DE2029178C3 - Verfahren zur Steuerung von Luftfahrzeugen beim automatischen Landeanflug - Google Patents
Verfahren zur Steuerung von Luftfahrzeugen beim automatischen LandeanflugInfo
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- G01S1/00—Beacons or beacon systems transmitting signals having a characteristic or characteristics capable of being detected by non-directional receivers and defining directions, positions, or position lines fixed relatively to the beacon transmitters; Receivers co-operating therewith
- G01S1/02—Beacons or beacon systems transmitting signals having a characteristic or characteristics capable of being detected by non-directional receivers and defining directions, positions, or position lines fixed relatively to the beacon transmitters; Receivers co-operating therewith using radio waves
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Description
a) ein viertes Signal [K2 -r-) bildet, das der
Ableitung des ersten Signals (K\G) nach der Zeit proportional ist,
b) ein Signal (Σ\), das die Summe des ersten und
vierten Signals beinhaltet, der Höhensteuerung (Pi, Wi) durch kollektive Rotorblattverstellung
zuführt,
c) ein Signal (I2), das die Summe des zweiten
(K4L)und dritten SignalsΓκ5-τ— j beinhaltet, der
Kurssteuerung CP2, Ps, W2, W3) des Hubschraubers
zuführt,
d) im Hubschrauber seinen Abstand vom Sender C^mißt und
e) das dritte und vierte Signal mit kleiner werdendem Abstand vom Sender verkleinert.
2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß man den Abstand aus einer Höhenanzeige
(S) bestimmt.
3. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß man im Hubschrauber seine Vertikalbeschleunigung
bestimmt, daß man aus diesem Ergebnis ein Signal (K3 V2) bildet, das die Vertikalgeschwindigkeit
des Hubschraubers darstellt, und daß man dieses Signal der Summe (Σ\) aus dem ersten
und vierten Signal hinzufügt.
4. Verfahren nach Anspruch 1 oder 3, dadurch gekennzeichnet, daß man im Hinblick auf die
Flugsicherheit den Höchstwert des der Höhensteuerung (P], Wi) zugeführten Signals begrenzt (4 in
F ig. 3).
5. Verfahren nach Anspruch 1 oder 3, dadurch gekennzeichnet, daß man das der Höhensteuerung
(Pi, Wi) zugeführte Signal nur wirksam (6 in Fig.3)
werden läßt, wenn der Hubschrauber sich in der Gleitwegebene befindet.
6. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß man ein Korrektursignal (.Σ2) für den t,o
Rollwinkel bildet, das ein Glied enthält, welches dem
dritten Signal(K5-τ—) proportional ist, und daß man
30
35
dieses Rollkorrektursignal auf die Kurssteuerung (P2, Pj, H2, Hi) aufschaltet, um den Hubschrauber in
die Landekursebene zu führen und darin zu halten.
7. Verfahren nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet,
daß man den Höchstwert des Rollkorrektursignals (.Σ2) begrenzt (9 in F i g. 3) und daß man im
Verlauf des Anflugs diesen Höchstwert auf einen der Flugsicherheit angemessenen Wert erniedrigt.
8. Verfahren nach Anspruch 6 oder 7, dadurch gekennzeichnet, daß man eine dem Rollwinkel
entsprechende Kursänderung vornimmt (P3, H3 in
F i g. 3), wobei man eine solche Drehgeschwindigkeit einhält, daß das Drehen ohne Schiebeflugzustand
des Hubschraubers vor sich geht
9. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß man im Hubschrauber die Geschwindigkeit
relativ zur Luft mißt (Kin Fig.3), daß man
aus diesem Meßergebnis ein Vergleichssignal (K6(Vi-ve) bildet, das proportional der Differenz
zwischen dieser Geschwindigkeit (vi) und der Sollwertgeschwindigkeit (ve) ist, daß man ein
Korrektursignal für die Längslage bildet, das als eines seiner Glieder das Vergleichssignal enthält,
und daß man das Korrektursignal einer Steuerung (P4, H4) für die Längslage aufschaltet, um die
Geschwindigkeitsdifferenz zu beseitigen.
