DE2124050A1

DE2124050A1 -

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Publication number: DE2124050A1
Application number: DE19712124050
Authority: DE
Original assignee: Sperry Rand Corp
Current assignee: Sperry Corp
Priority date: 1970-05-14
Filing date: 1971-05-14
Publication date: 1971-11-25
Also published as: CA951414A; FR2088559A1; US3652835A; FR2088559B1; GB1351701A

Description

Patentanwälte
Dipl. Ing.C. Wallach

Dipl. Ing. G. Koch J 4. MAI 1971

Dr. T. Haibach
8 München 2
Kaufingarstr. 8. Tel. 24 0275 15 loö - flc/hi

Sperry Rand Corporation, New York: - USA

Vorrichtung zur Landungssteuerung eines Luftfahrzeuges entlang eines Gleitpfad-Leitstrahls

Die Erfindung bezieht sich auf eine Vorrichtung zur Steuerung eines Luftfahrzeuges zur Landung entlang eines Hochfrequenz-Qleitpfad-Leitstrahls und insbesondere, jedoch nicht ausschließlich auf eine derartige Vorrichtung, die sowohl für eine Autopilot- als auch Flugrichtungsanzeige-Betrlebsweise zur Steuerung eines Luftfahrzeuges während des Kurses zum Einfangen des Leitstrahls, während des Abstiegs und während der Abfangphasen des Landeverfahrens geeignet ist.

Bekannte Vorrichtungen zu Steuerung eines Luftfahrzeuges zur Landung entlang eines Hochfrequenz-Gleitpfad-Leitstrahls sind beispielsweise in den britischen Patenten 1 000 515» 987 100 und 1 025 142 der Anmelderin beschrieben. Das erste dieser drei Patente bezieht sich auf Vorrichtungen zum Einfangen des Gleitpfad-Strahls, während die übrigen zwei Patente sich mit Vorrichtungen zur Abflachung und zum Abfangen des Strahls zur Erzielung des erwünschten Aufsetzens

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befassen. Ee ist zu erkennen, daß der Ausdruck "Abflachen¹* oder ;Abfangen" zur Bezeichnung des Ausschwebens oder des Ausrichtens des Luftfahrzeuges unmittelbar vor der Landung verwendet wird.

Im britischen Patent 1 000 515 ergibt sich die hauptsächliche Steuerung zum Einfangen des Strahls oder zun Einführen des Luftfahrzeuges in den Strahl durch ein Höhenänderungswert-Fehlersignal, das von einem Signalvergleich zwischen einem eine gewünschte Sinkgeschwindigkeit darstellenden Signal und einem die tatsächliche gemessene Sinkgeschwindigkeit darstellenden Signal abgeleitet wird. Genauer gesagt wird der Strahl dadurch eingefangen, daß bestimmt wird, wann das Luftfahrzeug die Mittellinie des Gleitpfad-Strahls eingefangen hat und daß dann ein Oleitpfad-Empfänger eingeschaltet wird, so daß sich die Längsneigungssteuerung aus einem die Verschiebung des Luftfahrzeuges von dem Strahl anzeigenden Signal, dem Integral des Verschiebungssignals und dem Höhenänderungswert-Fehlersignal plus Lagen- und D&mpfungsausdrücken ergibt. Wie es oben erwähnt wurde, ergibt das Höhenänderungswsrt-Fehlersignal die überwiegende Längsneigungssteuerung während der Einfangphase, und zwar, um schnell das Uberschwlngen (overshoot) zu verringern, das infolge der Verzögerung des Beginns des LMngsneigungsmanövers auftritt, bevor der Mittelpunkt des Gleitpfad-Strahls eingefangen wurde. Nach einem kurzen Intervall in der Größenordnung von 10 Sekunden wird Jedoch das Höhenänderungswert-Fehlersignal aus der Längsneigungs-Steuerschleife ausgeschaltet und der Abstieg wird unter der hauptsächlichen Steuerung der Strahlverschiebung und den Integral der Strahlverschiebungesignale weitergeführt. Diese Vorrichtung weist ein verhältnismäßig großes Eigen-Überschwingen Infolge ihrer Betriebswelse auf.

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Dieses überschwingen oder Hinausschießen kann durch Einschalten des Hönenänderungswert-Fehlersignals für eine vorgegebene Zeit verringert werden, um die Längsneigungs-Schlelfe vor dem Einfangen des Mittelpunktes des Strahls zu steuern, woraufhin die Strahlverschiebungs- und Integral-Signale zur Steuerung des Abstiegs des Luftfahrzeuges entlang des Gleitpfad-Strahls verwendet werden. Es ist für den Fachmann verständlich, daß selbst für ein Einfangen Del Einhalten einer Standardhöhe, d.h. ein Einfangmanöver, das zu der Zeit eingeleitet wird, wenn sich das Luftfahrzeug in ebenem Flug befindet, anzunehmen ist, daß sieh am Ende der Hönenänderungswert-Fehlersignal-Steuerungsperiode ein Abliegen von dem Strahl ergibt.

Ein bevorzugtes AusfUhrungsbeisplel der vorliegenden Erfindung vermeidet die oben erwähnten Beschränkungen derartiger bekannter Vorrichtungen, indem es kontinuierlich das Strahlverschiebungssignal zusammen mit gespeicherten Sinkgesohwlndlgkeitssignalen und tatsächlichen Slnkgeschwindlgkeitaeignalen vom Beginn des Einfangmanövers an verwendet. Weiterhin wird, wenn der Autopilot- oder Flugrichtungsanzeiger-Gleitpfad-Koppler des bevorzugten Ausführungsbeispiels einmal betätigt wurde, die Notwendigkeit für ein weiteres Schalten der verschiedenen Signale vermieden, wodurch die Zuverlässigkeit des Systems verbessert wird.

