DE2229832A1

DE2229832A1 - Fluglagenregler

Info

Publication number: DE2229832A1
Application number: DE19722229832
Authority: DE
Inventors: Jerry Montvale Swern Frederic L Bogota NJ Doniger (V St A )
Original assignee: Bendix Corp
Current assignee: Bendix Corp
Priority date: 1971-06-18
Filing date: 1972-06-19
Publication date: 1972-12-21
Also published as: FR2141951A1; US3773281A; DE2229832C2; JPS5642519B1; GB1400563A; CA958102A; FR2141951B1

Description

Southfield, Mich. 48075 15. Juni 1972

USA Anwaltsakte Ä-2202

Fluglagenregler

Die Erfindung betrifft Fluglagenregler, insbesondere solche Fluglagenregler, die mit Aufschaltung von Landekurs- und Gleitwegsender arbeiten. Die Erfindung betrifft insbesondere Fluglagenregler der vorstehend beschriebenen Art mit Einrichtungen zur Herabsetzung der Empfindlichkeit der ILS-Anflugaufschalteinricatungen, während eine genaue Regelung des Flugzeuges auch bei Böen erhalten bleibt , wobei in der Regelung von der Flugzeugfüiirerkanzel oder für die Flugzeugbewegung entsprechend niedrige otörsignalpegel auftreten.

Die meisten Fluglagenregler mit Einrichtungen zur Anflugaufschaltung verwenden die Leitsignale von ILS-Landekurs- und Gleitwegsender als iiezugssignale. Das Leitsignal des Landekurssenders ist auf die verlängerte Mittellinie der Landebahn bezogen. Das

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ι Leitsignal für den Gleitwinkel bestimmt die senkrechte Bahn, die ! das Anflugende der Landebahn unter einem bestimmten Winkel gegenj über der Horizontalen scnneidet, im allgemeinen unter etwa 2,7 .

Die Funkleitung gibt die proportionalen Winkeldaten der gegenwärtigen Stellung gegenüber dem effektiven Ursprung der übertragenen Signale an. Diese Funksignale werden durch Änderungen des

j Geländes einschließlich von Hügeln oder großer Gebäude verändert oder auch durch überfliegende Flugzeuge, die als Reflektoren oder

ι Spiegel wirken. Die gesamten vom Flugzeug empfangenen direkten sowie reflektierten Stellungsdaten geben gute langfristige Flug-

wegbezugsdaten sowie kurzfristige Störgeräusche ab.

Dieses Störgeräusch stellt eine Hauptschwierigkeit bei der Entwicklung von automatischen ILS-gekoppelten und von Hand bedienten Fluglagenreglern dar. Diese Regler müssen einen hohen Verstärkungsgrad aufweisen, um dem Flugzeug dauernd den genauen Landeweg aufzuzeichnen, der die gewünschten kleinen Quer- und Längsabweichungen gewährleistet, insbesondere unter verschiedenen

j Windbedingungen. Die hohe Verstärkung macht jedoch die Anflugaufschalteinrichtungen für das empfangene Richtstrahlgeräusch

^! empfindlich, besonders bei Frequenzen, die eine schnelle Wirkung der Regel- und Anzeigegeräte in der Flugzeugführerkanzel zur Folge haben sowie störende Flugzeug-Roll- und Nickbewegungen auslösen. Es ist somit erfindungswesentlich, daß eine Mechanik vorgesehen ist, um die Empfindlichkeit der ILS-Aufschalteinrichtungen erheblich herabzusetzen, während eine genaue Steuerung -3-

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- 3 des Flugzeugs bei Böen mit den entsprechenden niederpegeligen

Störs'ignalen für die Regler in der Flügzeugführerkanzel oder für die Flugzeugbewegung erhalten bleiben muß.