10. Verfahren nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß man im Hubschrauber die Horizontalberchleunigung
mißt, daß man aus diesem Meßergebnis ein Signal
bildet, das der Ableitung
der Horizontalgeschwindigkeit nach der Zeit proportional
ist, und daß man dieses Signal als Glied dem Korrektursignal für die Längslage zuschaltet.
11. Verfahren nach Anspruch 9 oder 10, dadurch gekennzeichnet, daß man den Höchstwert des
Korrektursignals für die Längslage begrenzt (12 in F ig. 3).
12. Verfahren nach einem der Ansprüche 9 bis 11,
dadurch gekennzeichnet, daß man ein Integralsignal (13 in Fig.3) bildet, das dem Integral des
Geschwindigkeitsdifferenzsignals Kt (vi— ve) proportional
ist, und daß man dieses Integralsignal ebenfalls auf die Längslagensteuerung (H4) aufschaltet.
13. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 12,
dadurch gekennzeichnet, daß man für die Funksignale eine Trägerfrequenz zwischen 10 und 20
Gigahertz verwendet.
Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Steuerung von Luftfahrzeugen beim automatischen Anflug eines
Landeplatzes, wobei man von der Erde Funksignale aussendet, die einen Funkleitstrahl ergeben, der in der
Schnittlinie einer vertikalen Funk-Landekursebene mit einer senkrecht auf dieser stehenden und zur Waagerechten
geneigten Funk-Gleitwegebene liegt, wobei man diese Funksignale im Luftfahrzeug empfängt und
dort von ihnen ein erstes Signal, das die vertikale Winkelabweichung des Luftfahrzeugs von der Gleitwegebene
darstellt, sowie ein zweites Signal, das die horizontale Winkelabweichung des Luftfahrzeugs von
der Landekursebene darstellt, und ein drittes Signal bildet, das der Ableitung des zweiten Signals nach der
Zeit proportional ist.
Verfahren der obengenannten Art, die zur Gruppe der sogenannten »ILS«-Verfahren (Instrument Landing
System) gehören und zur Führung des Landeanflugs von Flächenflugzeugen vorgesehen sind, sind bereits bekannt
(vgl. beispielsweise US-PS 32 66 753). Diese
bekannten Verfahren haben sich für den Betrieb mit Flächenflugzeugen im wesentlichen bewährt Aufgrund
der gegebenen grundsätzlichen Unterschiedlichkeiten hinsichtlich des Steuerungsprinzips und dis Betriebsverhaltens
von Flächen flugzeugen und Hubschraubern sind die bekannten Verfahren für die automatische Steuerung
des Landeanflugs von Hubschraubern aber ungeeignet Der verstärkte Einsatz von Hubschraubern
bringt jedoch immer häufiger das Bedürfnis einer automatischen Landeanflugsteuerung hervor, zumal
eine solche auch die Einsatzmöglichkeiten von Hubschraubern vergrößert
Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, ein Steuerungsverfahren der in Rede stehenden Art
anzugeben, das die automatische Landeanflugsteuerung von Hubschraubern auf zweckmäßige und sichere
Weise ermöglicht
Bei einem Verfahren der eingangs genannten Art ist diese Aufgabe erfindungsgemäß dadurcii gelöst, daß
man zur Steuerung von Hubschraubern die im kennzeichnenden Teil des Patentanspruchs 1 angegebenen
Merkmale a) bis e) zur Anwendung bringt Danach wird die Landeanflugführung in der Weise durchgeführt,
daß Summensignale zur Steuerung der Vertikalbewegung und der Horizontalbewegung des Hubschraubers
zu Kanälen des Autopiloten zugeführt werden, die die kollektive Einstellung der Rotorblattsteigung bzw. die
der Kurssteuerung dienende Rotorblatteinstellung beeinflussen. Das Summensignal für die Höhensteuerung
durch kollektive Rotorblattverstellung wird als Summe jo
aus dem ersten Signal und dem der Ableitung des ersten Signals nach der Zeit proportionalen 4. Signal gebildet
Das Summensignal für die Kurssteuerung ist aus dem 2. und 3. Signal gebildet Außerdem ist vorgesehen, daß im
Interesse des Hubschraubers das 3. und 4. Signal mit kleiner werdendem Abstand vom Sender verkleinert
werden.
