DE2000114C3 - Vorrichtung zum Steuern des Gleitwinkels beim Sinkflug, Abfangen und Aufsetzen eines Flugzeugs - Google Patents
Vorrichtung zum Steuern des Gleitwinkels beim Sinkflug, Abfangen und Aufsetzen eines FlugzeugsInfo
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Description
Die Erfindung bezieht sich auf eine Vorrichtung zum Steuern des Gleitwinkels beim Sinkflug, Abfangen und
Aufsetzen eines Flugzeugs mit mehreren einstellbaren Spoilern, die an den Tragflügeln zur Steuerung des Auftriebs
angebracht sind, mit einer mit jedem der Spoiler verbundenen Betätigungsvorrichtung, einem Gleitwegempfänger,
der auf einen am Boden befindlichen Sender zum Erzeugen von Gleitweglagesignalen anspricht,
die ein Maß für die vertikale Abweichung unter- und oberhalb des vorbestimmten Gleitweges sind, und mit
einem Höhenmesser zum Erzeugen von Höhensignalen, welche die Höhe des Flugzeugs oberhalb des
Erdbodens anzeigen.
Störklappen oder Spoiler zur Beeinflussung des Gleitweges sind bekannt (DT-PS 6 73 299, W. D.
Picht, »Moderne Flugzeugtechnik«, VEB-Verlag
Technik, Berlin 1960, S. 307, Absätze 4 und 5). Danach sind Spoiler in einem bestimmten Winkel in die Strömung
gestellte Widerstandsflächen, die bei modernen Strahlflugzeugen bisweilen in Kombination mit
Wölbungsklappen verwendet werden. Bei solchen Kombinationen werden die Landeklappen für den Start
nur geringfügig ausgeschwenkt, für den Landeanflug jedoch in vollem Winkel. In diesem Fall dienen die auf
den Tragflügeloberseiten von hinten in Flugrichtung
aufschwenkenden Spoiler zur Verbesserung der Quersteuerung und zur Veränderung des Gleitwinkels.
Es wurde auch schon vorgeschlagen, sogenannte »Direct-Lift-ControI«-(DLC-)Einrichtungen vorzusehen,
um die Steuerbarkeit eines Flugzeugs bei Handsteuerung, insbesondere auf der Gleitbahn, in Längsrichtung
zu verbessern. Genauer gesagt wurde vorge schlagen, zu diesem Zweck Störklappen und Lande
klappen heranzuziehen, um Landungen auf Flugzeug trägern zu ermöglichen. Solche herkömmlichen Syste
me werden gewöhnlich als »Drei-Parameter-Systeme< bezeichnet, da der Pilot beständig
1. die Triebwerke steuern,
2. die Anzeigeinstrumente überwachen und
3. die Stör- und Landeklappen steuern muß um da Flugzeug entlang der gewünschten vertikale:
Flugbahnkomponente zu führen. Obgleich solch DLC-Systeme dazu beigetragen haben, die Ge
nauigkeit des Landeanflugs zu verbessern, bringe] sie eine kaum hinzunehmende Belastung für dei
Piloten mit sich auf Grund der zusätzlichen Über
wachungs- und Steuerungsaufgaben, die dieser zu vollführen hat
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Vorrichtung der eingangs genannten Art zu schaffen, die
den Piloten wesentlich entlastet und ein genaues Einhalten des Gleitweges und ein einwandfreies Aufsetzen
gewährleistet
Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß sie einen Rechner mit einem ersten und zweiten,
mit dem Gleitwegempfänger bzw. dem Höhenmesser verbundenen Eingang und einen mit einer
Steuereinrichtung für die Spoiler verbundenen Ausgang aufweist, daß der Rechner auf die Kombination
der Gleitweglagesignale und Höhensignale anspricht, wobei er während des Sinkfluges, wenn sich das Flug- ts
zeug oberhalb einer gegebenen Höhe befindet, in erster
Linie auf die Gleitweglagesignale anspricht und danach während des Abfangens und Aufsetzens, wenn
sich das Flugzeug unterhalb einer bestimmten Höhe befindet, auf die Höhensignale anspricht, um Steuersignale
für die Steuereinrichtung für die Spoiler zu erzeugen.