Bekannte, Abfangsysteme verwendende Vorrichtungen, wie sie z.B. durch das britische Patent 987 100 beschrieben werden, verwenden ein Gleitpfad-Leitstrahl-Verschiebungssignal zur Steuerung des Flugrichtungsanzelger-Balkens während des Abstiegs, bis eine vorgegebene Übergangshöhe erreicht wird, wobei das Signal zu dieser Zelt unwirksam gemacht wird. Während des Abstiegs zur Übergangshöhe wird der tatsächliche Honenänderungswert gespeichert und nach dem über-

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gangspunkt wird das gespeicherte Signal mit einem Signal verglichen« das die tatsächliche gemessene Sinkgeschwindigkeit anzeigt, um ein Steuersignal für den Flugrichtungs-Balken zu erzeugen. Diese Technik wird aufgrund der Wahrscheinlichkeit verwendet, daß das Gleitpfad-Empfängersignal ungewollte Informationen bei Höhen unterhalb der Übergangshöhe enthält. Bei einer darauffolgenden niedrigeren Höhe wird das Abfangmanöver durch Einführung eines konstanten Ausdruckes in das Sinkgeschwindigkeits-Steuersignal eingeleitet, so daß das Luftfahrzeug veranlaßt wird, sich leicht aufzurichten und somit zur Landung auszuschweben. Eine derartige Betriebswelse kann jedoch unerwünscht harte Landungen ergeben oder kann alternativ ein Aufsetzen ausschließen* Wenn z.B. die nominal erwünschte Aufsetz-Sinkgesohwindigkeit zwei Fuß pro Sekunde ist« was einer Sinkgeschwindigkeit vor dem Abfangen von beispielsweise 11 Fuß pro Sekunde entspricht, muß der Abfang-Befehl (d.h. die Konstante« die den Sinkgeschwindigkeitssignalen hinzugefügt wird) eine Änderung von 9 Fuß pro Sekunde in der Sinkgeschwindigkeit hervorrufen. Wenn die tatsächliche Sinkgeschwindigkeit aus irgendwelchen Gründen, beispielsweise wegen eines starken RUckwindes, größer als die nominale Wert von 11 Fuß pro Sekunde 1st, so daß sie beispielsweise einen Wert von 14 Fuß pro Sekiaide hat, ergibt die Verringerung um 9 Fuß pro Sekunde eine Aufset ζ-Sinkgeschwindigkeit von 5 Fuß pro Sekunde, die ungeeignet ist. Wenn andererseits die tatsächliche Sinkgeschwindigkeit lediglich 8 Fuß pro Sekunde am Beginn des Ausschwebens ist, ergibt die Verringerung um 9 Fuß pro Sekunde eine Aufstiegsgeschwindigkeit von 1 Fuß pro Sekunde und verhindert somit eine Landung des Luftfahrzeuges.

In einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung wird eine Abfangsteuerung mit geschlossener

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Schleife im Gegensatz zu den Abfangeteuerung mit offener Schleife bekannter Vorrichtungen verwendet, um das Auftreten der oben beschriebenen Bedingungen zu verhindern. Weiterhin ist im Fall der bekannten» Strahleinfang-Systeme einschließenden Vorrichtungen zu erkennen, daß bei der Vorrichtung nach dem britisohen Patent 987 100 ein erhebliches Schalten von Signalen erforderlich ist und dies ist ebenfalls bei der Vorrichtung nach dem britischen Patent 1 025 142 der Fall. Das bevorzugte Ausführungsbeispiel der

¹ vorliegenden Erfindung führt andererseits das Abfangmanuver ohne Schalten von Signalen durch und ergibt somit einen vollständig schaltfreien Betrieb während des Sin-

■ fangens, des Abstiegs und der Abfangphasen. Wie es im folgenden erläutert wird, tritt das einzige bei der Vorrichtung nach dem bevorzugten Ausführungsbeispiel verwendete Schalten bei einer Synchronler-Betriebsweise nach Einleiten der Einfangphase auf, um die Vorrichtung in die Autopilot- oder Abfangrichtungs-Steuerung zu bringen. Weiterhin wird aufgrund der verwendeten Integratortechnik bei dem bevorzugten Ausführungsbeispiel die Notwendigkeit eines Übergangs-Höhenbezugs vermieden*

Eine entsprechend einem Grundgedanken der Erfindung ausgebildete Vorrichtung zur Steuerung eines Luftfahrzeuges zur Landung entlang eines Hochfrequenz-Oleltpfad-Leltstrahls umfaßt einen Integrator zur Speicherung eines eine gewünschte Sinkgeschwindigkeit entlang des Gleitpfad-Strahls darstellenden Signale, Mittel zur Erzeugung eines die Verschiebung des Luftfahrzeuges von der Mittellinie des Gleitpfad-Strahle darstellenden Signals, Mittel zur Lieferung eines den tatsächlichen Höhenänderungswert des Luftfahrzeuges darstellenden Signals, Mittel zur algebraischen Summierung des gespeicherten Signals des Integrators mit den Signalen des tatsächlichen Höhenänderungswertes und der Strahlver-

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Schiebung, und Mittel zur selektiven Kopplung des Ausgangs der Summierungemittel mit dem Eingang des Integrators zur Steuerung des Ausgangesignalpegels des Integrators ent· sprechend der momentanen Amplitude der Strahlverschiebungs- und Höhenänderungawert-Signale, wobei ein vorgeschriebenes erwünschtes Sinkgeschwlndigkeits-Slgnal für eins gegebene Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges in einen horizontalen Flugzustand am Ausgang des Integrators an einer vorbestimmten Entfernung von der Mittellinie des Gleitpfad-Strahls erzeugt wird.

