollen Wert, der Betätigung Anzeigegerät 19 zugeführten Signals Null ist, so steigt des Schalters folgend, erhöht wird. dieser Wert exponentiell in Richtung auf den Wert des

Wenn auch bei dem oben mit Bezug auf F i g. 1 be- Ausgangssignals vom Summierverstärker 12 her an,

schriebenen Instrument der auf der Funktion (2) basie- und zwar in dem Maße, wie sich der Kondensator 21

rende Sollwert als ein Sollwert für die Nickgeschwindig- 15 über den Widerstand 22 entlädt. Die Zeitkonstante der

keit gegeben wird, so muß dies nicht unbedingt so sein. Entladung beträgt beispielsweise 2 Sekunden, und

Anstatt den Wert der Funktion (2) mit der Nickge- wenn einmal der Kondensator 21 völlig entladen ist,

geschwindigkeit des Luftfahrzeugs zu vergleichen und dann zeigt das Anzeigegerät 19 danach den vollen

dann die Differenz wiederzugeben, kann der Wert der Wert des Ausgangssignals vom Summierverstärker 12

Funktion (2) auch direkt wiedergegeben werden, wobei 20 her an, d.h., den Wert der Funktion (2). Der Pilot

der Pilot dadurch die Weisung erhält, den angezeigten steuert das Luftfahrzeug in der Längsneigungslage, um

Wert wie vorher auf Null zu reduzieren, jedoch in die Anzeige und dadurch den Wert der Funktion (2)

diesem Falle nicht mit einer kontrollierten Geschwin- auf Null zu reduzieren und dementsprechend das ange-

digkeit. Die zweite Ausführungsform von Luftfahr- messene Aufsteigen zu erzielen. Die Anzeige zeigt ein-

zeuginstrument, die mit Bezug auf F ig. 4 zu beschreiben 25 fach das Ausmaß, um welches die Funktion (1) von

ist, ist eine solche, bei der der Wert der Grundsteuer- der Konstanten α abweicht, und gibt nicht eine An-

funktion (2) direkt wiedergegeben wird und die da- Weisung in bezug auf die Nickgeschwindigkeit, mit

durch gegebene Anweisung allmählich beim Einleiten welcher die Differenz auf Null zu reduzieren ist.

des Durchstartmanövers eingeführt wird. Wie die Voreinstelleinheit 5 der F i g. 1 kann auch

Gemäß F i g. 4 liefert ein Anstellwinkelfühler 11 30 die Voreinstelleinheit 15 so eingerichtet werden, daß einem Summierverstärker 12 ein Signal, welches dem deren Einstellung in Übereinstimmung mit der EinAnstellwinkel <x des Luftfahrzeugs entspricht, damit stellung der Klappen des Luftfahrzeugs geändert dieses darin mit zwei anderen Signalen kombiniert wird. Wo die Einstellung in dieser Weise geändert wird. Eines dieser beiden anderen Signale, welches wird, ist es in jedem Falle vorzuziehen, jede Änderung über eine Voreinstell-Widerstandseinheit 13 von einem 35 des Wertes a, welche durch Änderung in der Einstel-Längsneigungslagekreisel 14 her geliefert wird, stellt lung der Klappen erfolgt, sanft einzuführen. Sollte sich den Ausdruck b& dar, während das andere Signal, wel- darüber hinaus bei irgendeiner Anwendung herausstelches durch eine Voreinstelleinheit 15 geliefert wird, len, daß der Wert a, der so gewählt ist, daß er eine geden Wert α wiedergibt. eignete Aufstiegbedingung ergibt, keine genügend

Das Ausgangssignal des Summierverstärkers 12, 40 starke Forderung für eine Aufrichtbewegung zu Be-

welches dem Wert der Funktion (2) entspricht, wird ginn des Durchstartmanövers mit sich bringt, dann

unmittelbar einen Summierverstärker 16 zugeführt, kann dieser Wert vorübergehend verstärkt werden,

der über einen Kontaktsatz 17 eines Druckknopfschal- In letzterer Hinsicht kann unter beispielsweiser Bezug-

ters 18 mit einem Anzeigegerät 19 verbunden ist. Zu- nähme auf F i g. 4 das Verstärken des Wertes a da-

sätzlich dazu wird das Ausgangssignal des Summier- 45 durch erzielt werden, daß ein vorübergehendes Signal,

Verstärkers 12 einem Umschalte-Kontaktsatz 20 des welches eine Zunahme des Wertes α repräsentiert,

Schalters 18 zugeführt. Wenn der Schalter 18 unbe- dem Summierverstärker 12 zusätzlich zu dem von der

tätigt ist, dann ist der Kontaktsatz 17 geöffnet, während Einheit 15 herkommenden Signal übermittelt wird, wo-

der Kontaktsatz 20 das Ausgangssignal des Summier- bei das vorübergehende Signal bei Betätigung des

Verstärkers 12 an einem Kondensator 21 in Er- 50 Schalters 18 erzeugt wird und exponentiell auf Null hin

scheinung treten läßt. Das am Kondensator 21 er- abnimmt.