Ausgangssignale des Autopiloten bzw. Gleitwegempfängers steuern Servomotoren, die wiederum die
Spoiler betätigen. Die Spoilerbetätigung erfolgt sehr rasch, beispielsweise innerhalb einer Zehntel-Sekunde,
und auch das Flugzeug spricht sehr rasch auf die jeweilige Position der Spoiler an. Das Ausgangssignal des
Gleitwegempfängers ändert sich praktisch sofort, wenn das Flugzeug den vorgeschriebenen Gleitweg nach
oben oder unten verläßt
Die erfindungsgemäße Verwendung von Spoilern zur Beeinflussung des Auftriebs während eines
automatischen Landeanfluges bedeutet eine beträchtliche Verbesserung hinsichtlich des Streubereiches in
Längsrichtung für den Aufsetzpunkt, ohne Inkaufnahme der hierzu sonst erforderlichen vergrößerten vertikalen
Aufsetzgeschwindigkeit In der Praxis liegt eine 50%ige Verminderung des Streubereichs für den
Aufsetzpunkt im Rahmen des Möglichen unter Beibehaltung einer normalen Aufsetzgeschwmdigkeit von
beispielsweise 55cm/sec mit 1-σ-Abweichungen von
6cm/sec. Die rasch ansprechende Normalberchleunigung
unter Spoilersteuerung (obgleich normalerweise auf 0,1 g beschränkt) erlaubt eine Verengung der vertikalen
Flugbahnsteuerschleife für den Gleitflug. Dies wiederum trägt zu einer Verminderung des Streubereichs
für die vertikale Aufsetzgeschwindigkeit bei.
Es ist bekannt, daß die Verwendung von Spoilern für die Auftriebssteuerung beim Landeanflug zu einer gewissen
Vergrößerung des erforderlichen Schubes führt. Jedoch ruft die Schubvergrößerung auf Grund der geringen
Änderung des Luftwiderstandes und der verhältnismäßig weitgehenden Unabhängigkeit des Geräuschpegels
von der Größe des Schubes bei dem für den Landeanflug auftretenden Schubniveau nur eine unbedeutende
Veränderung des durchschnittlichen Geräuschpegels hervor. Ein großer Vorteil der Erfindung
liegt darin, daß mit ihr die Lärmentwicklung verringert wird, die normalerweise mit einer automatisehen
Geschwindigkeitssteuerung verbunden ist.
Bei einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung gelangt das Ausgangssignal des Gleitwegempfängers
durch einen Servoverstärker, der (sofern eine Kompensation erforderlich ist) entsprechend
kompensiert ist, an einen Servomechanismus zur Steuerung der Winkelstellung der Spoiler, ausgehend von
piner anfänelichen bestimmten Winkelstellung. Erhebt sich das Flugzeug geringfügig über den vorgeschriebenen
Gleitweg, so wird der Anstellwinkel der Spoiler um einen geringen Betrag automatisch vergrößert, um den
Auftrieb zu verringern und damit das Flugzeug auf den Gleitweg zurückzuführen. Das bedeutet, daß die Sinkgeschwindigkeit
so verändert wird, daß das Flugzeug auf den Gleitweg zurückfällt Taucht das Flugzeug wieder
in den vorgeschriebenen Gleitweg ein, so wird der Spoilerwinkel verringert Fällt das Flugzeug unter den
vorgeschriebenen Gleitweg ab, so werden die Spoiler weiter angelegt, um den Auftrieb zu erhöhen.