* Sine entsprechend einem anderen Grundgedanken der Erfindung ausgebildete Vorrichtung zur Steuerung eines Luftfahrzeuges zur Landung entlang eines Hochfrequenz-Gleitpfad-Strahls umfaßt Mittel zur Speicherung eines ein· erwünschte Sinkgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges entlang des Qleitpfad-Strähls darstellenden Signals und Mittel zur kontinuierlichen Modifizierung des erwünschten Sinkgeschwindlgkelts-Signals als Funktion der Höhe von einer vorgegebenen Höhe bis zum Aufsetzen, so daS die Aufsetz-Sinkgesohwindlgkeit ein vorgeschriebener Bruchteil der momentanen, an der vorbestimmten Höhe vorherrschenden Sinkgeschwindigkeit ist.

Ein bevorzugtes erfindungsgemäßes AusfBhrungsbelspiel hat die Form eines Gleitpfad-Kopplers, der eine Höhenänderungswert-Dämpfung aufweist und der sowohl für eine Autopilot- oder Flugrichtungsanzeige-Betriebswelse geeignet ist, um ausgezeichnete Betriebseigenschaften bei alniaaler Komplexität, maximaler Austauschbarkeit von Teilen und Anpaßbarkeit an Flugsteuerungsgesetze aufzuweisen. Der Koppler schließt eine Synchronleierbetriebsweise ein, die während des Reisefluge vor dem Einfangen des Gleitpfad-Strahls betätigt wird. In der Synchronisierbetriebsweise wird der Ausgang eines Längsnelgungs-BetMtlgungs-Xrelber-

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Verstärkers an den Eingang des Integrators zurückgekoppelt, der das Ausgangselgnal für die Suamierung mit dem Gleitpfad-Strahl-Versohiebungssignal und dem Höhenänderungswert-Signal in dem Treiberverstärker liefert. Semit 1st das Strahl-Verschiebungssignal für einen Horizontal-Flugzuetand, in anderen Worten für eine Standard-Höhenhaltungserfassung oder für einen Hollenänderungswert von Null gegen den Integratorauegang derart ausgeglichen, daß ein Signal geliefert wird, das eine erwünschte nominelle Sinkgeschwindigkeit darstellt. Der Integrator wird außerdem sowohl bei der Autopilot- als auch bei der Flugrichtungsanzeige-Betriebsweise' verwendet, um ein steuerbares erwünschtes Sinkgesohwindigkelts-Signal zu liefern, das entsprechend der tatsächlichen Sinkgeschwindigkeit bestimmt wird. Bei der Autopilot-Betriebsweise wird dies durch Verbinden des Integrators zum Empfang des Strahl-Verschiebungssignals von dem Gleitpfad-Empfänger erreicht, während dies in der Flugrlchtungsanzelge-Betriebsweise durch Einschalten des Integrator-Ausgangs in seinen Eingang zusammen mit dem Höhenänderungewert-Signal erreicht wird.

Spezieller gesagt wird einem zur Ansteuerung des Flugrichtunganzelge-BalkensL angeschalteten Verstärker an seinem Eingang ein von dem Ausgang des Integrators abgeleitetes Signal zusammen mit den Strahl-Verschiebungs- und Höllenänderungswert· Signalen zugeführt. Nunmehr entspricht als Ergebnis des vorhergehenden Synchronisierbetriebs das Integrator-Ausgangssignal der Gleitpfad-Sinkgeschwindigkeit. Wenn das Luftfahrzeug ein vorgegebenes Radial des Strahls auffängt, wird es in die Flugrichtungsanzeige-Betriebsweise geschaltet, wie es vorher von dem Piloten ausgewählt wurde, woraus sich der oben erwähnte Signaleingang an den Integrator ergibt, nämlich der Höhenänderungswert- und Integratorausgang, worauf . ein Signal am Integratorausgang geliefert wird, um das dem Eingang des Flugrlchtungsanzelge-Verstärkers zugeführte

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Höhenänderungswert -Signal auszulöschen. Somit ist das Gleitpfad-Strahlverschiebungssignal die vorherrschende Steuerung für den Anzeigebalken, wobei ά&ζ HöhenMnderungswert-Signal eine PfacMämpfung ergibt=, Die Vorrichtung bewirkt daher während des Abstiegs eine Yerringerung der Strahlverschisbung auf Mull, wobei das Integrator-Ausgangssignal das statische Sinkgesehwindigkeita-Signal auslöscht„

In der Autopilot-Betrlebsweise ist der Betätigungs-Treiber«- verstärker so angeschaltet, daß er ein von dem Integrator abgeleitetes Signal zusammen mit Gleltpfad-Strahlverschisbungs- und Höhenänderungswert-Signalen empfängt« Wie in dem Fall des Flugrlehtungsanzeigers hat der vorhergehende Synchronisierbetrieb das Integrator-ÄuEgangssignal auf einen Pegel ge« bracht^ der der Gleitpfad-Sinkgesohwindigkelt entspricht und dann wird der Koppler in die Autopilot-Betriebswelse entsprechend der Auswahl des Piloten geschaltet, wenn das Luftfahrzeug den Strahl auffängt» In der Autopilot-Betriebsweise wird das Sleitpfad-Strahlvorschiebungssignal auf den Inttgratoreingang aufgesshaltet und die Vorrichtung wirkt so, daß die Strahl verschiebung auf Null integriert wird;, so daß das System erfüllt ist, wenn die Strahlverschietoung Null ist und der Strahlintegrator die Sinkgeschwindigkeit aufhebt. Somit speichert der Integrator sowohl bei Autopilot» als auch bei Flugriehtiazigsanzelge-BetPleb wirksam die Sinkgeschwindigkeit.