Die Integrationen des Flugwegs auf Grund der Flugzeugbewegung zwingen den Konstrukteur eine Art von Dämpfungsglied in die ILS-Aufschalteinrichtung einzuführen, um die gewünschte Systemstabilität zu erhalten. Um für einen Regelkreis zur Versetzung gegen den Richtstrahl eine Dämpfung vorzusehen ist im allgemeinen ein Maß für die Versatzgeschwindigkeit gegenüber dem Richtstrahl erforderlich. Bisher wurden ausgesprochene Geschwindigkeitsfilter verwendet. Sie liefern ein stabiles Verhalten und einen genauen

Flugweg unter Windbedingungen, . jedoch unter den gleichzeitigen' unannehmbaren Verzicht auf das Ansprechen bei störendem Verhalten; der Steuerfläche und der Lage , wenn sie dem vorstehend erwähnten ILS-Störgeräusch unterworfen werden.

Annähernde Maße für die Versatzgeschwindigkeit gegenüber dem Richtstrahl können durch Ausnützung der Kursänderungen für den Landekurssender und Änderungen von Nickschwingungen für den Gleit-; weg gewonnen werden. Seit vielen Jahren wurde dies erfolgreich bei Anflug-auf-schaltgeräten durchgeführt, wobei der Hauptvorteil darin besteht, daß die Messung von Trägheitsbezugsgrößen abgeleitet wird, die bereits für den Autopiloten oder den Steuerkommandogeber ohnedies vorhanden sind. Die Nachteile dieses Verfahrens j bestehen darin, daß der Flugweg bei Böen oder Windbedingungen

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nur ungenau eingehalten werden kann und daß die Versetzungssignale gegenüber dem Richtstrahl ungefiltert sind.

Um die Flugweggenauigkeit unter Windbedingungen zu verbessern, muß der Parameter für die Versatzgeschwindigkeit gegenüber dem Richtstrahl vergrößert werden, wodurch das Ansprechen auf die , Störgeräusche der Einrichtung verschlechtert wird. Das Verhalten unter Windbedingungen wird durch Einrichtungen verschlechtert, !die dieses Prinzip anwenden, da Böen verlangen, daß sich ein Flugzeug um seine Hochachse dreht, um die normalen oder Querbeschleunigungen weitgehend zu kompensieren, welche es von seinem Sollflugweg wegdrücken.Der Kurs- und Nicklagenregler verhindert diese wünschenswerte Drehung um die Hochachse bei Böen und das Flugzeug ,

ist gezwungen von seinem Sollflugweg abzuweichen.

Um diese Nachteile zu vermeiden, bedienten sich die Aufschaltgeräte für den Landekürssender einer Nacheilfunktion für die Rollage, um eine Dämpfung der Signale für den Hauptweg zu erreichen, wobei eine Zusatzdämpfung mit niedriger Verstärkung durch die Versatzgeschwindigkeit gegenüber dem Richtstrahl und dem Kurs abgegeben wird. Der nacheilende Rollagen-Parameter nähert sich dem Rollintegral an, das der Kursänderung oder der Versatzgeschwindigkeit gegenüber dem Richtstrahl proportional ist. Dieses Glied ist wirksam, da es die Drehung um die Hochachse des Flugzeugs bei Böen nicht stört.

Jedoch Einrichtungen, die nur von einer nacheilenden Rollfunktion ;

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zur Dämpfung abhängen, brauchen eine genügend große Verstärkung,

'um auf niederfrequente Schwingungen mit kleiner Amplitude anzu-

sprechen, die sich dann ergeben, wenn das Nacheilfilter keine reine

!integration darstellt. Eine reine Integration kann nicht verwendet werden, da bei der praktischen Auslegung der Bnrichtung eine Aus-, wanderung der Integrationsgeräte berücksichtigt werden muß. Außerdem wird gewöhnlich ein ei^genes Integrationsgerät zur Trimmkomjpensation verwendet, und zwei eigene Integrationsgeräte ergeben

ein unerwünschtes Schwingverhalten für die Gesamteinrichtung. Dahei wird die Versatzgeschwindigkeit gegenüber dem Richtstrahl bzw. Kursgröße in Verbindung mit der nacheilenden Rollfunktion verwendet. Diese addierten Größen müssen jedoch sorgfältig aufeinander ,abgestimmt sein, um die Wirkungen des Richtstrahlstörgeräusches sowie eine Verschlechterung der Leistung bei Böen herabzusetzen.

