DE1531552C3

DE1531552C3 - Steuersystem für Hubschrauber und Vertikalstartflugzeuge

Info

Publication number: DE1531552C3
Application number: DE1531552A
Authority: DE
Inventors: Joseph John East Haven Conn. Corso (V.St.A.)
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: Raytheon Technologies Corp
Priority date: 1966-12-14
Filing date: 1967-12-14
Publication date: 1979-05-17
Also published as: GB1204899A; DE1531552A1; DE1531552B2; FR1555821A; US3471108A

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Steuersystem für Hubschrauber und Vertikalstartflugzeuge zur Erzielung eines vorgebbaren Flugprofils mit einem Fluggeschwindigkeitsregler, einem Flughöhenregler sowie einem Programmgeber.

In Verbindung mit Hubschrauber und Vertikalstartflugzeugen sind an sich verschiedene Kursregler bekannt (US-PS 3 284617; Zeitschrift »Engineering«

-'° v. 8. 7. 1966 S. 85 bis 92 oder Zeitschrift »Flugwelt« 1965 S. 284 bis 286). Hierbei wird in jedem Fall in Verbindung mit einer Plattform der Kurs des Flugzeuges ausgerichtet, wobei in einem Fall (US-PS 3 284617) die Plattform bei einem Kurswechsel in ih- /

-*> rer Lage verändert wird.

Es ist auch bekannt (Buch »Hubschrauber und Vertikalstartflugzeuge« von W. Just, 1962 S. 120 bis 123 in Verbindung mit S. 110/111 und 144/145), daß in gewissen Geschwindigkeitsbereichen zwischen einer Bewegung in der Horizontalen und in der Vertikalen eine bestimmte Abhängigkeit gegeben sein muß, damit der Flugzustand nicht als gefährlich zu bezeichnen ist.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein vorgebbares Flugprofil anzugeben und automatisch abzuwickeln, bei welchem die Motorleistung zum Steigen und Horizontalfliegen optimal ausgenutzt wird, um automatisch jeweils neu einzustellende Zielpunkte anfliegen zu können, wobei mit Sicherheit die »gefährlichen« Geschwindigkeitsabhängigkeiten vermieden sind.

Diese Aufgabe wird mit dem Steuersystem nach der Erfindung gemäß dem Kennzeichendes Anspruches 1 erfüllt.

Bei dem Steuersystem nach der Erfindung wird also nach Erreichen einer vorgegebenen Ausgangshöhe, in C welcher das Flugzeug zunächst schwebt, vom Programmgeber dem Flugzeuggeschwindigkeitsregler und dem Flughöhenregler ein erstes Paar von Steuerbefehlen aufgeschaltet, die das Flugzeug bei konstanter Höhe auf eine vorbestimmte Geschwindigkeit beschleunigen. Nach Erreichen der vorbestimmten Geschwindigkeit wird vom Programmgeber den beiden Reglern ein zweites Paar von Steuerbefehlen zugeführt, womit diese Regler das Flugzeug bei konstanter Geschwindigkeit auf eine vorgegebene bestimmte Höhe steuern.

Anhand der folgenden Beschreibung in Verbindung mit den Zeichnungen wird der Aufbau eines Programmgebers in Verbindung mit einem zur Abwicklung des Programmes notwendigen, in seiner Funktion an sich bekannten Kursregler beschrieben. Es zeigt

Fig. 1 teils in schematischer perspektivischer Darstellung und teils als Blockschaltbild einen Programmgeber mit einem Kursregler zur Realisierung des Steuersystems nach der Erfindung,

Fig. 2 Teile eines gegenüber Fig. 1 abgewandelten

Kursreglers.

In den Zeichnungen bezeichnen die Bezugszeichen folgende Anschlüsse, Schaltkreise bzw. Bauteile des im einzelnen gezeigten Programmgebers mit Kursregler:

1 1. Ausgangssignal

2 2. Ausgangssignal

3 3. Ausgangssignal

4 4. Ausgangssignal

5 5. Ausgangssignal

10 bis 19 Relais mit entsprechend bezifferten Kontakten.

21 Plattform

22 Kurskreisel (22« Achse)

23 Querkurskreisel

24 Vertikal-(Azimut)-Kreisel

25 Kurs-Beschleunigungsmesser (25a Achse)

26 Querkurs^Beschleunigungsmesser

27 Beschleunigungsmesser

28 Plattformdrehmomentmotor

29 Plattformdrehmomentmotor

30 Plattformdrehmomentmotor

31 Verstärker

32 Verstärker

33 Verstärker

34 Synchronmotor

35 Signaltrennstufe

36 Magnetflußgatter

37 Steuerwandler

38 Differential

39 Signaltrennstufe

40 Signaltrennstufe

41 Spannungsquelle = Winkelgeschw. Erde

42 Winkelfunktionsgeber

43 manuelle Steuerung

44 manuelle Steuerung für Bodenlinie θ

45 manuelle Steuerung für geogr. Breite L

46 Mischkreis

47 Integrator

48 Mischkreis

49 Integrator

50 Mischkreis

51 Mischkreis

52 Potentiometer für Abstandseinstellung

53 Spannungsquelle

54 Mischkreis

55 Mischkreis

56 Integrator

57 Widerstand

58 Mischkreis

59 Mischkreis

60 Mischkreis

61 Integrator

62 Mischkreis

63 Integrator

64 Mischkreis

65 Misch kreis

66 Mischkreis

67 Integrator

68 Wideband

69 Integrator

70 Misch kreis

71 Mischkreis

72 Integrator

73 Mischkreis

74 Misch kreis

75 Wandler (Fhiggesclnvindigkeitsgeber)

76 Flip-Flop

77 Mischkreis

78 Flip-Flop

79 Mischkreis

80 Flip-Flop

81 UND-Schaltung

82 Motor für Kabelantrieb

83 Anschlag

84 Anschlag

85 manuell betätigbarer Schalter

86 Wegnehmer

87 Wegnehmer

88 zykl. Quersteuerung

89 zykl. Längssteuerung

90 Drehgeschwindigkeitskreisel

91 Kreiselhorizont

92 Querbeschleunigungsmesser

93 Mischkreis

94 Kursteuerung

95 Höhenmesser

96 Mischkreis

97 Spannungsquelle entspr. Erdbeschleunigung

98 Mischkreis

99 Integrator (Vertjkalgeschwindigkeitsintegrator)

100 Mischkreis

101 Integrator (Höhenintegrator)

102 Widerstand

103 Mischkreis

104 Spannungsquelle entspr. 152,4 ni

105 Spannungsquelle entspr. 15,24 m

106 Spannungsquelle entspr. 11,38 m

107 Mischkreis

108 Flip-Flop

109 Mischkreis

110 Sammelsteuerung

111 Wandler für Motorleistungsabgabe

112 Hysteresekreis

113 Hysteresekreis

114 Hysteresekreis

115 Höhensubtraktionskreis

116 Flip-Flop

117 Mischkreis

118 Mischkreis

119 Mischkreis

120 Spannungsquelle entsprechend 222,24 km/h Fluggeschwindigkeit

121 Spannungsquelle entsprechend 111,12 km/h Fluggeschwindigkeit

122 Abstands-Subtraktionskreis

123 innerer kardanischer Bügel

124 äußerer kardanischer Bügel

132 UND-Kreis

133 UND-Kreis

134 UND-Kreis

135 UND-Kreis

140 Zeitgeber

141 ODER-KREIS

142 UND-KREIS

143 Zähler

144 ODER-Kreis

145 Hochpass

146 Flip-Flop

147 Flip-Flop

148 ODE· R- K reis

149 ODHR-Krcis

Im einzelnen ist in Fig. I eine Plattform 21 dargestellt, wie sie zur automatischen Kursregelung von Hubschraubern od. dgl. auf dem Flug/eng vorzusehen

10 Ji

sind. Auf. dieser Plattform sind Kreisel 22, 23 und 24 sowie Beschleunigungsmesser 25, 26 und 27 angeordnet. Voraussetzungsgemäß soll das zu steuernde Flugzeug längs einer Bodenleitlinie, das ist die direkte Verbindung zwischen Ausgangs- und Zielpunkt, geführt werden. Hierzu ist die wirksame Achse 25« des Beschleunigungsmessers 25 nach der Bodenleitlinie ausgerichtet, die im folgenden kurz als Bodenlinie bezeichnet ist. Der Beschleunigungsmesser 25 ist somit auch auf den IST-Flugkurs ausgerichtet. Die mit 22a bezeichnete Achse des Kreisels 22 ist horizontal und im rechten Winkel zur Achse 25a des Beschleunigungsmessers 25 ausgerichtet, weshalb der Kreisel 22 den auf den Kurs ausgerichteten Kreisel bildet.