Weiterhin wird das Oleitpfad-Versohiebungssignal sowohl bei der Autopilot» als auch bei der Flugrichtungsanzeige-Betriebswelse kontinuierlich als Funktion der llölm_t ausgehend von einer vo^gesehriebenen Höhe, ssodifisiftrt, um die Konvergenz des Gleitpfad-Strahls zu kompensieren, w@nn sich das Luftfahrzeug dem Boden nähert. In gleicher Weise wird in beiden Betriebsweisen ein Abfangb-^fehl bei &iner vorbestimmten Höhe

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eingeleitet, worauf das Gleitpfad-Verschiebungssignal unwirksam gemacht wird und worauf der Integratorausgang kontinuierlich als Funktion der Höhe modifiziert wird, um ein Ausschweben 2u erzielen, das durch die momentane Sinkgeschwindigkeit am Beginn des Abfangmanövers bestimmt ist, um ein Aufsetzen innerhalb tolerierbarer Begrenzungen einer nominellen Aufsetζ-Sinkgeschwindigkeit sicherzustellen.

Die Erfindung wird im folgenden anhand eines in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispiels noch näher erläutert. In der Zeichnung zeigen:

Fig. 1 ein Blockschaltbild einer ein bevorzugtes

Ausführungsbeispiel der Erfindung darstellenden Vorrichtung;

Fig. 2 ein Diagramm eines typischen Gleitpfades

eines von der in Fig. 1 dargestellten Vorrichtung gesteuerten Luftfahrzeuges.

In der Zeichnung umfaßt die erfindungsgemäße Gleitpfad-Koppelvorrichtung einen Autopilot-Betätigungs-Treiberverstärker 10 und einen Flugrichtungs-Anzeige-Treiberverstärker 11, die über jeweilige Widerstände 12a, 12b. und 12c bzw. 13a, 13b und 13c mit den Punkten A, B und C verbunden sind, die ihrerseits jeweils mit den Ausgängen eines Abfangmultipllzierers I^ bzw. eines Strahlmultiplizierers 16 bzw. eines Verstärkers 17 verbunden sind, um geeignete Betriebssteuerungssignale zum empfangen. Während des normalen Reiseflugs befinden sioh die Schalter S2 und S3 in der in Fig. 1 gezeigten REISE-Steilung, so daß der Koppler unwirksam ist.

Es sei der Betrieb des Kopplers vor dem Auffangen des Gleltpfad-Strahls betrachtet, wobei momentan die Wirkungsweise des

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Funk-Höhenmessers l8 und der beiden programmierbaren Begrenzer 19 und 21 außer Betracht bleiben soll* Zu dieser Zeit wird der Xoppler in Synchronisierbetrieb betrieben, was dadurch angezeigt wird, daß der Schalter Sl mit dem SYNCH-Kontakt im Eingriff steht. Bei dieser Betriebswelse ist der Ausgang des Befcätigungs-Treiberverstärkers 10 über einen Widerstand 22 und den Schalter Sl mit dem Eingang eines Integrators 23 verbunden, dessen Ausgang über eine Leltuiis 2% mit i®m Eingang des Abfang-Multipllzierers 14 verbunden ist. Bei der Synohronlsationshöhe, typischerweise ungefähr ifjOQ Fuß oder· mehr multipliziert der programmier-

f bar® Begrenzer 21 den Xntegratorausgang mit 1, so daß der Integrator 25 im Ergebnis direkt mit dem Punkt A verbunden ist. In gleicher Weis® multipliziert «Ser programmierbare Begrenzer 19 bei der Synchronisierhöhe das am Ausgang eines Qleitpfad-EmpfSngers 24 gelieferte Strahlverschiebungs-Signal mit einem Faktor 1, so daß der Empfängerausgang im Ergebnis direkt mit dem Funkt B verbunden ist. Zusätzlich sind, wie dies in Flg. 1 gezeigt 1st, an den Eingang des Verstärkers 17 über die Widerstände 26a, 26b und 26c jeweils HShenänderungswert^Normalbeschleunigungs- und Längsneigungswinkelgeschwindigkelts-Signa3e angeschaltet. Für eine Standard-Höhenhalte-Qleitpfad-Erfassung, d.h., bei einem im Horizontalflug fliegenden Luftfahrzeug während des

Synchronisierbetriebs sind alle diese Signale zusätzlich zum Rückführungssignal von einem linear veränderlichen Differentialtransformator 25 im wesentlichen gleich Null und ergeben somit einen Signalpegel Null am Funkt C. Somit sind bei im Horizontalflug fliegenden Luftfahrzeug die zwei Eingangssignale an den Betätigungs-Treiberverstärker 10 der an den Punkt A gelieferte Integrator/Abfangmultiplizierer-Ausgang und das an dem Punkt B gelieferte Gleitpfad-Strahl-Verschiebungssignal, In Wirklichkeit ist der Oleitpfad-Strahl beträchtlich breiter* ungefähr - 200 mV, als die in