Für die Nickachse wird ein gefiltertes Höhenvorhaltsignal verwendet, um das Verhalten der Lagenbezugseinrichtung (Gleitwinkel) bei Böen zu verbessern. Der Höhenvorhaltekreis wird durch ein schnell gelöschtes barometrisches Höhensignal sowie durch ein ' Nickgeschwindigkeitssignal stabilisiert, aber diese Signale sind nicht stark genug an das Ansprechverhalten des Flugweges des Flugzeugs gekoppelt. Das nachteilige Merkmal des Höhensignals ist seine Störempfindlichkeit für Böen und örtliche St'römungseffekte Jan den statischen Strömungsöffnungen, die ein zusätzliches Rauschen in die Anlage einführen. Außerdem bedingt die Notwendigkeit für barometrische Bezugsgrößen während des Schlußlandeanflugs, besonders bei redundanten Anlagen einen erheblichen kom-

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plizierten Anlagenaufwand.. In niedrigen Höhen bewirken bei

i ■ großen Flugzeugen die Bodeneffekte weitere Störungen auf das

Höhenvorhalt- oder Geschwindigkeitssignal.

Es wird eine abgeänderte Aufschalteinrichtung für den Gleitweg verwendet, bei welcher das barometrische Höhenvorhaltsignal durch: eine Größe für eine normale nacheilende Beschleunigung ersetzt : wird. Diese Anordnung sorgt für ein verbessertes Windscherungsverhalten gegenüber der Höhenvorhaltseinrichtung ohne die begleitende Richtstrahlstörempfindlichkeit der Geschwindigkeitsanordnung. Ein einfacher an der Zelle angebrachter Beschleunigungsmesser ist/jedoch den Null-Regelabweichungen oder Regelrestjsn unterworfen, die sich durch das hochverstärkende Nacheilfilter fortpflanzen, um ι das Flugzeug gegenüber den ILS-Gleitwegbezugsgrößen abzulenken.

Der erfindungsgemäße Fluglagenregler ergibt ein ausgezeichnetes Windverhalten (Flugweggenauigkeit) sowie eine niedrige Störempfindlichkeit im Vergleich zur reinen nacheilenden Rolleinrichtung für den Landekurssender oder der höhengedämpften Einrichtung für den Gleitweg · sowie eine sehr geringe Störempfindlichkeit für jlangfristige Ungenauigkeiten der Flugbahn, die sich aus der RoI-lage oder den normalen Beschleunigungsversetzungen ergeben. Erfindungsgemäß ist somit ein stark gefiltertes Geschwindigkeitssignal vorgesehen, das für eine Bezugsgröße hoher Güte für eine niederfrequente Versatzgeschwindigkeit gegenüber dem Richtstrahl gebildet wird. Hochfrequenzstörungen (Im Nennwert über 0,1 Radiant/ sek.) werden zunehmend gedämpft. Unter Verwendung gefilterter -7-

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jRollagensignale im Landekurs sender und gefilterter normaler Be-

i " i

Ischleunigungssignale im Gleitwegsender wird ein Bezugssignal für ,eine kurzfristige Versatzgeschwindigkeit gegenüber dem Richtstrahl !erzeugt. Auf diese Weise werden niederfrequente Effekte wie z.B. die Null-Regelabweichungen der Trägheitsnavigationsmeßfühler ; istark gedämpft. Die Größen für die niederfrequente und hochfrequente Versatzgeschwindigkeit werden addiert, um ein einziges breitbandiges und verhältnismälSg störungsfreies Versatzgeschwindigkeitssignal zu bilden. Das Versatzgeschwindigkeitssignal gegenüber dem Richtstrahl ist so begrenzt, daß es das weitere Rauschansprechen der Anlage nicht weiter, begrenzen kann, und die Träg- |heitsnavigationseinrichtung kann zur Bildung einer weiteren Störjfestigkeit verwendet werden.