Falls erwünscht, kann in den Regelkreis eine Kompensation
in Gestalt eines Integrators eingeschaltet werden, so daß, beispielsweise falls das Flugzeug für
eine Zeitlang unter den Gleitweg absinkt, der Ausgangswinkel der Spoiler verringert wird und umgekehrt
Anstatt die Spoiler so zu steuern, daß sie das Flugzeug auf einem vorgeschriebenen Gleitweg halten, der
durch das Ausgangssignal eines Gleitwegempfängers angegeben wird, könnte die Steuerung des Flugzeugs
beispielsweise auch in der Weise erfolgen, daß es auf einer Höhe konstanten Drucks, konstanter Dichte oder
überhaupt auf konstanter Höhe gegenüber dem Boden genalten wird. Dazu können die Spoiler aufgestellt und
die Landeklappen, je nach der Absicht des Piloten, teilweise ausgefahren oder nicht ausgefahren werden. Die
Servosteuerung des Flugzeugs kann nach dem Höhenmesser, einem Höhenrechner, nach einem
Funk-Höhenmesser od. dgl. erfolgen. Hat sich das Flugzeug über eine vorbestimmte Höhe erhoben, so wird
der Anstellwinkel der Spoiler vergrößert, um den Auftrieb der Flügel zu vermindern. Andererseits wird der
Anstellwinkel der Spoiler gegenüber seiner Ausgangsgröße vermindert, um den Auftrieb der Flügel zu verbessern,
falls das Flugzeug gegenüber der vorgeschriebenen Flughöhe an Höhe verloren hat
Auch kann die Steuerung des Flugzeuges in der Weise erfolgen, daß eine vorbestimmte Steig- oder Sinkgeschwindigkeit
eingehalten wird. Es sind verschiedene Arten von Variometern bekannt die ein geeignetes
Ausgangssignal erzeugen können. Auf Grund dessen kann die tatsächliche Steig- bzw. Sinkgeschwindigkeit
dann durch entsprechende Steuerung der Spoiler eingestellt werden.
Es ist weiterhin wichtig zu wissen, daß das Flugzeug mit Hilfe eines gespeicherten Programms so programmiert
werden kann, daß seine Spoiler den Auftrieb in der Weise steuern, daß das Flugzeug eine programmierte
Flughöhe oder eine programmierte Änderung der Flughöhe einhält Das Programm kann beispielsweise
eine Funktion der jeweiligen Position, eine solche der Zeit oder eine solche noch eines weiteren Parameters
sein. Die Position des Flugzeugs kann durch zahlreiche Navigationshilfen, wie z. B. Trägheitsnavigatoren,
»Loran«, »TACAN« u. dgl. bestimmt werden.
Die Flughöhe oder die Änderung der Flughöhe kann durch telemetrische Messung vom Grund her festgestellt
werden. Beispielsweise kann es bei einem Landeanflug unter Verwendung eines sogenannten
Precisions-Approach-Radars (PAR) erwünscht sein, die
Höhe des Flugzeugs vom Boden aus zu ermitteln.
Nachfolgend wird die Erfindung an Hand der Zeichnungen weiter erläutert.
F i g. 1 zeigt ein Flugzeug, das sich einem Flughafen auf einem Gleitweg nähert;
F i g. 2 ist eine Draufsicht auf ein Flugzeug mit den entsprechenden Steuerorganen einschließlich Spoilern;
F i g. 3 ist ein Schnitt etwa entlang der Linie 3-3 in
F i g. 2, worin die Landeklappen in ausgefahrenem und die Spoüer in teilweise angehobenem Zustand zu sehen
sind;
F i g. 4 ist ein Blockdiagramm eines hydraulischen Servosystems, das für die Steuerung der Spoiler, geeignet
ist;
F i g. 5 ist ein Blockdiagramm eines elektrischen Servorsystems für den gleichen Zweck;
F i g. 6 ist ein Blockdiagramm, welches eine typische Verbindung eines solchen Servosystems mit einem
Gleitwegempfänger zeigt;
F i g. 7 ist ein Blockdiagramm, das eine typische Verbindung des Servosystems mit einem Höhenmesser
wiedergibt;
F i g. 8 ist ein Blockdiagramm, aus dem eine typische Verbindung des Servosystems mit einem Variometer
hervorgeht;
F i g. 9 ist ein Blockdiagramm eines typischen Höhenmessers, der in der Lage ist, ein Höhensignal
entsprechend der Dichte der Atmosphäre abzugeben;
Fig. 10 ist ein Blockdiagramm eines typischen Geräts
zur Erzeugung eines Soll-Wertes für die Höhe und
F i g. 11 ist ein Blockdiagramm eines typischen Geräts
zur Erzeugung eines Soll-Wertes für die Höhenänderungsgeschwindigkeit.