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Pig. 2 dargestellte t 30 mV Breite. Während der ^zeit, während der das Luftfahrzeug von dem +200 mV-Strahlkantenbereich zum +30 mV-Radial fliegt, synchronisiert der Koppler, wobei der Integratorausgang sich kontinuierlich ändert, um das sich ändernde Strahlverschiebungssignal aufzuheben, und wobei die Kopplerverstärkungen derart eingestellt sind, daß das gegen das Integrator/Abfangmuitiplizlerer-Ausgangssignal ausgeglichene +30 mV-Strahlverschiebungs-Slgnal für eine gegebene Luftfahrzeuggeschwindigkeit einer erwünschten Sinkgeschwindigkeit entlang des Gleitpfad-Strahles, beispielsweise U FuB pro Sekunde entspricht. An dem +30 mV-Radial oder -Strahl (Punkt M in Pig. 2) liefert ein StrahlfUhler ein AuBgangssignal zur Betätigung der Schalter S2 und S3 in die OLEITPPAD-Steilung, wodurch es dem Verstärker 10 ermöglicht wird, eine Betätigung 28 zu steuern, die ein Höhenruder 29 antreibt und wodurch es in gleicher Weise dem Verstärker U ermöglicht wird, den Flugrichtungsanzeige-Balken anzusteuern. Zum gleichen Zeitpunkt wird der Schalter Sl entweder in die AUTOPILOT- oder FLUGRICHTUNOSANZEIGE-Stellung entsprechend einer vorhergehenden von dem Piloten durchgeführten Auswahl betätigt. Es 1st verständlich, daß der obige Bezug auf eine Standardhöhenerfassung nicht als Anzeichen dafür betrachtet werden kann, daß der Koppler nur unter solchen Bedingungen arbeiten kann. Für den Fachmann ist es erkennbar, daß der Koppler zur Erzielung des erwünschten Ergebnisses selbst unter abweichenden dynamischen Bedingungen wirksam ist, die während der Synchronisierbetriebsweise vorherrschen. Die Standard-Höhenhaltungs-Erfassung wurde zur Vereinfachung besprochen, um die Beschreibung und das Verständnis zu erleichtern.

Es sei zunäohst die Flugrichtungsanzeige-Betriebsweise betrachtet. Bei Betätigung des Schalters Sl in die FLUG-RICHTUNGSANZEIOE-Steilung werden das Integrator-Ausgangssignal und das am Ausgang des Komplementärfilters 31 gelie-

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ferte Höhenänderungswert-Signal über ein die Widerstände 32a und 32b umfassendes Summiernetzwerk 32 in den Eingang des Integrators 23 eingeschaltet. Das Komplementärfilter 31 liefert eine Übertragungsfunktion von in Bezug auf das Höhenänderungswert-Signal (A₃), das es Über einen Widerstand 36 von einem barometrischen Höhenänderungswert-Fühler 37 der in dem britischen Patent 1 000 515 beschriebenen Art ableitet. Weiterhin ergibt das Filter 31 eine übertragungsfunktion von ⁱⁿ Bezug &ui* das Normal-Besehleunlgungssignal h,, das von einem Normal-Beschleunigungsmesser über einen Sinus versus-Rechner 39 und einen Widerstand 4l abgeleitet wird. Das sich aus der Summe dieser Übertragungsfunktionen ergebende Ausgangssignal des Komplementärfilters 31 ist:

η 11h _ _h Ils ti h (lls+1)

lls+1 ⁺ lls+1 ~ lls+1 ⁺ lls+1 ** lls+1

oder einfach h {Höhenänderungswert}. Durch derartiges Summleren des Höhenänderungswert- und des Normal-Beschleunigungs-Signals 1st das momentane am Ausgang des Komplementärfilters 31 erzeugte Höhenänderungswert-Signal eine Funktion des barometrischen Höhenänderungswertes bei niedrigen Frequenzen und des Trägheits-Höhenänderungswertes bei hohen Frequenzen* Wie dies in Fig. 1 gezeigt ist, wird der Sinus versus-Rechner 39 entsprechend dem Querneigungswinkel (0) des Luftfahrzeuges gesteuert, um die verringerte Wirkung der Erdschwerkraft auf den Normal-Beschleunigungsmesser 38 zu kompensieren, wenn das Luftfahrzeug, ausgehend von einem ebenen Zustand, eine Querneigungsbewegung ausführt. Dieses Merkmal ist natürlich nicht erforderlich, wenn das Normal-Beschleunigungs-Signal von einer stabilen Plattform gewonnen wird. Eine Kurzzeit-Betriebsdämpfung während der Gleitpfad- und Abfangsteuerung und eine feste Steuerung an den Strahl gegen

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Windböen oder Windschervmg ergibt sich durch gefilterte Längsneigunge-Winkelgeachwindigkeits-Signale (ö) und Normal-Beschleunigungs-Signale, die jeweils von einem Längsneigungs-Winkelgeschwindigkeits-Fühler 42 (über ein Bandpaßfilter 43) bzw. von dem Ausgang des Normal-Beschleunigungsmessers 38 und dem Sinus versus-Rechner 39 über ein Filter 44 abgeleitet werden.