Die wirksame Achse des Beschleunigungsmessers 26 ist horizontal und im rechten Winkel zum gewünschten Kurs ausgerichtet. Dieser Beschleunigungsmesser wird deshalb als sogenannter »Querkurs«-BeschIeunigungsmesser bezeichnet. Der Kreisel 23 arbeitet durch seine Anordnung als »Querkurse-Kreisel. Das Ausgangssignal dieses Kreisels wird über einen Verstärker 32 einem Plattformdrehmomentmotor 29 zugeführt, der auf einem inneren kardanischen Bügel 123 befestigt ist. Das Augangssignal des Kreisels 22 wird über einen Verstärker 31 einem Drehmomentmotor 28, der auf einem äußeren kardanischen Bügel 124 befestigt ist, zugeführt zur Steuerung des inneren kardanischen Bügels. Das Ausgangssignal des vertikalen oder Azimut-Kreisels 24 steuert über einen Verstärker 33 einen Drehmomentmotor 30 zur Einstellung des äußeren kardanischen Bügels, relativ zum Flugzeug. Der Drehmomentmotor 30 treibt synchron mit den Bewegungen des äußeren kardanischen Bügels 124 die Rotoren eines Synchronmotors 34 und einer Signaltrennstufe 35 an. Das Flugzeug ist mit einem Magnetflußgatter 36 versehen, dessen Ausgangssignale dem Stator eines Steuerwandlers 37 zugeführt werden. Die Rotorausgangssignale des Wandlers 37 werden mit dem Stator des Synchronmotors 34 zugeführt. Der Rotor des Steuerwandlers 37 wird durch die Ausgangswelle eines mechanischen Differentials 38 mechanisch eingestellt.

Eine Eingangswelle des Differentials 38 wird in Übereinstimmung mit der an der angenommenen Position des Flugzeuges auftretenden magnetischen Änderung durch eine manuelle Steuerung 43 eingestellt. Eine manuelle Steuerung 44 wird in Übereinstimmung mit dem gewünschten Kurs Θ jeweils von einem Punkt zum nächsten eingestellt. Die manuelle Steuerung 44 treibt eine zweite Eingangswelle des Differentials 38 und den Rotor einer Signaltrennstufe 39. Eine manuelle Steuerung 45 wird in Übereinstimmung mit der in der angenommenen Position des Flugzeuges gegebenen geographischen Breite eingestellt. Die manuelle Steuerung 45 wird auf die geographische Breite L, in welcher sich das Flugzeug befindet, eingestellt und steuert die Stellungen der Rotoren von Signaltrennstufen 40 und 42. Der Rotor der Signaltrennstufe 40 wird durch eine Spannungsquelle 41 erregt, deren Maß der Winkelgeschwindigkeit w der Erde um ihre polare Achse gleichgesetzt wird. Der Stator der Signaltrennstufe 40 erzeugt daher dem Betrag (w ■ cos L) bzw. dem Betrag (w · sin L) entsprechende Signale. Das dem Wert (w ■ cos L) entsprechende Ausgangssignal der Signaltrennstufe 40 wird dem Rotor der Signaltrennstufe 39 zugeführt, die wiederum Statorausgangssignale (w ■ sin Θ · cos L) und (w ■ cos L · cos Θ) erzeugt.

Der Ausgang des auf den Flugkurs eingestellten Beschleunigungsmessers 25 ist mit einer positiven Eingangsklemme eines Mischkreises 46 verbunden,

"> dessen Ausgangssignal einen Integrator 47 treibt. Der Ausgang des Integrators 47 ist über einen normalerweise geöffneten Relaiskontakt 10/mit einem negativen Eingang des Mischkreises 46 und mit einem positiven Einlaß eines Mischkreises 48 gekoppelt, dessen

K) Ausgangssignal einen Integrator 49 treibt. Der Ausgang des Integrators 49 ist über einen normalerweise geöffneten Relaiskontakt 10g mit dem negativen Eingang des Mischkreises 48 und mit einem negativen Eingang eines Mischkreises 50 verbunden, dessen Ausgang mit einem positiven Eingang eines Mischkreises 51 gekoppelt ist.

Ein Potentiometer 52 ist manuell justiert, um eine dem Abstand D zwischen der vorliegenden und der folgenden Eintauchstelle einer Zielsucherkappe entsprechende Spannung zu schaffen. Der Ausgang des Potentiometers 52 ist über einen normalerweise geschlossenen Relaiskontakt 15 a an den positiven Eingang des Mischkreises 50 angeschaltet. Eine Spannungsquelle 53 erzeugt ein Signal, das einem horizontalen Abstand von 94,8 m gleichgesetzt wird. Diese Spannungsquelle ist durch einen normalerweise geöffneten Relaiskontakt 11a mit einem positiven Eingang des Mischkreises 51 verbunden. Der Ausgang des Beschleunigungsmessers 25 ist durch einen normalerweise geöffneten Relaiskontakt 1Oe mit einem Eingang eines Mischkreises 55 und mit dem Eingang eines Integrators 56 verbunden. Der Ausgang des Integrators 47 und das dem Wert (w · cos L · sin Θ) entsprechende Ausgangssignal des Winkelfunktionsgebers 39 sind mit zweiten und dritten Eingängen des Mischkreises 55 gekoppelt.

Die Ausgänge des Mischkreises 55 und des Integrators 56 sind mit ersten und zweiten Eingängen des Mischkreises 54 verbunden, dessen Ausgang mit dem Drehmomenteinlaßteil des Kreisels 22 gekoppelt ist. Der Ausgang des Integrators 47 ist über einen elektrischen Widerstand 57 mit einem negativen Eingang des Mischkreises 51 verbunden. Dem elektrischen Widerstand 57 ist ein normalerweise geöffneter Relaiskontakt 11 b parallel geschaltet.

Das Ausgangssignal des Integrators 47 stellt die Kursgeschwindigkeit ν des Flugzeuges dar. Dieses Ausgangsignal wird der Rotorwicklung des Winkelfunktionsgebers 42 zugeführt, die wiederum ein der

so Coriolis-Beschleunigung entsprechendes Statorausgangssignal von (v · sin L) erzeugt. Die Ausgänge des sogenannten »Querkurs«-Beschleunigungsmesser 26 und des Winkelfunktionsgebers 42 sind in einem Mischkreis 58 zusammengeführt. Der Ausgang des Mischkreises 58 ist mit einem positiven Eingang eines Mischkreises 60 und mit einem negativen Eingang eines Mischkreises 59 gekoppelt. Der Ausgang des Mischkreises 60 ist mit einem Integrator 61 verbunden. Der Ausgang des Integrators 61 ist mit einem

to positiven Eingang eines Mischkreises 62, mit einem negativen Eingang eines Mischkreises 64 und durch einen normalerweise geöffnetes Relaiskontakt 10c mit einem negativen Eingang des Mischkreises 60 verbunden. Der Ausgang des Mischkreises 62 liegt an

ö5 einem Integrator 63 an, dessen Ausgang mit einem positiven Eingang des Mischkreises 64 und durch einen normalerweise geöffneten Relaiskontakt 10b mit einem negativen Eingang des Mischkreises 62 gekop-

pelt ist. Der Ausgang des Mischkreises 64 ist mit einem positiven Eingang des Mischkreises 59 verbunden, dessen Ausgang mit einer Statorwicklung des Winkelfunktionsgebers 35 gekoppelt ist. Der Ausgang des Mischkreises 58 ist durch einen normalerweise geöffneten Kontakt 10 a mit einem Eingang eines Mischkreises 65 und mit dem Eingang eines Integrators 67 verbunden. Der Ausgang des Integrators 61 und das dem Wert (w ■ cos L ■ cos Θ) entsprechende Ausgangssignal des Winkelfunktionsgebers 39 werden zweiten und dritten Eingängen des Mischkreises 65 zugeführt. Die Ausgänge des Mischkreises 65 und des Integrators 67 sind mit ersten und zweiten Eingängen eines Mischkreises 66 gekoppelt, dessen Ausgangssignal dem Drehmomenteinlaß des quer zum Flugkurs ausgerichteten Kreisels 23 zugeführt wird.

Die Rotorausgangswicklung des Synchronmotors 34 ist über einen elektrischen Widerstand 68 mit einem Eingang eines Mischkreises 71, durch einen normalerweise geöffneten Relaiskontakt 1Od mit dem Eingang eines Integrators 69 und mit einem Eingang eines Mischkreises 70 verbunden. Das dem Wert (w · sin L) entsprechende Ausgangssignal des Winkelfunktionsgebers 40 und der Ausgang des Integrators 69 sind mit zweiten und dritten Eingängen des Mischkreises 70 gekoppelt. Der Ausgang des Mischkreises 70 ist mit einem zweiten Eingang des Mischkreises 71 verbunden, dessen Ausgang an den Drehmomenteingang des Azimut- oder vertikalen Kreisels 24 angeschaltet ist.