Es ist zwar aus der genannten US-PS 32 66 753 bereits an sich bekannt für die Korrektur einer
Kursabweichung die Ableitung des Abweichungssignals nach der Zeit zum Winkelabweichungssignal selbst zu
addieren. Bei dem so gebildeten Sum-nensignal handelt
es sich bei dem bekannten Verfahren jedoch um ein Signal für die Korrektur der Horizontalabweichung des
Flächenflugzeugs durch entsprechende Betätigung von Querruder und Seitenruder des betreffenden Flächenflugzeugs.
Bei der koordinierten Steuerung von Querruder und Seitenruder des Flächenflugzeugs handelt es sich aber
um ein mit der Rotorsteuerung von Hubschraubern nicht vergleichbares Steuerungsprinzip. Die Korrektur
einer Vertikalftbweichung ist bei dem durch die genannte US-PS 32 66 753 bekannten Verfahren überdies
überhaupt nicht vorgesehen, so daß auch diesbezüglich keine Vergleichsmöglichkeit mit dem
erfindungsgermißen Verfahren gegeben ist.
Es zeigt
Fig. I eine Seitenansicht eines Hubschraubers beim
Landeanflug,
F i g. 2 eine Draufsicht auf den Hubschrauber nach (,ο
Fig. I,
F i g. 3 ein Blockschaltbild einer Vorrichtung für die automatische Landeanflugsteuerung im Hubschrauber
nach Fig. 1 und 2.
Ein am Boden angeordneter Sender E sendet b5
Funksignale mit einer Trägerfrequenz von 15,5GHz aus, die eine lotrechte Landekursebene und eine darauf
senkrecht stehende und zur Waagerechten geneigte Gleitwegebene bilden, deren Schnittlinie einen Funkleitstrahl
R bildet Diese Funksignale werden im Hubschrauber empfangen und dazu verwendet um die
Flugsteuerung des Hubschraubers zu beeinflussen.
Aus den im Hubschrauber empfangenen Funksignalen bildet man ein elektrisches Signal der vertikalen
Abweichung G, das die vertikale Winkelabweichung des Hubschraubers von der Gleitwegebene darstellt, ein
abgeleitetes Signal, das der Ableitung dieses Signals der vertikalen Abweichung nach der Zeit proportional ist
und ein Korrektursignal für die kollektive Rotorblatteinstellung, das ein Dämpfungsglied /G^- enthält das
dt
dem abgeleiteten Signal proportional ist Das Korrektursignal schaltet man auf die kollektive Steigungssteuerung,
um eine passende Änderung der Vertikalgeschwindigkeit des Hubschraubers zu erzielen.
Außerdem mißt man im Hubschrauber seinen Abstand vom Sender, und man benutzt das Ergebnis
dieser Messung dazu, um das Dämpfungsglied kleiner werden zu lassen, wenn der Abstand kleiner wird.
Man kann diesen Abstand beispielsweise aus einer Höhenanzeige eines Funkhöhenmessers bestimmen.
Es ist auch vorgesehen, im Hubschrauber seine Vertikalbeschleunigung zu bestimmen und aus diesem
Ergebnis ein Signal K^vz zu bilden, das die Vertikalgeschwindigkeit
des Hubschraubers darstellt, und dieses Signal als Dämpfungsglied dem Korrektursignal für die
kollektive Steigerungssteuerung hinzuzufügen.