Das in F i g. 1 gezeigte Flugzeug 10 nähert sich, von einer Reiseflugbahn 16 herkommend, der Landebahn
12 eines Flughafens entlang einen Gleitweg 14. Der Gleitweg 14 ist bei jedem Flughafen gewöhnlich durch
einen (nicht gezeigten) Gleitwegsender festgelegt. Gewöhnlich schließt der Gleitweg mit dem Boden einen
Winkel in der Größenordnung von 3° ein.
In dem Flugzeug 10 befindet sich ein Gleitwegempfänger 100, der feststellt, ob sich das Flugzeug
oberhalb oder unterhalb bzw. auf des Gleitweges 14 befindet (vgl. F i g. 6).
Bei modernen Düsentransportern sind auf der Flügeloberseite Spoiler angebracht Diese Spoiler werden
vom Piloten normalerweise dazu verwendet, den Auftrieb des Flugzeugs zu vermindern, sobald das Erreichen
der Landebahn feststeht, und nach dem Aufsetzen oder bei einem abgebrochenen Start ein Hinausschießen
des Flugzeugs über der Landebahn zu verhindern.
In F i g. 2 ist ein typisches Flugzeug 10 gezeigt, das
ein Seitenruder 20 zur Steuerung der Gierbewegungen des Flugzeugs, Höhenruder 22 zur Steuerung der Nickbewegungen
und Querruder 24 zur Steuerung der Rollbewegungen des Flugzeugs besitzt Zusätzlich zu den
Querrudern 24 befinden sich an den Flügeln 26 noch die Landeklappen 28 und Spoiler 30.
Die Spoiler 30 bilden Steuerflächen, die häufig geschlitzt oder perforiert sind, auf jeden Fall aber nach
oben in die Luftströmung eingeschwenkt werden können, um den Auftrieb des Flügels zu vermindern. In
Wirklichkeit können an jedem Flügel mehrere Spoiler vorgesehen sein. In diesem Falle wird ein Satz Spoiler
gewöhnlich als sogenannte Grund-Spoiler verwendet, die nur gänzlich angelegt oder ausgefahren werden
können, um ein Schweben über oder Abheben des Flugzeuges von der Landebahn zu verhindern. Die für
die Erfindung herangezogenen Spoiler werden zweckmäßigerweise
mit Flug-Spoiler bezeichnet, da sie in der Lage sind, während des Fluges zum Einsatz zu kommen,
um das Steig- bzw. Sinkprofil der Flügel zu beeinflussen. Die Spoiler können durch das zugehörige
Steuerungssystem stetig gesteuert werden.
Zu Anfang wird der Winkel der Spoiler 30 auf einen Ausgangswert 0o eingestellt so daß die Steuerung des
Spoilerwinkels 0 in doppelter Richtung, d. h. im Sinne einer Vergrößerung ebenso wie einer Verkleinerung
gegenüber dem Wert 0o verändert werden kann. Üblicherweise werden die Landeklappen 28 dazu ausgefahren,
um den Auftrieb der Flügel zu vergrößern, und gleichzeitig die Spoiler in ihre Ausgangsstellung
entsprechend dem Winkel Oo gefahren. Ein typisches ίο hydraulisches (oder auch pneumatisches) Servosystem
ist in F i g. 4 wiedergegeben. Ein Rechner 50 liefert ein Signal, das in einem Verstärker 52 verstärkt wird, um
ein hydraulisches oder pneumatisches Servoventil 54 zu betätigen. Das Servoventil 54 steuert den Druck und
den Durchfluß des Arbeitsmittels, das von der Pumpe 58 dem Stelltrieb 56 zugeleitet wird. Der Stelltrieb 56
kann aus einem typischen hydraulischen Kolbentrieb bestehen, dessen Kolben die Winkelstellung des Spoilers
30 beeinflußt Soll der Spoilerwinkel 0 vergrößert werden, so erlaubt es das Servoventil 54 der Pumpe 58,
mehr Arbeitsmittel aus einem Vorratsbehälter 60 dem Stelltrieb 56 zuzuführen. Soll der Spoilerwinkel verkleinert
werden, so drosselt das Servoventil 54 die Arbeitsmittelzufuhr zu dem Stelltrieb 56.