Der Ausgang des Integrators 47 ist mit einem positiven Eingang eines Mischkreises 73 verbunden. Ein Wandler 75 erzeugt ein Ausgangssignal, das entweder der tatsächlichen Fluggeschwindigkeit oder der angezeigten Fluggeschwindigkeit des Flugzeuges entlang seiner Längsachse entspricht. Der Ausgang des Wandlers 75 ist an einem positiven Eingang eines Mischkreises 74 angeschaltet. Der Ausgang des Mischkreises 73 ist mit einem negativen Eingang des Mischkreises 74 verbunden, dessen Ausgang an einem Integrator 72 liegt. Der Ausgang des Integrators 72 ist mit einem positiven Eingang des Mischkreises 73 gekoppelt. Mit 120 und 121 bezeichnete Spannungsquellen erzeugen Ausgangssignale, die den Fluggeschwindigkeiten 222,24 km/h bzw. 111,12 km/h gleichgesetzt sind. Die Ausgänge der Spannungsquellen 120 und 121 sind durch einen normalerweise geöffneten Relaiskontakt 12a bzw. einen normalerweiser geschlossenen Relaiskontakt 12fe mit einem positiven Einlaß eines Mischkreises 119 verbunden. Der Ausgang des Mischkreises 73 ist mit einem negativen Eingang des Mischkreises 119 gekoppelt. Der Ausgang des in Flugrichtung ausgerichteten Beschleunigungsmessers 25 ist mit einem negativen Eingang des Mischkreises 119 und mit einem negativen Eingang eines Mischkreises 77 verbunden. Der Ausgang des Mischkreises 119 ist an einen positiven Eingang eines Mischkreises 79 und an eine Flip-Flop-Schaltung 80 angeschaltet. Das Ausgangssignal des Mischkreises 50 wird einem Kreis 122 zugeführt, der von diesem Signal eine konstante Spannung subtrahiert, die einem horizontalen Abstand von 24,4 m entspricht. Das Ausgangssignal des Subtraktionskreises 122 treibt eine Flip-Flop-Schaltung 76. Der Ausgang des Mischkreises 51 ist mit einem positiven Eingang des Mischkreises 77 gekoppelt, dessen Ausgangssignal eine Flip-Flop-Schaltung 78 treibt. Die Ausgänge der Mischkreise 77 und 79 sind durch einen normalerweise geöffneten Relaiskontakt 14 b und einen normalerweise geschlossenen Relaiskontakt 14 a mit der anderen Statorwicklung des Winkelfunktionsgebers 35 verbunden. Der Ausgang der Flip-Flop-Schaltung 76 ist mit einem Eingang eines UND-Kreises 81 verbunden.

Der Ausgang des UND-Kreises 81 steuert über einen normalerweise geschlossenen Relaiskontakt 15 & einen zum Kabelantrieb dienenden Motor 82 im Sinne einer Kabelabgabe und damit ein Absenken einer Zielsucherkappe. Der Motor 82 ist mit einem Anschlag 83 versehen, der betätigt wird, wenn das Kabel eine Länge von z. B. 18,3 m erreicht. Ein manuell betätigbarer, unter der Wirkung einer Feder stehender Schalter 85 schaltet einen Haltekreis ein, der den Kabelantriebsmotor 82 derart betätigt, daß das Kabel eingezogen und damit die Zielsucherkappe angehoben wird. Bei vollständig eingefahrener Zielsucherkappe betätigt der Motor 82 einen Anschlag 84, der den Haltekreis für den Kabelantrieb ausschaltet.

Das zur Halterung der Zielsucherkappe dienende Kabel erstreckt sich durch einen mit einem Wegnehmer 86 versehenen Querbügel und durch einen mit einem Wegnehmer 87 versehenen Längsbügel. Ein Kreiselhorizont 91 erzeugt Längsneigungssignale P und Querneigungssignale B, die zur Vorspannung des Wegnehmers 87 bzw. 86 dienen. Die Vorspannungs-Ausgangssignale der Wegnehmer 86 und 87 stellen daher die Winkelabweichungen des Kabels von der tatsächlichen Vertikalen und nicht von den Flugzeugachsen dar. Die Rotorausgangssignale des Winkelfunktionsgebers 35 werden entsprechenden positiven Eingängen von Mischkreisen 117 bzw. 118 zugeführt. Der Ausgang des Wegnehmers 86 ist durch einen normalerweise geöffneten Relaiskontakt 10 h mit einem positiven Eingang des Mischkreises 117 verbunden, dessen Ausgangssignal die zyklische Quersteuerung 88 des Hubschraubers betätigt. Der Ausgang des Wegnehmers 87 ist durch einen normalerweise geöffneten Relaiskontakt 1Oi mit einem positiven Eingang des Mischkreises 118 gekoppelt, dessen Ausgangssignal die zyklische Längssteuerung 89 des Hubschraubers betätigt.

Das Flugzeug ist mit einem Drehgeschwindigkeitskreisel 90 versehen, der ein einem negativen Eingang eines Mischkreises 93 zugeführtes Ausgangssignal erzeugt. Das Querneigungssignal des Kreiselhorizonts 91 wird einem positiven Eingang des Mischkreises 93 zugeführt. Das Flugzeug ist zusätzlich mit einem gleitgehemmten Querbeschleunigungsmesser 92 versehen. Der Ausgang des Beschleunigungsmessers 92 ist mit einem positiven Eingang des Mischkreises 93 gekoppelt, dessen Ausgangssignal eine Kurssteuerung

94 des Flugzeuges betätigt.

Das Flugzeug ist entweder mit einem Funk- oder Schallhöhenmesser 95 versehen, der die absolute Höhe mißt. Vorzugsweise wird ein Schallhöhenmesser

95 verwendet, der eine Einrichtung zur Kompensation der durch Temperaturschwankungen verursachten Schallgeschwindigkeitsänderungen enthält. Als Höhenmesser kann ein mit kontinuierlichen Wellen, mit Impulsen oder mit einem modulierten Träger arbeitender Höhenmesser verwendet werden, wobei entweder eine Trägermodulation der Amplitude oder der Frequenz erfolgt. Der Ausgang des vertikalen Beschleunigungsmessers 27 ist mit einem positiven Eingang eines Mischkreises 98 verbunden. Dem Mischkreis 98 wird von einer Spannungsquelle 97 eine

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ίο

negative Spannung zugeführt, welche der mittleren Erdbeschleunigung entspricht. Der Ausgang des Mischkreises 98 ist mit einem Integrator 99 verbunden, dessen Ausgang mit einem positiven Eingang eines Mischkreises 100 gekoppelt ist. Der Ausgang des Mischkreises 100 ist mit einem Integrator 101 verbunden, dessen Ausgang mit einem negativen Eingang eines Mischkreises 96 gekoppelt ist. Dem Mischkreis 96 wird vom Höhenmesser 95 ein positives Eingangssignal zugeführt. Der Ausgang des Mischkreises 96 >° ist mit positiven Eingängen der Mischkreise 98 und 100 gekoppelt. Der Ausgang des Integrators 99 ist durch einen elektrischen Widerstand 102 mit einem negativen Eingang eines Mischkreises 103 verbunden, dem von den Ausgängen des Integrators 101 und des '5 vertikalen Beschleunigungsmessers 27 weitere negative Eingangsimpulse zugeführt werden. Der elektrische Widerstand 102 ist durch einen normalerweise geöffneten Relaiskontakt 13 a nebengeschaltet.

Die Spannungen der mit 104,105 und 106 bezeichneten Spannungsquellen sind jeweils den Höhen 152,4 m, 15,24 m bzw. 11,38 m gleichgesetzt. Die Spannungsquellen 104 und 105 sind durch einen normalerweise geöffneten Relaiskontakt 16a bzw. einen normalerweise geschlossenen Relaiskontakt 16b mit einem positiven Eingang eines Mischkreises 107 verbunden. Die Spannungsquelle 106 ist durch einen normalerweise geöffneten Relaiskontakt 13b mit einem negativen Eingang eines Mischkreises 107 gekoppelt, der vom Ausgang des Mischkreises 103 ein positives Eingangssignal empfängt. Das Ausgangssignal des Addierkreises 107 treibt eine Flip-Flop-Schaltung 108 und ist mit einem positiven Eingang eines Mischkreises 109 gekoppelt, dessen Ausgangssignal eine Sammelsteuerung 110 des Hubschraubers betätigt. Das Flugzeug ist mit einem Wandler 111 versehen, der die prozentuale Leistungsabgabe des Motors mißt. Der Wandler 111 ist mit den Eingängen von Hysteresekreisen 112, 113 und 114 gekoppelt. Der Hysteresekreis 112 erzeugt nur dann Ausgangssignale, wenn die Motorleistung 90% überschreitet, wobei je 1 % Überschreitung Ausgangssignale erzeugt werden, die einer Luftgeschwindigkeit von 20,37 km/h entsprechen. Der Hysteresekreis 113 erzeugt nur dann Ausgangssignale, wenn die Motorleistung 85% überschreitet, wobei je 1% Überschreitung Ausgangssignale erzeugt werden, die einer Höhe von 24,4 m entsprechen. Der Hysteresekreis 114 erzeugt nur dann Ausgangssignale, wenn die Motorleistung 80% überschreitet, wobei je 1% Überschreitung Ausgangssignale erzeugt werden, die einer Fluggeschwindigkeit von 20,37 km/h gleichgesetzt sind. Der Ausgang des Hysteresekreises 113 ist durch einen normalerweise geöffneten Relaiskontakt 18a mit einem negativen Eingang des Mischkreises 109 gekoppelt. Die Ausgänge der Hysteresekreise 112 und 114 sind durch einen normalerweise geöffneten Relaiskontakt 17a bzw. 19a mit einem negativen Eingang des Mischkreises 79 gekoppelt. Das Ausgangssignal des Integrators 101 wird einem Kreis 115 zugeführt, der von diesem Signal eine einer Höhe von 18,3 entsprechende konstante Spannung subtrahiert. Das Ausgangssignal des Subtraktionskreises 115 wird einer Flip-Flop-Schaltung 116 zugeführt, deren Ausgang mit einem zweiten Eingang des UND-Kreises 81 verbunden ist.