Wenn sich das Luftfahrzeug zu Anfang vom Punkt M an dem 30 mV-Strahl-Radial in Richtung auf die Mittellinie 34 des Strahls bewegt, sinkt das Strahlverschiebungssignal ab, wodurch die Spannung am Funkt B erniedrigt wird. Diese Verringerung des Aufwärtsflug-Befehls ergibt einen Abwärtsflug-Befehl, der das Luftfahrzeug veranlaßt, eine Längsneigungs-Bewegung nach unten auszuführen, um auf die Mittellinie 34 des Gleitpfad-Strahls zu gelangen. Zu dieser Zeit wird das Höhenänderungswert-Signal wirksam, wobei sich das Endergebnis ergibt, daß der Integrator 23 ein Signal am Punkt A erzeugt, das das Höhenänderungswert-Signal am Punkt C aufhebt. Mit anderen Worten wird, wenn das Luftfahrzeug eine Längsneigungs-Bewegung nach unten ausführt und sich der Strahlmittellinie 34 nähert, das HÖhenänderungswert-Slgnal vergrößert, während gleichzeitig das Strahlversohlebungssignal verringert wird, bis schließlich, wenn das Luftfahrzeug sich auf der Qleitpfad-Mittelllnie 34 befindet, das Strahlverschiebungs-Signal Null 1st und das Höhenänderungswert-Signal am Punkt C gegen den Ausgang des Integrators 23 und des Abfangmultlpllzierers 14 am Punkt A ausgeglichen 1st. Danach wird unter der Annahme einer ziemlich stetigen Sinkgeschwindigkeit der Flugrichtungsanzeige-Balken durch das Strahlverschiebungs-Signal gesteuert, wobei das aufgehobene Höhenänderungswert-Signal eine Flugwegdämpfung ergibt. Das Einfang- oder Erfassungsmanöver wird daher unter der kontinuierlichen Steuerung des Strahlversohlebungs-

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Signals mit Unterstützung durch die tatsächlichen und gewünschten Höhenänderung«-Signale durchgeführt, wobei sich ein asymptotisches Einfangen oder Erfassen der Strahleittellinie 34 ergibt» wie dies durch den in unterbrochenen linien dargestellten Plugweg in Flg. 2 dargestellt ist· Der Betrieb in der vorstehenden Weise dadurch erzielt, daß der Widerstand 32b so ausgewählt wird, daß sich eine Integrator-Rückführung mit langer Zeitkonstante in der Größenordnung von 40 Sekunden ergibt. Dies wandelt im Ergebnis den Integrator 23 in ein Verzögerungsnetzwerk in Bezug auf das ihm über den Widerstand 32a zugeführte Köhenänderungswsrt-Signal um. Somit kann das Ausgangssignal des Integrators 23 sich ausgehend von dem nominalen Sinkgeschwindigkeitewert ändern, der während der Standard-Höhenhai te-Er fassung angenoonen wird, jede auftretende Änderung ist jedoch aufgrund der Wirkungsweise des Integrator-Zeitverzögerungsnetzwerkes klein. In der Zwischenzeit erzeugt jede Änderung der tatsächlichen Sinkgeschwindigkeit unmittelbar ein Signal am Punkt C, ue die Flugwegdümpfung zu liefern. Das gewünschte Endergebnis dieser Wirkungsweise besteht darin, daß das Integratorausgangasignal sich ändert, um die tatsächlich gemessene Sinkgeschwindigkeit, ganz gleich welcher Größe, aufzuheben, so daß das Strahl Verschiebungssignal wirksam den Flugrichtung^- anzeige-Balken wahrend des Oleltpfad-Abatiege steuern kann, wodurch es möglich ist, daß eine Entfernung von des Strahl vermieden wird.

Wenn das Erfassungs- oder Einfangmanöver beginnt, vorzugsweise an der vorgeschriebenen Höhe von 15OO Fuß, bewirkt der Begrenzer 19 eine Modifikation des Strahlversehiebungs-Signals als Punktion der Höhe in Abhängigkeit von einem von dent Punk-Höhenmesser 18 abgeleiteten Signal, um so die Konvergenz des Oleltpfad-Strahls zu kompensieren, dUh., die Signalstärke pro Fuß der Verschiebung von der Mittellinie 3% des

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Strahle, wenn sich da» Luftfahrzeug dem Landestreifen nähert, Dies kann in einfacher Weise dadurch erreicht werden, daß der Begrenzerapannung8-Ausgang (V_QU^) ^von Sine bis auf Null entsprechend der Höhe geändert wird, wie dies in Fig* I gezeigt ist. Irgendeine übliche, zur Ausführung der angezeigten Funktion geeignete Schaltung kann verwendet werden. Auf diese Weise wird das Strahlversehiebungs-Signal mit schrittweise kleineren Zahlen multipliziert, wenn sioh die Höhe des Luftfahrzeuges verringert. Schließlich wird am Abfangpunkt N, beispielsweise in einer Höhe von 65 Fuß, der Strahl-Multipliziererausgang infolge der Multiplikation des Strahlversohiebungs-Signals mit dem Spannungsausgang Null von dem Begrenzer 19 auf Null verringert. Zum gleichen Zeitpunkt wird der Spannungsausgang des Begrenzers 21 von Eins auf 0.2 als Funktion der Höhe in Abhängigkeit von dem Funk-Höhenmessersignal verringert, wodurch das Signal am Punkt A verringert wird. Dieses stellt einen Aufwärtsflug-Befehl dar, der das Luftfahrzeug veranlaßt, vor dem Aufsetzen auszuschweben. Somit erzeugt die gewünschte GKLeitpfad-Sinkge8chwindlgkeit von 11 Fuß pro Sekunde eine Aufsetzsinkgeschwlndlgkeit von 2.2 Fuß pro Sekunde. Wenn die Sinkgeschwindigkeit auf 14 Fuß pro Sekunde ansteigt, wie dies unter Bezugnahme auf bekannte Vorrichtungen erläutert wurde, steigt die Aufsetz-Sinkgeschwlndigkeit auf lediglich 2.8 Fuß pro Sekunde an und ein Aufsetzen wird in gleicher Welse mit einer Aufsetz-Sinkgeschwlndigkeit von 1.6 Fuß pro Sekunde sichergestellt, wenn die Sinkgeschwindigkeit zu Beginn des Ausschwebens 8 Fuß pro Sekunde ist. Dies Ausschwebe- oder Abfangsteuerung der vorliegenden Erfindung ergibt somit geeignete Aufsetz-Sinkgeschwindlgkeiten unabhängig von Änderungen der tatsächlichen Sinkgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges innerhalb gegebener Begrenzungen von der erwünschten Sinkgeschwindigkeit und sichert weiterhin