Wahlweise kann der Spoilerwinkel 0 auch, nach F i g. 5, durch einen Elektromotor 62 gesteuert werden,
der seine Speiseenergie aus einer Stromquelle 64 erhält
Typische Beispiele für die Ausbildung der Steuereinheit
50 und ihrer Verbindung mit dem Verstärker 52 gehen aus den F i g. 6,7 und 8 hervor.
In F i g. 6 ist ein elektrischer Gleitwegempfänger 100
gezeigt, der kein Ausgangssignal liefert, wenn sich das Flugzeug 10 auf seinem vorgeschriebenen Gleitweg 14
befindet Liegt das Flugzeug über dem Gleitweg 14, so liefert der Gleitwegempfänger 100 ein elektrisches
Ausgangssignal mit einer ersten Polarität, während bei unterhalb des Gleitweges befindlichem Flugzeug das
elektrische Ausgangssignal des Gleitwegempfängers eine ander Polarität erhält Auf diese Weise liefert der
Verstärker 52 bei auf dem Gleitweg befindlichem Flugzeug kein Signal an das Servoventil 54 bzw. den
Elektromotor 62, was bedeutet, daß der eingestellte Spoilerwinkel 0 genau den Erfordernissen entspricht.
Fliegt das Flugzeug 10 oberhalb des vorgeschriebenen Gleitweges 14, so gibt der Verstärker 52 ein Signal an
das Servoventil 54 bzw. den Elektromotor 62 ab, welches von solcher Polarität ist, daß das Servoventil 54
bzw. der Elektromotor 62 entsprechend betätigt werden, um den Spoilerwinkel 0 zu vergrößern und damit
den Auftrieb zu verringern und das Flugzeug auf den Gleitweg 14 zurückzubringen. Befindet sich das Flugzeug
10 unterhalb des Gleitweges 14, so gibt der Verstärker 52 wiederum ein Signal an das Servoventil 54
bzw. den Elektromotor 62 ab, jedoch mit einer solcher Polarität, daß das Servoventil 54 bzw. der Elektromotor
62 in entsprechender Richtung betätigt werden um den Spoilerwinkel Φ zu verringern und damit der
Auftrieb zu vergrößern und das Flugzeug auf den kor rekten Gleitweg 14 zurückzubringen.