In der Darstellung nach Fig. 1 sind mehrere, im .Schaltschema nach Fig. 2 verwendete, aufeinanderfolgende Ausgänge vorgesehen. Der Anschlag 83 erzeugt ein Ausgangssignal 1. Der Anschlag 84 erzeugt ein Ausgangssignal 2. Die Flip-Flop-Schaltung 80 erzeugt ein Ausgangssignal 3. Die Flip-Flop-Schaltung 108 erzeugt ein Ausgangssignal 4. Die Flip-FIop-Schaltung 78 erzeugt ein Ausgangssignal 5, während die durch die Flip-Flop-Schaltungen 116 und 76 erzeugten Ausgangssignale mit 5a und Sb bezeichnet sind.

Gemäß Fig. 2 betätigt das durch den Anschlag 83 erzeugte Ausgangssignal 1 ein Relais 10, das die Relaiskontakte 10a bis 1Oi (s. Fig. 1) steuert. Darüber hinaus betätigt dieses Ausgangssignal 1 einen fünfstelligen Ringzähler 143 derart, daß dieser ein erstes Ausgangssignal abgibt. Ein 10 kHz-Zeitgeber 140 ist mit einem Eingang eines UND-Kreises 142 gekoppelt, dessen Ausgang an den Markiereingang des Zählers 143 angeschaltet ist. Das durch den Anschlag 84 erzeugte Ausgangssignal 2 wird einem Eingang eines UND-Kreises 132 zugeführt, der vom Ausgang A des Zählers 143 einen weiteren Eingangsimpuls empfängt. Der durch die Flip-Flop-Schaltung 80 erzeugte Ausgangsimpüls 3 wird einem Eingang eines UND-Kreises 133 zugeführt, der vom Ausgang B des Zählers 143 einen weiteren Eingangsimpuls erhält. Der durch die Flip-Flop-Schaltung 108 erzeugte Ausgangsimpuls 4 wird in einen Eingang eines UND-Kreises 134 eingespeist, der von dem mit C bezeichneten Ausgang des Zählers 143 einen zweiten Eingangsimpuls empfängt. Der durch die Flip-Flop-Schaltung 78 erzeugte Ausgangsimpuls 5 wird einem Eingang eines UND-Kreises 135 zugeführt. Die mit B, C und D bezeichneten Ausgänge des Zählers 143 sind mit einem ODER-Kreis 144 gekoppelt, dessen Ausgang mit einem zweiten Eingang des UND-Kreises 135 verbunden ist. Die Ausgänge des UND-Kreises 132 bis 135 liegen am ODER-Kreis 141 an, dessen Ausgang mit einem zweiten Eingang des UND-Kreises 142 gekoppelt ist. Das dem mit E bezeichneten Ausgang des Zählers 143 entnommene Ausgangssignal schaltet über ein Hochpaßfilter 145 eine Flip-Flop-Schaltung 146 ein. Das Ausgang'ssignal 5a der Flip-Flop-Schaltung 116 schaltet die Flip-Flop-Schaltung 146 aus. Das mit B bezeichnete Ausgangssignal des Zählers 143 schaltet die Flip-Flop-Schaltung 147 ein, die durch das Ausgangssignal Sb der Flip-Flop-Schaltung 76 ausgeschaltet wird. Die mit A und E bezeichneten Ausgänge des Zählers 143 sind an einen ODER-Kreis 148 angeschaltet. Die mit C und D bezeichneten Ausgänge des Zählers 143 sind einem ODER-Kreis 149 zugeführt. Die Flip-Flop-Schaltung

146 betätigt ein Relais 13, das Relaiskontakte 13a und 13b (s. Fig. 1) steuert. Die Flip-Flop-Schaltung

147 betätigt ein Relais 11, das Kontakte 11a und lib steuert. Das Ausgangssignal A des Zählers 143 betätigt ein Relais 15, das einen Kontakt 15a und den Kontakt 15 b steuert. Das Ausgangssignal D des Zählers 143 betätigt ein Relais 12, das die Kontakte 12a und 12b steuert. Der ODER-Kreis 148 betätigt ein Relais 14, das die Kontakte 14a und l4/> steuert. Der ODER-Kreis 149 betätigt ein Relais 16, das die Kontakte 16a und 16/? steuert. Das Ausgangssignal B des Zählers 143 betätigt ein Relais 17, das einen Kontakt 17« steuert. Das Ausgangssignal C des Zählers 143 betätigt ein Relais 18, das den Kontakt 18« steuert. Das Ausgangssignal /) des Zählers 143 betätigt ein Relais 19, das den in Fig. 1 mit 19« bezeichneten Relaiskontakt steuert.

Die Integratoren 56, 67 und 69 sind vorzugsweise mit motorgetriebenen Potentiometern versehen, so daß ihre Ausgangsspannungen konstant bleiben und keine Verschiebung erfahren, wenn ihre entsprechenden Relaiskontakte 1Oe, 10a bzw. 1Od geöffnet sind. Der Integrator 72 kann ebenfalls mit einem motorgetriebenen Potentiometer versehen sein. Die übrigen Integratoren 47, 49, 61, 63, 99 und 101 weisen vorzugsweise zerhackerstabilisierte Gleichstromverstärker mit Rückkopplungskondensatoren auf.

Es sei angnommen, daß sich der Hubschrauber in einer Höhe von 15,24 m befindet und das Kabel 18,3 m herabhängt, so daß die Zielsucherkappe 3,05 m eintaucht. Der Anschlag 83 erzeugt hierbei ein Ausgangssignal 1, welches das Relais 10 betätigt und den Zähler 143 derart ansteuert, daß dieser ein Ausgangssignal 1 erzeugt. Der Pilot justiert die Steuerung

43 und die geographische Breitensteuerung 45 in Übereinstimmung mit seiner angenommenen Position. Darüber hinaus justiert der Pilot die Steuerung

44 und das Potentiometer 52 in Übereinstimmung mit dem gewünschten Kurs und mit dem Abstand D zwischen der vorliegenden und der folgenden Eintauchstelle. Durch die Erregung des Relais 10 werden die Relaiskontakte 10a bis 10/ geschlossen. Durch die Relaiskontakte 10c und 10b werden die Quer- bzw. Seitenkurs-Geschwindigkeits- und Abstandsintegratoren 61 bzw. 63 auf den Wert Null zurückgestellt. Durch die Relaiskontakte 10/ und 10g werden der auf Kursgeschwindigkeit ausgerichtete Integrator 47 und der Abstandsintegrator 49 auf den Wert Null zurückgestellt.

Durch das Schließen des Kontaktes 10 a wird der Ausgang des Beschleunigungsmessers 26 mit dem Integrator 67 gekoppelt, der jedes beliebige Ausgangssignal erzeugt, das zur Kompensation im Kreisel 23 auftretenden Abweichung und zur Kompensation von Fehlern des (w ■ cos L ■ cos 0)-Ausgangssignals des Winkelfunktionsgebers 39 erforderlich ist. Wenn das Ausgangssignal des Querkursbeschleunigungsmessers Null ist, ergibt das Querkurssystem Null, wodurch die Plattform längs dieser Achse nivelliert ist. Der Winkelfunktionsgeber 42 kann keinen Fehler einführen, da das Ausgangssignal des Kursgeschwindigkeitsintegrators 47 auf Null zurückgestellt worden ist.

Bei geschlossenem Relaiskontakt 1Oe wird das Ausgangssignal des Kursbeschleunigungsmessers 25 dem Integrator 56 zugeführt, der das Ausgangssignal erzeugt, das erforderlich ist, um eine Abweichung des Kreisels 22 und Fehler des (w ■ cos L ■ sin Θ)-Ausgangssignals der Signaltrennstufe 39 zu kompensieren. Das Kurssystem ergibt nur dann Null, wenn das Ausgangssignal des Kursbeschleunigungsmessers 25 Null und damit die Plattform längs dieser Achse nivelliert ist.