Schließlich begrenzt man im Hinblick auf die Flugsicherheit den Höchstwert des Korrektursignals.
Das Korrektursignal für die kollektive Steigerungssteuerung läßt man nur wirksam werden, wenn der
Hubschrauber die Gleitwegebene erreicht hat. Zu diesem Zweck ist im Hubschrauber ein Gerät
vorgesehen, das einen Empfänger D für die Funksignale des Senders Farn Boden und eine Kopplervorrichtung
C aufweist, an die der Autopilot P des Hubschraubers angeschlossen ist, wie aus F i g. 3 zu ersehen ist.
Der Empfänger D liefert an die Kopplervorrichtung Cein Signal G, das die vertikale Winkelabweichung des
Hubschraubers von der Gleitwegebene darstellt. Die Kopplervorrichtung C weist Baugruppen auf, um aus
diesem Signal G ein Korrektursignal für die kollektive Steigungssteuerung zu bilden.
Dieses Korrektursignal für die kollektive Steigungssteuerung besteht aus einem der vertikalen Winkelabweichung
des Hubschraubers von der Gleitwegebene proportionalen Hauptglied K\G, aus einem der
Ableitung dieser Abweichung nach der Zeit proportionalen Dämpfungsglied K2—p-und aus einem der
Vertikalgeschwindigkeit des Hubschraubers proportionalen Dämpfungsglied /Gvz-
Die Baugruppen der Kopplervorrichtung C weisen
u. a. auf: einen Verstärker 1, der das Signal G empfängt und das Signal K\G bildet, ein als Verstärker 2
arbeitendes, den Differentialquotienten bildendes Differenzierglied, das das Signal G empfängt und das
abgeleitete und verstärkte Signal K2- bildet, einen
dt
Signalumformer 3, der ein Signal von einem Vertikalbeschleunigungsmesser
A ν empfängt und das Signal Kjvz
bildet, das dem Summensignal Σ 1 aus den beiden
Signalen K\G und /(2-ί— hinzugefügt wird, sowie eine
dt
Begrenzungseinrichtung 4, durch die das zusammengefaßte Signal anschließend hindurchgeht.
Die Verstärkungsfaktoren K\ und Κ2 des Verstärkers
1 bzw. 2 werden von einem Signalurnformer 5 gesteuert,
der von einem Funkhöhenmesser 5ein als Höhenanzeige dienendes Signal erhält und der in Abhängigkeit von
diesem Signal die Verstärkungsfaktoren proportional der Höhenabnahme kleiner werden läßt.
Die Höhenanzeige wird nur benutzt, soweit sie eine einfache Möglichkeit bietet, um den Abstand des
Hubschraubers von dem Sender am Boden zu bestimmen, und sie kann selbstverständlich durch ein
Signal ersetzt werden, das den tatsächlichen Abstand angibt.
Die Begrenzungseinrichtung 4 dient dazu, die Ausschläge des Korrektursignals für die kollektive
Stcsgungssteuerung auf einen Höchstwert zu begrenzen,
der sich mit der Flugsicherheit des Hubschraubers vereinbaren läßt.
Das Korrektursignal K1C+ Κ2-Γ- + K3vz wird an den
Eingang eines Kanals P\ für die Höhensteuerung des Autopiloten weitergeleitet, der in Abhängigkeit von
diesem Signa! auf die kollektive Steigungssteuerung H\ des Rotors des Hubschraubers einwirkt.
Die Weiterleitung des Korrektursignals an den Kanal P\ für die Höhensteuerung wird von einer Umschalteinrichtung
6 überwacht, die die Weiterleitung des Signals so lange unterbricht, bis der im Horizontalflug sich
fortbewegende Hubschrauber die geneigte Gleitwegebene erreicht hat.