Normalerweise wird der Spoiler-Ausgangswinkel 0<
während des Reisefluges unmittelbar vor Obergang au den Gleitweg eingestellt, und gleichzeitig werden di«
Landeklappen ausgefahren. Darauf sorgt die Spoiler steuerung dafür, daß das Flugzeug auf dem Gleitwef
verbleibt
Falls es erwünscht ist, die Höhe des Flugzeugs ent
weder nach Befehlen vom Boden oder einem Pro
2(D OO
gramm zu steuern, kann eine Anordnung gemäß F i g. 7 Verwendung finden. Der dort angedeutete Höhenmesser
102 kann beispielsweise aus einem barometrischen Höhenmesser, einem Radar-Höhenmesser, einem
Laser-Höhenmesser oder einem sonstigen Gerät bestehen, das in der Lage ist, ein von der Höhe abhängiges
Signal zu erzeugen. Durch eine Einrichtung 112 wird einem differenzbildenden Organ, wie dem gezeigten
Servoverstärker 52 ein Soll-Wert zugeführt (der beispielsweise aus einem Summenverstärker bestehen
kann), wobei der Polarität Beachtung geschenkt wird, so daß, wenn sich das Flugzeug 10 auf der gewünschten
Flughöhe befindet, kein Ausgangssignal an das Servoventil 54 bzw. den Elektromotor 62 gelangt. Gibt das
Signal des Höhenmessers eine zu große Flughöhe an, so wird das Servoventil 54 bzw. der Elektromotor 62 in
solchem Sinne angesteuert, daß der Spoilerwinkel 0 vergrößert und damit der Auftrieb des Flugzeugs
verringert wird. Entspricht das Signal aus den Höhenmesser einer zu geringen Flughöhe, so wird das Servoventil
54 bzw. der Elektromotor 62 betätigt, um den Spoilerwinkel 0 zu verringern, und damit den Auftrieb
des Flugzeugs zu erhöhen.
Eine typische Einrichtung zur Anzeige der Flughöhe nach der Dichte der Atmosphäre ist in F i g. 9 dargestellt.
Die Dichte-Höhe ist eine Funktion sowohl des barometrisci.en Druckes als auch der Temperatur der
Luft außerhalb des Flugzeugs. Einer der Eingänge des Rechners 120 wird von einer Einrichtung 116, wie z. B.
einem Wandler für den statischen Druck, angesteuert, die ein elektrisches Ausgangssignal nach Maßgabe des
barometrischen Drucks liefert, während eine Einrichtung 118, etwa in Gestalt eines Thermometers mit
einem elektrischen Ausgang, der ein Maß ist für die Temperatur außerhalb des Flugzeugs, den zweiten Eingang
des Rechners 120 ansteuert
Sollte gewünscht werden, die Steig- oder Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs zu beeinflussen, sei es
auf Grund bodenseitiger Befehle, sei es auf Grund eines Programms, so kann ein Gerät nach F i g. 8 Verwendung
finden. Das dort gezeigte Variometer 104 kann beispielsweise ein barometrisches oder ein nach dem
Doppler-Prinzip arbeitendes sein, das ein elektrisches Ausgangssignal erzeugt, welches kennzeichnend ist für
die Steig- oder Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs. Ein Soll-Wert wird über eine Einrichtung 114 an ein
differenzbildendes Organ, wie beispielsweise wiederum den Verstärker 52 mit solcher Polarität geliefert, daß
bei Flug mit der gewünschten Steig- oder Sinkgeschwindigkeit kein Ausgangssignai von dem Verstärker
52 an das Servoventil 54 bzw. den Elektromotor 62 abgegeben wird. Zeigt das Signal des Variometers 104.
daß die Steiggeschwindigkeit zu groß oder die Sinkgeschwindigkeit zu gering ist, so wird das Servoventil
54 bzw. der Elektromotor 62 in der Weise angesteuert, daß sich der Spoilerwir.kel 0 vergrößert und damit der
Auftrieb des Flugzeugs verringert, bis die gewünschte Steig- bzw. Sinkgeschwindigkeit eingestellt wird. Gibt
das Variometer 104 zu erkennen, daß die Steiggeschwindigkeit zu gering bzw. die Sinkgeschwindigkeit
zu groß ist so wird das Sei voventil 54 bzw. der Elektromotor 62 veranlaßt, den Spoilerwinkel 0 zu
verringern, um damit den Auftrieb des Flugzeugs zu verbessern und die Steig- bzw. Sinkgeschwindigkeit auf
den Soll-Wert zu bringen. 6S
Eine Einrichtung 112 zur Erzeugung eines Soll-Wertes
für die Höhe kann, wie dies aus F i g. 10 hervorgeht, eine solche, 122, zur Feststellung der Position eines
Flugzeuges aufweisen, die Positionssignale an einen Rechner 124 liefert, der ein Höhenprogramm 126 als
Funktion der Position des Flugzeuges enthält.