Das Rotorausgangssignal des Synchronmotors 34 wird stets über einen die Empfindlichkeit reduzierenden elektrischen Widerstand 68 dem Azimutkreisel 24 zugeführt, um die Plattform nach dem gewählten Kurs 0 auszurichten. Die durch den Widerstand 68 bewirkte Azimutservorate ist verhältnismäßig niedrig, z. U. 1° pro Minute. Beigeschlossenem Relaiskontakt 1Oi/wird das durch die verstärkend wirkenden Mischkreise 70 und 71 hochverstärkte Rotorausgangssigna] des Synchronmotors 34 dem Drehmomenteingang des Azimutkreisels 24 zugeführt. Das hochverstärkte Signal dreht die Plattform mit z. B. 3^Q/sec rasch im Azimut in die Richtung des gewünschten neuen Kurses Θ. Das Rotorausgleichssignal des Synchronmotors 34 wird darüber hinaus dem Integrator 69 zugeführt, der das gewünschte Ausgangssignal erzeugt, das zur Kompensation der Abweichung des Azimutkreisels 24 und der Fehler des (vv-sin L)-Ausgangssignals des Winkelfunktionsgebers 40 dient. Falls anstelle recht weisender Kurse mißweisende Kurse geflogen werden sollen, kann auf die manuelle Steuerung 43 und das Differential 38 verzichtet werden, wobei die Steuerung 44 für den Kurs Θ den Rotor des Steuerwandlers 37 unmittelbar einstellt. Das Ausgangssignal des Querkursbeschleunigungsmessers 26 wird über Mischkreise 58 und 59 in den Winkelfunktionsgeber 35 eingespeist. Das mit 1 bezeichnete Ausgangssignal des Zählers 143 wird über den ODER-Kreis 148 in das Relais 14 eingespeist, das den Kontakt 14 a öffnet und den Kontakt 14 b schließt. Das Ausgangssignal des Kursbeschleunigungsmessers 25 wird über einen Mischkreis 77 und den Kontakt 14b in den Winkelfunktionsgeber 35 eingespeist. Der Winkelfunktionsgeber 35 wandelt die Ausgangssignale der Beschleunigungsmesser 25 und 26 in Komponenten für die Quer-und Längsachsen des Flugzeuges um, wonach sie in Mischkreise 117 bzw. 118 eingespeist werden, die wiederum die zyklische Quer- und Längssteuerung 88 bzw. 89 betätigen, um das Kabel in einer durch den Kreisel 91 gemessenen vertikalen Stellung zu halten. Hierdurch wird der Hubschrauber mit der Fluggeschwindigkeit Null in einer Schwebestellung gehalten, in der die Dämpfung der Beschleunigungsmesser 25 und 26 durch den Winkelfunktionsgeber 35 erfolgt. Das mit 1 bezeichnete Ausgangssignal des Zählers 143 betätigt ein Relais 15, wodurch ein Kontakt 15a geöffnet wird, derart, daß kein unwesentliches Abstandssignal vom Potentiometer 52 über die Mischkreise 50 und 51 in den Mischkreis 77 eingespeist werden kann. Das Ausgangssignal des Vertikalbeschleunigungsmessers 27 erfährt durch eine Spannungsquelle 97 eine Schwerkraftkorrektur, so daß das Ausgangssignal des Mischkreises 98 bei Abwesenheit einer vertikalen Beschleunigung des Flugzeuges im wesentlichen Null -ist. Die Augangssignale des Vertikalgeschwindigkeitsintegrators 99 und eines Höhenintegrators 101 werden zum Vergleich mit der durch die Spannungsquelle 105, die durch den Kontakt 16b des Relais 16 angekoppelt ist, befohlenen Höhe von 15,24 m über einen elektrischen Widerstand 102 und einem Mischkreis 103 in einem Mischkreis 107 eingespeist. Das Höhen-

^r>o fehlersignal wird anschließend über einen Mischkreis 109 der Sammelsteuerung 110 zugeführt und damit die Einschaltung der befohlenen Höhe gewährleistet. Die durch den Höhenintegrator 101 berechnete Höhe wird kontinuierlich mit der durch den Schallhöhen-

Y> messer 95 angezeigten Höhe verglichen. Der Schullhöhenmesser gibt nur die korrekte mittlere Höhe an, da seine Anzeige durch vorhandene Wellenberge und Wellentäler Schwankungen unterworfen ist. Das gering verstärkte Ausgangssignal des Mischkreises 96

M) wird den Mischkreisen 98 und 100 zugeführt, um das Ausgangssignal des Integrators 101 schrittweise an das mittlere Ausgangssignal des Schallhöhcnmesscrs 95 anzugleichen.

Wenn das Flugzeug in seiner Schwebestellung nicht

(,·-> in Windrichtung ausgerichtet ist, wird die zyklische Quersteuerung 88 aus ihrer neutralen Stellung verschoben und das Flugzeug seitlich geneigt. Hierdurch geben der Qiierlagewegnehmer des Horizonts 91 und

der Beschleunigungsmesser 92 Ausgangssignale ab, weiche die Kurssteuerung 94 betätigen und eine durch den Wandler 90 meßbare Drehung des Flugzeuges erzeugen, bis das Flugzeug in Windrichtung ausgerichtet ist, wonach das Querlageausgangssignal des Kreiselhorizonts 91 und das Ausgangssignal des Beschleunigungsmessers 92 Null sind.

Zum Anflug der nächsten Eintauchstelle muß der Pilot lediglich den Schalter 85 niederdrücken, da der gesamte anschließende Ablauf selbsttätig erfolgt. Wenn der Schalter niedergedrückt ist, wird der Haltekreis für den zum Einziehen des Kabels dienenden Antrieb eingeschaltet und damit der Kabelantriebsmotor 82 erregt. Sobald das Kabel eingezogen wird, beendet der Anschlag 83 die Abgabe eines Ausgangssignals. Das Relais 10 wird entregt, wodurch die Kontakte 10 a bis 10/ in ihre geöffneten Stellungen zurückkehren. Die Geschwindigkeitsabstandsintegratoren 47 und 49 können nun über den elektrischen Widerstand 57 bzw. die Mischkreise 50, 51 Signale in den Mischkreis 77 einspeisen, die schließlich über den Kontakt 146 zum Winkelfunktionsgeber 35 gelangen. Ähnliche Geschwindigkeits- und Abstandsintegratoren 61 und 63 können nun über Mischkreise 64 und Integrator 69 Signale in den Winkelfunktionsgeber 35 einspeisen. Der Winkelfunktionsgeber 35 wandelt diese in Koordinaten der Plattform gegebenen Geschwindigkeits-Abstands- un Beschleunigungsdaten in entsprechende, parallel zu den Quer- und Längsachsen des Flugzeuges gerichtete Komponenten um, wonach sie durch Mischkreise 117 bzw. 118 den zyklischen Quer- bzw. Längssteuerungen 88 bzw. 89 zugeführt werden. Das Flugzeug wird hierdurch in einer Schwebestellung gehalten und es kann während des Einziehens des Kabels nicht von seiner Stellung abweichen. Die Öffnung der Relaiskontakte 10 h und 10/ unterbindet die Einspeisung von vorgegebenen Kabelwinkelsignalen von den Wegnehmern 86 und 87 in die zyklischen Steuerungen. Das Azimutsystem wird lediglich durch den elektrischen Widerstand 68 auf eine niedrige Servorate herabgeregelt, so daß während des Fluges von einer Eintauchstelle zur nächsten momentane magnetische Anomalien die azimutale Orientierung der Plattform nicht stören. Durch die öffnung der Kontakte 10a, IQd und 1Oe wird die Zufuhr von Signalen zu den Integratoren 67, 69 bzw. 56 unterbrochen, so daß die Ausgangssignale dieser Integratoren die Signale aufrechterhalten, welche in den Kreiseln auftretende Abweichungen und Fehler in den Erdmaßeingangssignalen der Winkelfunktionsgeber 39 und 40 kompensieren.

Es kann auf die Komponenten 39, 40 und 41 verzichtet werden. In diesem Fall erzeugen die Integratoren 56, 67 und 69 die gesamten Erdmaßeingangsimpulse und nicht nur die Fehlerkorrekturen für die Eingangssignale der Winkelfunktionsgeber 39 und 40. Beim vorliegenden Trägheitsnavigator kann auf die Komponenten 39, 40 und 41 verzichtet werden, da nur geringe Höhen- und Längenänderungen auftreten, wenn der Abstand zwischen den Eintauchstellen kleiner als z. B. 16,093 km ist.

Bei vollständig hochgezogenem Kabel schaltet der Anschlag 84 die entsprechende Flip-flop-Schaltung ab, die wiederum den Kabelantriebsmotor 82 stoppt. Das mit A bezeichnete Ausgangssignal des Zählers 143 erregt den UND-Kreis 132. Der Anschlag 84 erzeugt ein Ausgangssignal 2, das über den erregten UND-Kreis 132 und den erregten ODER-Kreis 141 den UND-Kreis 142 derart erregt, daß der vom Zeitgeber 140 abgegebene nächste Impuls den Zähler 143 vom Ausgang A zum Ausgang B schaltet. Das Signal des Ausganges B des Zählers 143 bewirkt die Erregung eines Relais 17 und damit das Schließen eines Kontakts 17a und die Einschaltung einer Flip-Flop-Schaltung 147, wodurch das Relais 11 und die Kontakte 11a und 11 b geschlossen werden. Durch das Fehlen eines Signals am Ausgang A des Zählers 143 werden die Relais 14 und 15 entregt und damit die Kontakte 14a, 146, 15a und 15b in die gezeigten Stellungen geschaltet.