scheinende Signal wird dem Summierverstärker 16 zu- Jedes der obenerwähnten Anzeigegeräte 9 und 19 geführt, damit es in diesem von dem unmittelbar vom kann von der allgemeinen Gattung sein, wie sie in der Summierverstärker 12 her gelieferten Signal abgezogen britischen Patentschrift 853 034 beschrieben ist, jedoch wird. Wenn der Schalter 18 betätigt wird, dann wird der 55 kann es auch eine normale Ausführungsform von Kontaktsatz 17 geschlossen, um das Ausgangssignal Leithorizontinstrument oder ein Meßgerät von herdes Summierverstärkers 16 an das Anzeigegerät 19 kömmlicher Bauart mit Nullmarke in der Mitte sein, weiterzugeben, und der Kontaktsatz 20 wird umge- Im ersteren Falle kann jedes Anzeigegerät speziell so schaltet, um die über diesen erfolgende Weitergabe des sein, wie es in der britischen Patentschrift 886 136 beSignals vom Summierverstärker 12 her zu unterbre- 60 schrieben ist, und einen oder mehrere zylindrische chen und einen Widerstand 22 an den Kondensator 21 Bauteile aufweisen, von denen jeder zur Ausführung anzuschalten. einer Drehung um seine Längsachse gelagert ist

Während eines Landeanflugs und vor dem Einleiten und ein koaxial dazu verlaufendes, optisch unter-

eines Durchstartmanövers bleibt der Druckknopf- scheidbares Schraubenlinienband trägt, wobei der

schalter 18 unbetätigt, und unter diesen Umständen 65 zylindrische Bauteil in jedem Falle durch ein Servo-

wird das dem Wert der Funktion (2) entsprechende system mit einer Geschwindigkeit und in einem

Signal dem Summierverstärker 16 sowohl unmittel- Richtungssinn gedreht wird, die jeweils von der

bar als auch vom Kondensator 21 her zugeführt. Dem- Stärke bzw. dem Richtungssinn des durch das Anzeige-

gerät empfangenen Signals abhängig sind, so daß das Schraubenlinienband einen optischen Bewegungseffekt mit einer Geschwindigkeit und in einem Richtungssinn liefert, die jeweils von der Stärke bzw. dem Richtungssinn der Funktion (3) oder Funktion (2), je nachdem, abhängig sind. Wenn diese Art von Anzeigegerät verwendet wird, dann steuert der Pilot das Luftfahrzeug in der Längsneigungslage so, daß er den Zustand herbeiführt, in welchem sich die zylindrischen Bauteile nicht drehen, und er auf diese Weise dem entsprechenden Leitgesetz nachkommt.

Wenn auch bei der oben mit Bezug auf F i g. 1 beschriebenen Einrichtung das von der Nickgeschwindigkeit abhängige Signal durch das Netzwerke von dem Signal abgeleitet wird, welches dem Längsneigungswinkel© entspricht, kann es auch statt dessen von einem Nickgeschwindigkeitskreisel geliefert werden. Wenn auch darüber hinaus die Signale, die jeweils der Soll- bzw. Ist-Nickgeschwindigkeit entsprechen, im Verstärker? kombiniert werden, um ein Signal zu liefern, welches die Differenz zwischen ihnen darstellt, so muß dies nicht unbedingt der Fall sein. Die Einrichtung kann statt dessen ein Anzeigegerät aufweisen, das mit den beiden Signalen getrennt geliefert wird und Anzeigen von beiden in solcher Weise liefert, daß der Pilot in die Lage versetzt wird, die beiden leicht zu vergleichen. Ein solches Anzeigegerät kann zwei bewegliche Zeiger aufweisen, diejeweils in Übereinstimmung mit den beiden Signalen eingestellt werden, so daß die erforderliche Anzeige durch die Stellungen der beiden Zeiger relativ zueinander erfolgt. Die beiden Zeiger können entlang paralleler Wege, und zwar einer vor dem anderen, beweglich sein und können entlang die-

sen Wegen in Übereinstimmung mit den beiden Signalen eingestellt werden, so daß der vordere Zeiger direkt vor dem hinteren Zeiger liegt, wenn die Funktion (3) im wesentlichen Null ist. Unter diesen Umständen kann der hintere Zeiger eine Breite, gemessen in Richtung seines Bewegungsweges, haben, die wesentlich größer ist als die entsprechende Breite des vorderen Zeigers, wobei der vordere Zeiger in Übereinstimmung mit dem von der Nickgeschwindigkeit abhängigen Signal eingestellt wird, während der hintere Zeiger in Überein-Stimmung mit dem von der Soll-Nickgeschwindigkeit abhängigen Signal eingestellt wird. Ähnliche Erwägungen gelten mit Bezug auf die Anzeige der Differenz zwischen Funktion (1) und dem Wert der Konstante a im Falle der Einrichtung gemäß F i g. 4.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentanspruch:

Luftfahrzeuginstrument, bei welchem eine visuelle Darstellung bzw. ein Signal erzeugt wird, welche bzw. welches bei der Steuerung des Luftfahrzeugs in der Nicklage während des Steigflugs jeweils in Abhängigkeit vom Anstellwinkel <x des Luftfahrzeugs sowie dem Produkt aus dem Nicklagewinkel Θ und einem voreinstellbaren oder entsprechend den vorherrschenden Flugbedingungen programmierbaren positiven Faktor (b) den Flugzeugführer anweist bzw. den Autopiloten betätigt, dadurch gekennzeichnet, daß die visuelle Darstellung bzw. das Signal von der Abweichung der Funktion λ + b€) von einem einstellbaren Wert α abhängig ist, wobei die Darstellung bzw. das Signal den Flugzeugführer so leitet bzw. den Autopiloten so betätigt, daß sich der Wert der Funktion λ -f- b& dem Wert α angleicht.