pie Aufgabe der Erfindung besteht darin, einen Fluglagenregler lunter Verwendung der Signalaufschaltgeräte für den Landekurs-

Und Gleitwegsender zu schaffen, der auf ILS-Daten sowie auf die Daten der Trägheitsnavigationseinrichtung anspricht, um die ent-

sprechenden Regelsignale zu erzeugen und Vorrichtungen besitzt, um ^ine erhebliche Dämpfung des ILS-Rauschens zu bewirken, um die

Erzeugung von Störsignalen zu verringern. Erfindungsgemäß soll auch die Empfindlichkeit der Aufschaltgeräte für den ILS-Landeanflug

Erheblich herabgesetzt werden, während eine genaue Steuerung des ³lugzeugs bei Böen mit den entsprechenden niederpegeligen Stör- »ignalen für die Regler in der Flugzeugführerkanzel oder für die ⁷Iugzeugbewegung erhalten bleibt. Ferner soll mit der Erfindung ;in Fluglagenregler mit ausgezeichnetem Böenverhalten (Flugwegge- '

■- "ß-

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nauigkeit), geringer Störanfälligkeit für Rauschen und geringer Störanfälligkeit für langfristige Flugwegungenauigkeiten geschaffen werden, die sich aus Versetzungen der Rollege und der normalen

jßescnleunigung. ergeben. In weiterer Ausgestaltung der Erfindung werden Trägheitsnavigationseinrichtungen, die normalerweise ohne-Idies im Flugregler vorhanden sind, verwendet, um das Rauschen des ILS-Landekurssender- und Gleitwegsenderstrahles stark zu dämpfen,

!während sich ein genaues und gut gedämpftes Verhalten ergibt. Erfindungsgemäß werden dann die Daten der Trägheitsnavigationseinrichtung dazu verwendet, um eine weitere Störfestigkeit zu erreichen. Schließlich sollen mit der Erfindung an entscheidender

[Stelle angeordnete Grenzen für das Versatzsignal gegen den ILS-

iRicntstrahl geschaffen werden, um die Dämpfung der Einrichtung für

!Rauschsignale großer Amplitude weiter herabzusatzen.

Die Erfindung ist nachstehend näher erläutert. Alle in der Beischreibung enthaltenen Merkmale und Maßnahmen können von erfindungwesentlicher Bedeutung sein. Es wird jedoch ausdrücklich betont, daß die Zeichnungen nur Beispiels zwecken dienen und nicht den

{Rahmen der Erfindung beschränken. In den Zeichnungen ist: Fig. 1 ein Blockschaltbild des erfindungsgemäßen Fluglagenreglers

mit einem Aufschaltgerät für Signale des Gleitwegsenders. Fig. 2 ein Blockschaltbild des erfindungsgemäßen Fluglagenreglers mit einem Aufschaltgerät für Signale des Landekurssenders. Fig. 3 ein Ausführungsbeispiel des Gerätes der Fig. 1 unter Verwendung der Daten der Trägheitsnavigationseinrichtung.