Beim Schließen des Kontaktes 14a wird das einer Fluggeschwindigkeit von 111,12 km/h entsprechende Befehlssignal der Quelle 121 über die Mischkreise 119 und 79 in den Winkelfunktionsgeber 35 eingespeist, welcher die zyklischen Steuerungen derart ansteuert, daß das Flugzeug längs des gewünschten Kurses fliegt. Die Grundgeschwindigkeit längs dieses Kurses, d. h.

die Fluggeschwindigkeit gegenüber dem Erdboden wird durch den Kursgeschwindigkeitsintegrator 47 geregelt. Die Meßeinrichtung 75 mißt die longitudinale Komponente der Fluggeschwindigkeit, wobei *- diese Messung jedoch durch Windböen und sonstige V vorübergehende Ereignisse verursachten Störungen beeinflußt wird. Folglich besitzt das Ausgangssignal des Mischkreises 73 einen konstanten oder mittleren Wert, der in Übereinstimmung mit der durch den Wandler 75 gemessenen mittleren Fluggeschwindigkeit steht und durch das Ausgangssignal des Grundgeschwindigkeitsintegrators 47 erzeugte trägheitsmäßig bestimmte Übergangswerte aufweist. Das Ausgangssignal des Mischkreises 73 ist daher ein verhältnismäßig störungsfreies Fluggeschwindigkeitssignal. Das Flugzeug beschleunigt in einer Höhe von 15,24 m auf eine Fluggeschwindigkeit von 111,12 km pro Stunde. Die Kurssteuerung 94 erzeugt entsprechende Drehgeschwindigkeiten, um den relativen Wind längs der Longitudinalachse aufrechtzuerhalten, so daß das Ausgangssignal des Seitenbeschleunigungsmessers 92 aufgehoben wird. Wenn sich die zyklischen Steuerungen aus einer neutralen Stellung verschieben; kippt der Rotor zunehmend aus der horizontalen Ebene, wodurch die gemeinsame Steuerung 110 zunimmt, um die Höhe von 15,24 m aufrechtzuerhalten. Diese Zu- ( nähme erfordert eine erhöhte Motorleistung, umd die ^- Rotorgeschwindigkeit konstant zu halten. Die erzielbare horizontale Beschleunigung ist durch die verfügbare Motorleistung begrenzt. Wenn die Motorleistung über 90% ansteigt, erzeugt der Hysteresekreis 112 Ausgangssignale, die über den geschlossenen Kontakt 17a in den Mischkreis 79 eingespeist werden und im Sinne einer Herabsetzung der geforderten Fluggeschwindigkeit von 111,12 km/Std wirken. Nach der Anfangsbeschleunigung, d. h. bei einer Fluggeschwindigkeit nahe Null übersteigt die Motorleistung etwa 95%. Der Hysteresekreis 112 erzeugt hierbei ein gegensinnig wirkendes Signal, das einem Wert von 5% X 20,37 km/Std/% = 101,86 km/Std entspricht.

Bei einer Motorleistung von 95% beträgt das tatsächliche Fluggeschwindigkeitsfehlersignal 111,12 — 101,86 = 9,26 km/Std. Diesem tatsächlichen Fehlersignal wirkt das Ausgangssignal des Kursbeschleunigungsmessers 25 derart entgegen, daß das Ausgangssignal des Mischkreises 79 aufgehoben wird. Wenn die Fluggeschwindigkeit, wie durch das Ausgangssignal des Mischkreises 73 angezeigt, auf 101,86 km/Std ansteigt, sinkt die durch einen Wandler 111 gemes-

sene Motorleistung schrittweise auf einen Wert von 90% ab, bei dem der Hysteresekreis 112 kein Ausgangssignal erzeugt. Das Ausgangssignal eines Mischkreises 119 sinkt dann auf den Wert Null ab, während die Flip-Flop-Schaltung 80 das Ausgangssignal 3 abgibt. Durch das am Ausgang B des Zählers 143 auftretende Signal wird ein UND-Kreis 133 erregt. Das Ausgangssignal 3 der Flip-Flop-Schaltung 80 erregt über den UND-Kreis 133 und den ODER-Kreis 141 den UND-Kreis 142 derart, daß der vom Zeitgeber 140 abgegebene nächste Impuls den Zähler 143 vom Ausgang B zum Ausgang C schaltet. Das am Ausgang C des Zählers 143 abgenommene Signal betätigt ein Relais 18 und über einen ODER-Kreis 149 ein Relais 16.

Durch die Erregung des Relais 16 wird der Kontakt 16a geschlossen und der Kontakt 16 b geöffnet und damit die befohlene Höhe von 15,24 m in 152,4 m abgewandelt. Dies erzeugt eine Zunahme in der gemeinsamen Steuerung 110, wodurch das Flugzeug steigt. Während der anfänglichen Steigung des Flugzeuges erhöht sich die Fluggeschwindigkeit von 101,86 km/h auf die befohlene Fluggeschwindigkeit von 111,12 km/h, wonach sie konstant bleibt. Die maximale Steiggeschwindigkeit ist durch die verfügbare Motorleistung begrenzt. Der Hysteresekreis 113 erzeugt für Motorleistungen, die den Wert von 85% überschreiten, Ausgangssignale, die durch den geschlossenen Relaiskontakt 18 α in den Mischkreis 109 eingespeist und von der befohlenen Höhe subtrahiert werden. Zu Beginn der Steigung betragen die Motorleistung 90% und das Ausgangssignal des Hysteresekreises 113 5% · 24,38 m/1% = 121,92 m. Da sich das Flugzeug bereits auf einer Höhe von 15,24 m befindet, beträgt der tatsächliche Höhenfehler 152,4-15,24- 121,92 = 15,24 m. Diesem Fehlersignal wirkt das über den elektrischen Widerstand 102 angekoppelte Ausgangssignal des Vertikalgeschwindigkeitsintegrators 99 entgegen, so daß das Ausgangssignal des Mischkreises 109 sich aufhebt. Beim Anstieg des Flugzeuges auf 137,16 m sinkt die Motorleistung schrittweise auf den Wert von 85 % ab, bei dem durch den Hysteresekreis 113 kein Ausgangssignal erzeugt wird. Das Ausgangssignal des Mischkreises 107 hebt sich nun auf und die FHp-Flop-Schaltung 108 erzeugt das Ausgangssignal 4.

Das dem Ausgang C des Zählers 143 entnommene Signal erregt einen UND-Kreis 134. Das Ausgangssignal 4 der Flip-Flop-Schaltung 108 erregt über den erregten UND-Kreis 134 und den erregten ODER-Kreis 141 den UND-Kreis 142 derart, daß der vom Zeitgeber 140 abgegebene nächste Impuls den Zähler 143 vom Ausgang C zum Ausgang D schaltet. Das dem Ausgang D des Zählers 143 entnommene Signal betätigt Relais 12 und 19 und über den ODER-Kreis 149 das Relais 16. Durch das Fehlen eines Signals am Ausgang C des Zählers 143 wird das Relais 18 entregt. Durch die Betätigung des Relais 12 wird der Kontakt 12 a geschlossen und der Kontakt 12 b geöffnet und damit die befohlene Fluggeschwindigkeit von 111,12 km/h auf 222,24 km/h erhöht. Hierdurch werden die zyklischen Steuerungen derart betätigt, daß das Flugzeug von seiner Steig- zur Reisegeschwindigkeit beschleunigt wird. Zu Beginn der Beschleunigung auf die Reisegeschwindigkeit steigt das Flugzeug von 137,16 m auf die befohlene Höhe von 152,4 m. Die maximale Beschleunigung ist durch die verfügbare Motorleistung begrenzt. Der Hysteresekreis 114 erzeugt beim Überschreiten einer Motorleistung von 80% Ausgangssignale, die durch den geschlossenen Relaiskontakt 19a in den Mischkreis 79 eingespeist und von der befohlenen Fluggeschwindigkeit von 222,24 km/h subtrahiert werden. Die Motorleistung bleibt bei 85%, wobei der Hysteresekreis 114 ein Ausgangssignal von 5 % X 20,37 km/h/1% = 101,86 km/h erzeugt. Da sich das Flugzeug bereits auf einer Fluggeschwindigkeit von 111,12 km/h befindet, beträgt das tatsächliche Fluggeschwindigkeitsfehlersignal 222,24 - 111,12 - 101,86 = 9,26 km/h. Diesem Fehlersignal ist das Ausgangssignal des Kursbeschleunigungsmessers 25 entgegengeschaltet, so daß sich das Ausgangssignal des Mischkreises 79 aufhebt. Wenn sich die Fluggeschwindigkeit auf 212,87 km/h einregelt, nimmt die Motorleistung auf den Wert von 80% ab, bei dem der Hysteresekreis 114 kein Ausgangssignal erzeugt. Das Flugzeug wird nun von 212,87 km/h auf die befohlene Fluggeschwindigkeit von 222,24 km/h beschleunigt, während die Motorleistung von 80% auf eine wirtschaftliche Reiseleitung von etwa 60% abnimmt.