Ebenso kann eine Einrichtung 114, wie in F i g. 11 gezeigt,
eine solche, 122, zur Lieferung von Positionssignalen an einen Rechner 124 aufweisen, dem ein
Höhenänderungsprograrnm 128 als Funktion der Position des Flugzeuges zugeführt wird.
Bei der Ausführungsform nach F i g. 10 kann die Einrichtung
122 zur Feststellung der Position des Flugzeuges aus einem Gleitwegempfänger bestehen, wie er in
F ig. 6 dargestellt und mit 100 bezeichnet ist. Einem solchen Gleitwegempfänger kann ein Höhenprogramm
126 aus einem Funk- oder Radar-Höhenmesser zugeführt werden. Der Rechner 124 arbeitet in Abhängigkeit
von dem Gleitwegempfänger als Quelle primärer Abweichungssignale während des Landeanfluges bis zu
einer Flughöhe von etwa 15 m, wonach der Rechner 124 auf den Radar-Höhenmesser als Quelle der primären
Abweichungssignale übergeht. Diese spätere Phase des Landeanfluges, bei welcher die Höhensignale aus
dem Radar-Höhenmesser erhalten werden, läuft unter ausgefahrenen Landeklappen ab (comprises the flare
profile). In der Regel liegt die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeuges beim Ausfahren der Landeklappen, wobei
die Steuerung noch unter dem Einfluß des Gleitwegempfängers erfolgt, größenordnungsmäßig bei 9 m/sec.
Bei ausgefahrenen Landeklappen und bis zum Aufsetzen liegt die Sinkgeschwindigkeit normalerweise in der
Gegend von 0,75 m/sec Auf diese Weise erlaubt die in Fig. 10 wiedergegebene Einrichtung, daß das Signal
aus dem Gleitwegempfänger dasjenige aus dem Radar-Höhenmesser überdeckt, um die Winkelstellung
der Spoiler zu steuern bis eine Höhe erreicht ist, bei welcher der Radar-Höhenmesser das dominante
Steuerungssignal abgibt.
Es ist ersichtlich, daß zahlreiche wohlbekannte Geräte, wie z. B. Trägheitsnavigatoren, Satelliten-Navigationssysteme,
»Loran«, »TACAN« u.dgl. Anwendung finden können, um die jeweilige Position des Flugzeuges
;tu ermitteln.
Weiterhin ist zu erkennen, daß alle zur Anwendung kommenden Rechner Analog-, Digital-, gemischte oder
hybride Rechner sein können, je nach dem Gutdünken des Konstrukteurs.
Somit ist die erfindungsgemäße Vorrichtung geeignet, den Auftrieb eines Flugzeuges, insbesondere in Abhängigkeit
von einem Steuerungssignal, welches das Steig- bzw. Sinkprofil steuert, rasch zu beeinflussen
Am nützlichsten ist die erfindungsgemäße Vorrichtung
für die Steuerung des Landeanfluges, wobei sie irgendwelche Abweichungen von dem vorgesehenen Gleit
weg auf ein Minimum reduziert und die Landegenauig keit wesentlich verbessert Bei automatisch gesteuerte!
Landung bewirkt die erfindungsgemäße Vorrichtung daß das Flugzeug sich auf der vorgeschriebenen Gleit
bahn mit einer Sinkgeschwindigkeit hält die in beque mer Weise durch den Autopiloten steuerbar ist. Au
diese Weise können bei automatischen Landungen di( beiden Funktionen als im wesentlichen selbständig um
voneinander unabhängig betrachtet werden. Abwand lungen gegenüber den hier erörterten Ausführungsbei
spielen sind selbstverständlich im Rahmen der Erfin dung möglich.