Aus den im Hubschrauber empfangenen Funksignalen bildet man ein elektrisches Signal der seitlichen
Abweichung, das die horizontale Winkelabweichung L des Hubschraubers von der Landekursebene darstellt,
daraus ein abgeleitetes Signal, das der Ableitung des Signals der horizontalen Abweichung nach der Zeit
proportional ist, sowie ein Rollkorrektursignal, das e;n
Dämpfungsglied enthält, das dem abgeleiteten Signal proportional ist und mit dem man die Rollneigung des
Hubschraubers beeinflußt, um den Hubschrauber in die Landekursebene zu führen und ihn darin zu halten.
Zu diesem Zweck liefert der Empfänger D an die Kopplervorrichtung Cein elektrisches Signal L, das die
horizontale Winkelabweichung darstellt. Die Kopplervorrichtung enthält zu diesem Zweck einen Verstärker
7, der aus diesem Signal ein verstärktes Signal K*L
bildet, ein als Verstärker 8 arbeitendes, den Differentialquotienten bildendes Differenzierglied, welches aus dem
Signal Lein verstärktes abgeleitetes Signal ^5^p bildet,
und eine Begrenzungseinrichtung 9, die den Höchstwert des aus der Summe der beiden Einzelsignale Kd. und
K5 ^- bestehenden Rollkorrektursignals 2 2 begrenzt.
at
at
Vorteilhafterweise sorgt man dafür, daß die Verstärkungsfaktoren K4 und Ks ebenfalls mit abnehmendem
Abstand des Hubschraubers vom Sender kleiner werden. Die Begrenzungseinrichtung 9 ist daher so
aufgebaut, daß sie den oberen Grenzwert erniedrigt.
wenn die Höhe unter eine vorgegebene Schwelle abgenommen hat.
Beispielsweise ist der Ausschlag des Rollkorrektursignals Σ2 zunächst auf einen solchen Wert begrenzt,
daß die durch dieses Signal gesteuerte Änderung der Rollneigung 15° nicht überschreitet, und es wird dann
auf einen solchen Wert begrenzt, daß diese Änderung 6° nicht überschreitet.
Dieses Rollkorrektursignal Σ2 wird an den Autopiloten, und zwar an einen Kanal P2 für die Rollneigung, weitergeleitet, und dieser Kanal beeinflußt die Rollsteuerung H2 des Hubschraubers, um ihn in der Landekursebene zu halten.
Mit der Änderung der Rollneigung verbindet man eine entsprechende Kursänderung, wobei man eine solche Drehgeschwindigkeit einhält, daß das Drehen ohne Schiebeflug des Hubschraubers vor sich geht.
Dieses Rollkorrektursignal Σ2 wird an den Autopiloten, und zwar an einen Kanal P2 für die Rollneigung, weitergeleitet, und dieser Kanal beeinflußt die Rollsteuerung H2 des Hubschraubers, um ihn in der Landekursebene zu halten.
Mit der Änderung der Rollneigung verbindet man eine entsprechende Kursänderung, wobei man eine solche Drehgeschwindigkeit einhält, daß das Drehen ohne Schiebeflug des Hubschraubers vor sich geht.
Zu diesem Zweck weist der Autopilot feinen Kanal Pj für die Gierbewegung und eine Verkettung zwischen
diesem Kanal und dem Kanal Pi für die Rollbewegung
auf, so daß mit einer Änderung der Rollneigung eine entsprechende Beeinflussung der Kurssteuerung H3
verbunden ist.