Das Flugzeug weicht zwischen den Eintauchstellen nicht von einer geradlinigen Flugbahn ab, da die Querkursgeschwindigkeits- und Abstandsintegratoren 61 und 63 ansonsten Signale erzeugen würden, die über die Signaltrennstufe 35 den zyklischen Steuerungen zugeführt werden, um das Flugzeug zum gewünschten Kurs zurückzuführen. Der Kurs ist eine mit vernachlässigbarer Krümmung behaftete, im wesentlichen gerade Linie, da durch den Winkelfunktionsgeber 42 die geeignete Corioliskraftkorrektur für den Querkursbeschleunigungsmesser 26 in den Mischkreis 58 eingespeist wird.

Es sei nochmals bemerkt, daß das dem Ausgang B des Zählers 143 entnommene Signal die Flip-Flop-Schaltung 147 einschaltet und damit das Relais 11 derart betätigt, daß die Kontakte 11a und lift geschlossen werden. Durch das Schließen des Kontaktes 11a wird dem Abstands- bzw. Entfernungsbefehl des Potentiometers 52 eine Verschiebung aufgeprägt. Hierdurch wird eine gedachte Eintauchstelle erzeugt, die von der wahren Eintauchstellen 94,79 m entfernt ist. Durch das Schließen des Kontaktes 11b wird der elektrische Widerstand 57 kurz geschlossen und damit das Kursgeschwindigkeitssignal des Integrators 47 verstärkt, das zur Erhöhung der Dämpfung in das Netzwerk 51 eingespeist wird. Sollte jeglicher Wind fehlen, so daß die Reisegrundgeschwindigkeit ebenso falls 222,24 km/h beträgt, dann sinkt das Ausgangssignal des Mischkreises 77 auf den Wert Null ab, wenn das Flugzeug 1097,28 m von der wahren Eintauchstelle und damit 1097,28 + 94,79 = 1192,07 m von der gedachten Eintauchstelle entfernt ist. Wenn das Ausgangssignal des Mischkreises 77 Null beträgt, erzeugt die Flip-Flop-Schaltung 78 ein Ausgangssignal 5.

Das dem Ausgang D des Zählers 143 entnommene Signal erregt über einen ODER-Kreis 144 einen UND-Kreis 135. Das Ausgangssignal 5 der Flip-Flop-Schaltung 78 erregt über den erregten UND-Kreis 135 und den erregten ODER-Kreis 141 den UND-Kreis 142 derart, daß der vom Zeitgeber 140 abgegebene nächste Impuls den Zähler 143 vom Ausgang D zum Ausgang E schaltet. Das dem Ausgang E des Zählers 143 entnommene Signal schaltet über den Hochpaß oder Differenzierkreis 145 die Flip-Flop-Schaltung 146 ein, welche das Relais 13 betätigt. Die-

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ses Ausgangssignal des Zählers 143 erregt zusätzlich über den ODER-Kreis 148 das Relais 14. Durch das Fehlen eines Signals am Ausgang D des Zählers 143 wird das Relais 16 entregt, wodurch die Kontakte 16a und 16 6 in die einer befohlenen Flughöhe von 15,24 m entsprechenden Stellungen zurückkehren können. Durch die Betätigung des Relais 14 wird der Kontakt 14 a geöffnet und der Kontakt 146 geschlossen, so daß der Ausgang des Mischkreises 77 nun mit dem Winkelfunktionsgeber 35 gekoppelt ist. Durch die Betätigung des Relais 13 werden die Kontakte 13a und 136 geschlossen. Durch das Schließen des Kontaktes 13 a wird der elektrische Widerstand 102 kurz geschlossen und damit das Vertikalgeschwindigkeitssignal des Integrators 99 verstärkt, das zur Erhöhung der Dämpfung in den Mischkreis 103 eingespeist wird. Das Schließen des Kontaktes 136 bewirkt eine Verschiebung aus der durch die Quelle 105 befohlenen wahren Schwebehöhe. Hierdurch wird eine gedachte Schwebehöhe erzeugt, die 11,88 m unterhalb der wahren Schwebehöhe liegt. Die gedachte Schwebehöhe beträgt 15,24 - 11,88 = 3,36 m. Das Flugzeug beginnt nun mit einer anfänglichen Sinkgeschwindigkeit von 457,2 m/min oder 7,62 m/sec zu gleiten. Beim Gleitbeginn beträgt die anfängliche Horizontalgeschwindigkeit des Flugzeuges 222,24 km/h oder ca. 60,96 m/sec. Die Gleitzahl beträgt 8:1, was 7,14° entspricht. Die bei geschlossenen Kontakten 116 und 13« erhöhte Dämpfung erzeugt eine Zeitkonstante von 19,6 Sekunden im Höhen- und Kursentfernungskanal. Folglich sinkt das Flugzeug in einer geradlinigen Flugbahn zu einem gedachten Schwebepunkt herab, der sich auf einer Höhe von 3,36 m und im Abstand von 94,79 m außerhalb der wahren Eintauchstelle befindet. Während des Gleitens nähern sich die Horizontal- und Vertikalgeschwindigkeiten exponentiell dem Wert Null. Nach einer Dauer, die 2,3 Zeitkonstanten oder 2,3 X 19,6 = 45 Sekunden entspricht, sind die Vertikal- und Horizontalgeschwindigkeiten auf V₁₀ ihrer Anfangswerte abgesunken, während die horizontalen und vertikalen Abstände von der gedachten Schwebestelle ebenfalls nur noch den zehnten Teil ihrer Anfangswerte betragen. 45 Sekunden nach der Erregung der Flip-Flop-Schaltung 78 beträgt somit die Horizontalgeschwindigkeit 6,09 m/sec, die Vertikalgeschwindigkeit 0,76 m/sec und der horizontale Abstand des Flugzeuges von der gedachten Eintauchstelle 119,18 m. Die gedachte Schwebehöhe beträgt 3,36 m und die Gesamtänderung der Reisehöhe 152,4 - 3,36 = 149,04 m. 45 Sekunden nach dem Einschalten der Flip-Flop-Schaltung befindet sich das Flugzeug in einer Höhe, die 14,94 m über der gedachten Schwebehöhe ist und damit 14,94 + 3,36 = 18,3 m beträgt. Das Flugzeug befindet sich damit in einer Position, die 119,18 - 94,79 = 24,39 m von der wahren bzw. tatsächlichen Eintauchstelle entfernt ist und sich 18,3 — 15,24 = 3,06 m über der tatsächlichen Schwebehöhe befindet. Wenn das Flugzeug durch diese Position gelangt, durchläuft das Ausgangssignal des horizontalen Abstandssubtraktionskreises 122 den Wert Null, wodurch die Flip-Flop-Schaltung 76 ein Ausgangssignal erzeugt. Das Ausgangssignal des Höhensubtraktionskreises 115 durcheilt ebenfalls den Wert Null, wobei die Flip-Flop-Schaltung 116 ein Ausgangssignal 5 c erzeugt. Das Ausgangssignal 5 a der Flip-Flop-Schaltung 116 schaltet die Flip-Flop-Schaltung 146 ab und entregt das Relais 13, wodurch die Kontakte 13 a und 136 in die gezeigte Stellung zurückkehren können. Das Ausgangssignal Sb der Flip-Flop-Schaltung 76 schaltet die Flip-Flop-Schaltung 147 aus und entregt das Relais 11, wodurch die Kontakte 11a und 116 in die gezeigte Stellung zurückkehren können. Durch das öffnen des Kontaktes 11a wird die Abstandsverschiebung der gedachten Eintauchstelle behoben. Durch das öffnen des Kontaktes 136 wird die Verschiebung der gedachten Schwebehöhe behoben. Es treten somit lediglich die dem tatsächlichen bzw. wahren Schwebepunkt entsprechenden Abstände und Höhen auf. Das Flugzeug nähert sich exponentiell dem anzufliegenden Schwebepunkt. Durch das öffnen der Kontakte 116 und 13a wird die Dämpfung und damit die Zeitkonstante im Höhen- und Kursabstandskanal auf 4 Sekunden reduziert. Durch das gleichzeitige Auftreten der Ausgangssignale 5 a und 56 der Flip-Flop-Schaltungen 116 und 76 erzeugt ein UND-Kreis 81 ein Ausgangssignal. Der Kabelantriebsmotor 82 wird durch dieses über den Relaiskontakt 156 zugeführte Signal derart erregt, daß das Kabel ausgefahren und damit die Zielsucherkappe gesenkt wird. Während des Beginns des Kabelausfahrens legt das Flugzeug die restliche horizontale Strecke von 24,39 m bis zur tatsächlichen Eintauchstelle zurück, wobei es noch 3,04 Höhenmeter bis zum Erreichen der tatsächlichen Schwebehöhe absinkt. Nach dem Ausfahren von 15,24 m Kabel befindet sich das Flugzeug im wesentlichen bewegungslos im gewünschten Schwebepunkt, so daß die Zielsucherkappe beim Eintauchen in das Wasser keine Beschädigung erleidet. Wenn 18,3 m Kabel ausgefahren sind und die Zielsucherkappe 3,04 m in das Wasser eintaucht, erzeugt der zur Begrenzung der maximal ausfahrbaren Kabellänge dienende Anschlag 83 ein Ausgangssignal 1, das den Zähler 143 derart steuert, daß an dessen Ausgang A ein Ausgangssignal erzeugt wird. Dieses Ausgangssignal erregt das Relais 15, wodurch der Kontakt 156 geöffnet und das Einspeisen weiterer Signale vom UND-Kreis 81 in den in Richtung eines Kabelausfahrens wirkende.n Kabelantrieb unterbunden wird. Hierdurch ist eine Ärbeitspe'riode abgeschlossen. Das System verharrt in seiner Schwebestellung, bis der Pilot nach Einstellung der Richtung und Entfernung einer weiteren Eintauchstelle erneut den Schalter 85 niederdrückt.