Hierzu 4 Blatt Zeichnungen 609 609/161
Claims (7)
1. Vorrichtung zum Steuern des Gleitwinkels beim Sinkflug, Abfangen und Aufsetzen eines Flugzeugs
mit mehreren einstellbaren Spoilern, die an den Tragflügeln zur Steuerung des Auftriebs angebracht
sind, mit einer mit jedem der Spoiler verbundenen Betätigungsvorrichtung, einem Gieitwegempfänger,
der auf einen am Boden befindlichen Sender zum Erzeugen von Gleitweglagesignalen
anspricht, die ein Maß für die vertikale Abweichung unter- und oberhalb des vorbestimmten Gleitweges
sind, und mit einem Höhenmesser zum Erzeugen von Höhensignalen, welche die Höhe des Flugzeugs
oberhalb des Erdbodens anzeigen, dadurch gekennzeichnet,
daß sie einen Rechner (50) mit einem ersten und zweiten, mit dem Gleitwegempfänger
(100) bzw. dem Höhenmesser (102) verbundenen Eingang und einen mit einer Steuereinrichtung
(54; 62) für die Spoiler (30) verbundenen Ausgang aufweist, daß der Rechner (50) auf die
Kombination der Gleitweglagesignale und Höhensignale anspricht, wobei er während des Sinkfluges,
wenn sich das Flugzeug oberhalb einer gegebenen Höhe befindet, in erster Linie auf die Gleitweglagesignale
anspricht und danach während des Abfangens und Aufsetzens, wenn sich das Flugzeug unterhalb
einer bestimmten Höhe befindet, auf die Höhensignale anspricht, um Steuersignale für die
Steuereinrichtung (54; 62) für die Spoiler zu erzeugen.
2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Rechner (50) zur Aufnahme von
Signalen von einem Höhenmesser (102) ausgelegt und mit ihm verbunden ist. der eine Einrichtung
(116) zum Messen und Erzeugen eines den barometrischen Druck der das Flugzeug umgeben
den Luft anzeigenden Signals enthält, daß eine Ein richtung (118) zum Messen und Erzeugen eines die
Temperatur der das Flugzeug umgebenden Luft anzeigenden Signals vorgesehen ist, und daß ein Dichte-Höhen-Rechner
(120) zur Aufnahme der Signale von den Einrichtungen (116), 118) zum Messen des
Drucks und der Temperatur mit denselben verbunden ist, wodurch ein Signal erzeugbar ist. das ein
Maß für die Dichte in der entsprechenden Höhe des Flugzeugs ist.
3. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Rechner (50) zur Aufnahme von
Signalen von einem Funkhöhenmesser (122) ausgelegt und mit ihm verbunden ist.
4 Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Rechner (50) einen dritten Eingang
aufweist und ein Variometer (104) zum Erzeugen von Signalen aufweist, welche die Steig- und
Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs anzeigen, daß eine Einrichtung (114) zum Erzeugen eines Soll-Wertes
für die Höhenänderungsgeschwindigkeit vorgesehen ist, und daß eine ein Differenzsignal erzeugende
Einrichtung mit dem dritten Eingang des Rechners verbunden ist und auf die Signale vom
Variometer und die Einrichtung (114) anspricht, wodurch ein Differenzsignal erzeugbar ist, das ein Maß
für die Differenz zwischen dem Soll-Wert und dem durch das Variometer gemessenen Ist-Wert darstellt.
5. Vorrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung (114) zum Erzeugen
eines Soll-Wert es für die Höhenänderungsgeschwindigkeit eine Einrichtung (122) zum Bestimmen
der vertikalen Position des Flugzeugs enthält und eine Umwandlungseinrichtung zum Empfangen
von Signalen von der Einrichtung zum Bestimmen der vertikalen Lage des Flugzeugs und zum Umwandeln
dieser Positionssignale in Höhenänderungsgeschwindigkeitssollwerte vorgesehen ist.
6. Vorrichtung nach Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, daß das Variometer (104) ein
barometrisches Variometer ist.
7. Vorrichtung nach Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, daß das Variometer (104) ein nach
dem Dopplerprinzip arbeitendes Funkvariometer ist.
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DE2000114C3 true DE2000114C3 (de) | 1976-02-26 |
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