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eine begrenzte Längsriehtungs-Aufsetzpunkt-Verteilung.

Der Betrieb in der Autopilot-Betriebsweise ist im wesentlichen der gleiche, wie er unter Bezugnahme auf die Flugrichtungsanzeige-Betriebswelsa beschrieben wurde, jedoch mit Ausnahme gewisser Unterschiede, die nunmehr beschrieben werden. In der Autopilot-Betriebsweise betätigt der Strahlfühler 27 bei Auffangen des JO mV-Radiais des Gleitpfad-Strahls nach der Synchronisierung den Schalter Sl in die AUTOPILOT-Stellungj, wobei der Ausgang des Strahlmultiplizlerers 16 über einen Widerstand 46 mit dem Eingang des Integrators 23 verbunden wird. Wenn das Luftfahrzeug dann in Richtung auf die Mittellinie 34 des Strahls fliegt, wobei das Strahlverschiebungs-Signal verringert wird, bewirkt der sich ergebende Abwärtsflug-Befehl (Strahlverschiebungs-Signal kleiner als das Signal am Punkt A) eine Längsneigungsbewegung des Luftfahrzeuges nach unten, worauf ein Höhenänderungswert-Signal am Punkt C geliefert wird. Die Strahlverschiebungs-Integratorverstärkung wird ausreichend klein gemacht, so daS das Integrator-Ausgangssignal während der gesamten Einfangphase im wesentlichen auf seinem anfänglichen Wert bleibt. Entsprechend bewirkt der Koppler eine Verringerung des Strahlverschiebungs-Signals auf Null, wobei das Höhenänderungswert-Signal am Punkt C durch das Integrator/Abfangmultiplizlerer-Ausggngssignal am Punkt A aufgehoben wird. Die geringe Verstärkung des Integrators 23 ermöglicht es dem Höhenänderungswert-Signal, eine Flugwegdämpfung gegenüber Änderungen zu ergeben, die in der, Sinkgeschwindigkeit auftreten können. In jeder anderen Hinsicht, einschließlich der Wirkungsweise der Begrenzung und der Dämpfungsausärüeke ist der Betrieb des ßleitpfad-Kopplers in der Autopilot- und Flugrichtungsanzeige-Betriebsweise gleich.

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Es ist somit zu erkennen« daß der Integrator 23, der als wesentliches Bauteil des Kopplers für den Autopilot-Betrieb betrachtet wird» außerdem fUr den Flugrichtungsanzeige-Betrieb verwendet wird. In beiden Fallen speichert der Integrator 2j5 wirksam ein die erwünschte Sinkgeschwindigkeit darstellendes Signal und ermöglicht damit einen gleichen Betrieb des Koppiers in beiden Betriebsweisen, nämlich eine Strahlverschiebungssteuerung, die durch eine Höhenfederungswert-Flugwegdämpfung zusammen mit Kurzzelt« Normalbeschleunigungs- und Längsneigungs-Winkelgeschwindigkeits-Dämpfung unterstützt wird, Zusätzlich wird der Integrator 22 während der vorhergehenden Synchronisierbetriebsweise verwendet, um eine kontinuierliche Strahlverschiebungssteuerung vom Beginn der Einfang- oder Erfassungsphase zu erzielen.

In dem Fall, in dem es erwünscht 1st, den Flugrichtungsanzeiger als Monitor für die Arbeitsweise des Autopiloten zu verwenden, wird das Betätlgungs-Hückführungssignal, das von dem linear veränderlichen Differentialtransformator abgeleitet wird, über einen Schalter 34, ein Verzögerungsnetzwerk 47 und einen Widerstand 48 in den Flugrichtungsanzeige-Verstärker 11 eingekoppelt. Dies entfernt das Autopilot-Trimmsignal von dem Flugrichtungs-Anzeiger.

Patentansprüche s

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Claims

Vmr-l^kmmhs, swr Ai&Msasgseteusxnsng" ©in©s Luft- © 3c e ss a 3 G i eh&e fe ·*»?&]£ ei&sn Integr-xtor (23)

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(S3) ©ntspreehend der momentanen Amplitude der - und HöhenMudsrungswert-Signale^ wobei ein vorgssohrieberaes gewünschtes Sinkgeschwindigkeits-Signal für eine gegebene Geschwindigkeit d@s Luftfahrzeuges im Horlzontalflugzustand am Ausgang des Integrators (2j5) in einem vorgegebenen Abstand von der Mittellinie (354) des Gleltpfad-Strahls erzeugt wird.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet , daß die Mittel zur selektiven Kopplung nach einer Abschaltung des Ausgangs der Summiermittel (^2) vom Eingang des Integrators (23) eine Anschaltung entweder der Versohlebungsslgnalmittel (24) oder der

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Kombination zwischen den tatsächlichen Sinkgeschwindigkeits-Signalraitteln (37) und dem Ausgang des Integrators (23) an den Eingang des Integrators (23) bewirken, um das Signal der gewünschten Sinkgeschwindigkeit entsprechend der tatsächlichen Sinkgeschwindigkeit derart zu variieren, daß das Ausgangssignal der Summiermittel (32) die Verschiebung des Luftfahrzeuges von der Hittellinie (34) des Gleitpfad-Strahls anzeigt.

3. . Vorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die selektiven Kopplungsmittel weiterhin nach einer Abschaltung des Ausgangs der Summiermittel (32) von dem Eingang des Integrators (23) eine Anschaltung des Ausgangs des Integrators (23) an seinen Eingang und ein gleichzeitiges Anlegen des Sinkgeschwindigkeitssignal an diesen Eingang derart bewirken, daß das Integratorausgangssignal auf einen Pegel gesteuert wird, der gleich dem der tatsächlichen Sinkgeschwindigkeit ist.

40 Vorrichtung nach Anspruch 3* dadurch gekennzeichnet , daß der Ausgang des Integrators (23) Über eine Impedanz (32b) mit zur Umwandlung des Integrators (23) in ein Langzeit-Konstantverzögerungs-Netzwerk ausreichenden Wert mit seinem Eingang verbunden ist.

5· Vorrichtung nach Anspruch 3 oder 4, dadurch

gekennzeichnet , daß Mittel zum Unwirksaramachen des Strahlverschiebungs-Signals bei einer vorgegebenen Höhe und zur gleichzeitigen kontinuierlichen Modifizierung des Signals der gewünschten Sinkgeschwindigkeit als eine Funktion der Höhe von der vorgegebenen Höhe bis zum Aufsetzen vorgesehen sind, so daß die Aufsetz-Slnkgeschwindigkeit ein vorgeschriebener Bruchteil der momentanen, bei

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der vorgegebenen Höhe vorherrschenden Sinkgeschwindigkeit ist.

6. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet , daß sie ein integriertes Autopilot-Flugrichtungsanzeige-Gleitpfad-Kopplersystem darstellt, und daß die Vorrichtung Schaltermittel (Sl) umfaßt, die es ermöglichen, daß das System zu Anfang in eine Synchronisier-Betriebsweise und danach entweder in eine Autopilot- oder Flugrichtungsanzeige-Betriebsweise geschaltet werden kann, wobei die Mittel zur selektiven Kopplung des Ausgangs der Summiermittel (32) mit dem Eingang des Integrators (2J5) die Schaltermittel (Sl) einschließen und derart ausgebildet sind, daß der Ausgang der Summlermittel (32). mit dem Eingang des Integrators (23) während einer ersten, der Synchronisier-Betriebsweise entsprechenden Stellung der Schaltermittel (Sl) verbunden ist, so daß das Signal am Ausgang des Integrators (23) für einen Horizontalflugzustand des Luftfahrzeuges bei der gegebenen Geschwindigkeit das gewünschte Sinkgeschwindigkeits-Signal darstellt.

7, \ Vorrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet , daß zusätzliche zum Empfang der Signale des tatsächlichen Höhenänderungsviertes,, der Verschiebung und der gewünschten Sinkgeschwindigkeit angeschaltete algebraische Summiermittel {13a, 13b, 13c) zur Erzeugung eines resultierenden Flugrlchtungsanzeige-Steuersignals und Mittel zur Stimraierung des tatsächlichen Höhenänderungswert-Signals und des erwünschten Höhenänderungswert-Signals und zur Zuführung dieser Signale an den Eingang des Integrators (23) während einer zweiten, der Plugrichtungsanzeig@-B€rtriebswei@e entsprechenden Stellung der

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Schaltermittel (31) vorgesehen sind« so daß die Wirkung

. des Signals der tatsächlichen Sinkgeschwindigkeit in den zusätzlichen Suramiermitteln wirksam zu Null gemacht ist.

8. Vorrichtung nach Anspruch 7 oder 8, dadurch gekennzeichnet , daß Mittel (19) zur kontinuierlichen Modifikation des Verechiebungseignals entsprechend der momentanen Höhe des Luftfahrzeuges ausgehend von einer ersten vorgegebenen Höhe bis zu einer zweiten vorgegebenen Höhe zur Kompensation der Konvergenz dee Qleitpfad-Strahls und Mittel (21) zur kontinuierlichen Modifikation des Ausgangssignals des Integrators (23) entsprechend der momentanen Höhe von der zweiten vorgegebenen Höhe bis zum Aufsetzen vorgesehen sind, so daß die Aufsetz-Sinkgeschwindigkeit ein vorgeschriebener Bruchteil der momentanen« an der zweiten vorgegebenen Höhe vorherrschenden Sinkgeschwindigkeit ist.

9. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche» dadurch gekennzeichnet , daß die Vorrichtung Mittel (23) zur Speicherung eines eine gewünschte Sinkgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges entlang des Oleitpfad-Strahles darstellenden Signals und Mittel (19, 21) zur kontinuierlichen Modifikation des gewünschten Sinkgeschwindigkeits-Signals als Funktion der Höhe von einer vorgegebenen Höhe bis zum Aufsetzen umfaßt, so daß die Aufsetz-Sinkgesehwindigkeit ein vorgeschriebener Bruchteil der momentanen, an der vorgebenen Höhe vorherrschenden Sinkgeschwindigkeit iSt ο

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