Der Abstand zwischen den Eintauchstellen kann willkürlich klein gewählt werden. Das vorliegende System ist normalerweise so programmiert, daß das Flugzeug in 15,24 m Höhe auf 111,12 km/h beschleunigt und daß das Flugzeug mit 111,12 km/h auf 152,4 m steigt und anschließend in 152,4 m Höhe auf 222,24 m/h beschleunigt. Die horizontalen Beschleunigungen und Steiggeschwindigkeiten sind vom Bruttogewicht des Flugzeuges abhängig und erhöhen sich selbstverständlich mit zunehmend verbrauchtem Brennstoff. Während der Durchführung dieser drei Schritte, d. h. während der Beschleunigung, Steigung und erneuten Beschleunigung des Flugzeuges, die erforderlich sind, um das Flugzeug von einer Schwebestellung in 15,24 m Höhe auf eine Reisegeschwindigkeit von 222,24 km/h in 152,4 m Höhe zu bringen, treten an den Ausgängen B, C und D des Zählers 143 in aufeinanderfolgender Reihenfolge Signale auf.

Wenn der Abstand zwischen den Eintauchstellen beispielsweise kleiner als 152,4 bis 304,8 m ist, dann kann zunächst die Flip-flop-Schaltung 78 zur Erzeugung eines Ausgangssignals 5 und anschließend die Flip-

Flo-Schaltung 80 zur Erzeugung eines Ausgangssignals 3 erregt werden. Die Signale der Ausgänge B, C und D des Zählers 143 erregen über den ODER-Kreisl44denUND-Kreis 135. Das Ausgangssignal 5 der Flip-Flop-Schaltung 78 erregt dann über den UND-Kreis 135 und den ODER-Kreis 141 den UND-Kreis 142, um die nächsten drei Impulse vom Zeitgeber 140 zum Zähler 143 zu führen, wodurch dieser rasch vom Ausgang B zum Ausgang E durchgeschaltet wird. Hierdurch werden die zweiten und dritten Schritte des normalen Flugprofils umgangen. Wenn sich das Flugzeug noch in einer Höhe von 15,24 m befindet, erzeugt die Flip-Flop-Schaltung 116 bereits ein Ausgangssignal 5 a, so daß die Flip-Flop-Schaltung 146 nicht durch das Signal des Ausganges E des Zählers 143 über den Hochpaßfilter 145 eingeschaltet wird. Das Flugzeug verharrt in einer Höhe von 15,24 m. Wenn der Abstand zwischen den Eintauchstellen den Betrag von 24,39 m erheblich überschreitet, erfolgt eine in zwei Stufen ablaufende Annäherung an die Schwebestellung im Kursabstandskanal mit einer variablen Abstandsverschiebung und einer variablen Dämpfung. Wenn der Abstand zwischen den Eintauchstellen den Betrag von 24,39 m nicht wesentlich überschreitet, dann wird zunächst die Flip-Flop-Schaltung 78 zur Schaffung eines Ausgangssignals Sb und anschließend die Flip-Flop-Schaltung 78 zur Erzeugung eines Ausgangssignals 5 erregt. In diesem Fall erfolgt die Annäherung des Flugzeuges an die Schwebestellung ohne Abstandsverschiebung und mit nur geringer Dämpfung in einer Stufe.

Während der Schwebestellung wird die Plattform nivelliert. Die Kreisel sind hierbei hinsichtlich Abtrift und Erdrate kalibriert, während die auf der Plattform angeordneten Beschleunigungsmesser zur Dämpfung der Kabelwinkelsignale verwendet werden. Die Plattform wird durch ein zweifach empfindliches magnetisches Servosystem azimutal auf die gewünschte Bodenleitlinie ausgerichtet. Der Trägheitshöhenkanal

ίο wird durch einen Absoluthöhenmesser kontinuierlich kalibriert. Die trägheitsmäßig berechnete Grundgeschwindigkeit wird durch die gemessene Fluggeschwindigkeit kontinuierlich kalibriert, um ein wenig gestörtes Fluggeschwindigkeitssignal zur Einstellung der Steig- und Reisefluggeschwindigkeit zu schaffen, ohne daß hierzu Windberechnungen erforderlich sind. Die Annäherung an die Schwebestellung über einer Eintauchstelle erfolgt in zwei Stufen mit variabler Verschiebung der Höhe und des horizontalen Abstandes und mit variabler Dämpfung, um die zwischen-den beiden Eintauchstellen verstrichene Zeit zu verringern. Beim vorliegenden Navigator wird das Flugzeug in eine geradlinige Flugbahn zwichen den Eintauchstellen gezwungen. Der Kurskanal wird implizit gesteuert, um den Relativwind längs der Flugzeuglängsachse aufrechtzuerhalten. Die horizontale Beschleunigung und die Steiggeschwindigkeit werden durch die Motorleistung kontinuierlich geregelt, um die zur Beschleunigung und zum Steigen benötigte Zeit auf ein Minimum herabzusetzen und zwar in Übereinstimmung mit dem Normalbetrieb des Flugmotors.

Hierzu 2 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Steuersystem für Hubschrauber und Vertikalstartflugzeuge zur Erzielung eines vorgebbaren Flugprofils mit einem Fluggeschwindigkeitsregler, einem Flughöhenregler sowie einem Programmgeber, dadurch gekennzeichnet, daß nach Erreichen einer vorgegebenen Ausgangshöhe, in welcher das Flugzeug schwebt, vom Programmgeber dem Fluggeschwindigkeitsregler und dem Flughöhenregler ein erstes Paar von Steuerbefehlen aufgeschaltet wird, die das Flugzeug bei konstanter Höhe auf eine vorbestimmte Geschwindigkeit beschleunigen und daß nach Erreichen der vorbestimmten Geschwindigkeit vom Programmgeber den beiden Reglern ein zweites Paar von Steuerbefehlen zugeführt wird, womit dieser Regler das Flugzeug bei konstanter Geschwindigkeit auf eine vorgegebene bestimmte Höhe steuern.

2. Steuersystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die vom Programmgeber paarweise abgegebenen Steuerbefehle abhängig von der Leistung der Antriebsmaschine einstellbar sind.

3. System nach einem der Ansprüche 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß nach Durchführung des zweiten Paares von Steuerbefehlen und nach Erreichen der dadurch festgelegten größeren Höhe vom Programmgeber ein drittes Paar von Steuerbefehlen den Reglern zugeführt wird, die über diese Regler das Flugzeug auf der vorgegebenen größeren Höhe auf eine höhere vorbestimmte Geschwindigkeit beschleunigen.

4. System nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß nach Erreichen der vorgegebenen höheren Geschwindigkeit auf der vorgegebenen größeren Höhe vom Programmgeber dem Flugzeuggeschwindigkeitsregler und dem Flughöhenregler ein viertes Paar von Steuerbefehlen zugeführt wird, die ein Absinken des Flugzeuges unter Reduzierung der Geschwindigkeit derart steuern, daß das Flugzeug über einen vorgegebenen Endpunkt in einer vorgegebenen Höhe schwebt.

5. System nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß der die Flughöhenregler steuernde Befehl des vierten Paares von Steuerbefehlen abhängig ist von der Differenz der IST-Höhe des Flugzeuges und einer fiktiven Höhe, die um einen gegenüber der vorgegebenen Höhe über dem Endpunkt geringen Betrag geringer ist als die vorgegebene Höhe über dem Endpunkt, und daß der dem Flugzeuggeschwindigkeitsregler zugeführte Befehl des vierten Paares abhängig ist von dem horizontalen Abstand des Flugzeuges von einem fiktiven Punkt, der um eine Strecke in Flugrichtung hinter dem Endpunkt liegt, die gering ist gegenüber dem zu Beginn der Erzeugung des vierten Paares von Steuerbefehlen von dem Hubschrauber zum Endpunkt eingenommenen Abstand.

6. System nach Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, daß bei Annäherung des Hubschraubers an den gewünschten Endpunkt ein fünftes Paar von Steuerbefehlen zur Aussteuerung des gewünschten Endpunktes nach Höhe und Entfernung erzeugt und wirksam gemacht wird.

7. System nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß das vierte Paar von Befehlen mit einer relativ hohen Dämpfung wirksam gemacht werden.

8. System nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuerbefehle des fünften Paares mit nur einer geringen Dämpfung wirksam gemacht werden.