Die Kopplervorrichtung C weist ebenfalls Baugruppen
für die Bildung eines elektrischen Korrektursignals für die Längslage auf, das aus einem der Differenz
zwischen der Geschwindigkeit relativ zur Luft Vi und der Sollgeschwindigkeit Vc des Hubschraubers proportionalen
Hauptglied Ke(Vi- Vc) und aus einem der Ableitung der Horizontalgeschwindigkeit des Hubschraubers
nach der Zeit proportionalen Dämpfungsglied K7^b
dl
dl
Diese Baugruppen weisen eine Vergleichseinrichtung 10 auf, die von einem Fahrtmesser V ein Signal der
Istfahrt Vi und von einem Geschwindigkeitssteuergerät T ein Signal der Sollfahrt Vc erhält und daraus das
Vergleichssignal K6(Vi- Vc) bildet, das dem Signal
Kj=^i hinzugefügt wird, das in einem Signalumformer
dr
11 aus einem Signal der Horizontalbeschleunigung gebildet wird, das von einem Horizontalbeschleunigungsmesser
Al geliefert wird, um ein Korrektursignal zu bilden, das nach dem Durchgang durch eine den
Höchstwert begrenzende Begrenzungseinrichtung 12 an einen Kanal P4 für die Längslage im Autopiloten
weitergeleitet wird.
Dieser Kanal für die Längslage beeinflußt demzufolge
die zyklische Rotorblattsteuerung H4 des Hubschraubers,
um die Längslage soweit wie nötig zu korrigieren.
Dieser Kanal für die Längslage weist außerdem einen Integrator 13 auf, der ebenfalls das der Differenz
zwischen der Geschwindigkeit relativ zur Luft (Istfahrt) und der Sollfahrt des Hubschraubers proportionale
Signal Ke (Vi- Vc) erhält und daraus ein dem Integral
des Geschwindigkeitsdifferenzsignals proportionales Integralsignal bildet, das ebenso wie das Korrektursignal
für die Längslage ausgewertet wird.
Hierzu 2 Blatt Zeichnungen
Claims (1)
1. Verfahren zur Steuerung von Luftfahrzeugen beim automatischen Anflug eines Landeplatzes,
wobei man von der Erde Funksignale aussendet, die einen Funkleitstrahl ergeben, der in der Schnittlinie
einer vertikalen Funk-Landekursebene mit einer senkrecht auf dieser stehenden und zur Waagerechten
geneigten Funk-Gleitwegebene liegt, wobei man diese Funksignale im Luftfahrzeug empfängt und
dort von ihnen ein erstes Signal, das die vertikale Winkelabweichung des Luftfahrzeugs von der
Gleitwegebene darstellt, sowie ein zweites Signal, das die horizontale Winkelabweichung des Luftfahrzeuges
von der Landekursebene darstellt, und ein drittes Signal bildet, das der Ableitung des zweiten
Signals nach der Zeit proportional ist, dadurch
gekennzeichnet, daß man zur Steuerung von Hubschraubern
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR6923727A FR2050270A1 (de) | 1969-07-11 | 1969-07-11 |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE2029178A1 DE2029178A1 (de) | 1971-01-14 |
DE2029178B2 DE2029178B2 (de) | 1979-07-12 |
DE2029178C3 true DE2029178C3 (de) | 1980-03-20 |
Family
ID=9037342
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19702029178 Expired DE2029178C3 (de) | 1969-07-11 | 1970-06-13 | Verfahren zur Steuerung von Luftfahrzeugen beim automatischen Landeanflug |
Country Status (3)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE2029178C3 (de) |
FR (1) | FR2050270A1 (de) |
GB (1) | GB1311308A (de) |
Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2276507B (en) * | 1993-03-25 | 1996-02-14 | Port Of Singapore Authority | An alignment system |
-
1969
- 1969-07-11 FR FR6923727A patent/FR2050270A1/fr not_active Withdrawn
-
1970
- 1970-06-13 DE DE19702029178 patent/DE2029178C3/de not_active Expired
- 1970-07-03 GB GB3240970A patent/GB1311308A/en not_active Expired
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE2029178B2 (de) | 1979-07-12 |
DE2029178A1 (de) | 1971-01-14 |
GB1311308A (en) | 1973-03-28 |
FR2050270A1 (de) | 1971-04-02 |
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