Fig. 4 ein Ausführungsbeispiel des erfindungsgemäßen Fluglagen-

._._.„ —9-

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reglers der Fig. 2 unter Verwendung von Daten der Träg-

i heitsnavigationseinrichtung. j

In Fig. 1 gibt das Gerät 2 für ein Versetzungssignal gegenüber dem: Richtstrahl ein Signal entsprechend der Versetzung eines Flugzeuges gegenüber einem bestimmten Bezugsgleitwinkel an. Das Ver- j setzungssignal gegenüber dem Richtstrahl gelangt an den Deaktivato} J4, der das Signal in Abhängigkeit von der Radarhöhe deaktiviert J und ein Signal abgibt, das der Änderung in der Flugzeughöhe Δ h j fast proportional ist. Das deaktivierte Versetzungssignal gegen den Richtstrahl (Δ h) gelangt an die Summiereinrichtung 6 sowie an das Geschwindigkeits- oder Vorhaltefilter 8 mit der Zeitkon- I stante T_R. Das gefilterte Signal wird dem Begrenzer 10 eingespeist,) der das Höhenvorhaltssignal h abgibt.

¹ . s-

Der normale Beschleunigungsmesser 12 gibt ein normales Beschleuni-j gungssignal A ab, das an das Nacheilfilter 14 mit der Zeitkonstante

I " . I

JTr gelangt/ und seinerseits das Signal h abgibt, das der Höhenvorr haltung oder Höhenveränderungsgeschwindigkeit fast proportional ! ist. Das Signal h wird der Summiereinrichtung 16 zugeführt und dort dem Ausgangssignal des Integrators 19 aufaddiert, der das

Signal des Summiergliedes 18 integriert, um ein Signal h' abzuge- ;ben. Das Signal h' des Summiergiedes 16 wird zum Summierglied 18 zurückgeführt und dadurch zum Signal h des Begrenzers 10 addiert, !und dieses addierte Signal wird durch den Integrator 19 inte-

Ί T - 1

griert. Die Zeitkonstante des Integrators 19 ist A .

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Das Signal h' des Summiergliedes 16 gelangt über den Verstärker 20 mit der Verstärkung k an das Summierglied 6 und wird dadurch !zum Signal Δ h des Deaktivators 4 addiert. Das Summensignal des Summiergliedes 6 gelangt an das Nacheilfilter 22 mit der Zeitkonstante Tj, , um das Nickbefehlssignal θρ abzugeben.

i ι

Das Signal h¹ des Summiergliedes 16 und das Signal θρ des Nacheilfilters 22 werden dem Summierglied 24 eingespeist, und das Summensignal gelangt an die Befehlsumsteuerschaltung 26. Das Signal fah des Deaktivators 4 wird über den Verstärker 28 mit der Verstärkung

I i

iK. an den Integrator 30 übertragen. Das Signal des Integrators 30" Igelangt an das Summierglied 32 und wird dadurch mit· dem Signal der

!BefehlsUmsteuerschaltung 26 addiert. Das Signal des Summiergliedes

'32 wird dem Summierglied 34 eingespeist und dadurch mit einem Signal der Nickfehlerschaltung 36 sowie einem Signal der Nickge- _; schwindigkeitsschaltung 38 addiert. Das Summierglied 34 gibt ein

i .

Steuersignal für das Höhenrudern _P ab, das dem Regler 40 zur

i ■"

jSteuerung der Flugzeughöhenruder 42 zugeführt wird, wobei dieser Regler ein herkömmlicher Servo sein kann.

i i

i ·

Das Signal h¹ des Summiergliedes 16 ist eine lineare Aufschaltung des gefilterten Versetzungssignales gegenüber dem Richtstrahl auf

i :

das Beschleunigungssignal und kann wie folgt ausgedrückt werden: ;

ί • T, S . ₁ ι

T7-S+1

wobei h = A

^TL

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wobei A = h bei Frequenzen über Τ_τ - 1 Radiant/Sek. η ^η ■ L

und v/ob ei

h = Ah ; wobei h_y = h bei. Frequenzen unter

T_R - 1 Radian t/Se'k.

Wenn T_R - 1 > T_A - 1 und T_L - 1< T_A - 1, dann zeigt Gleichung (1), daß das Signal h¹ proportional ist Ah um den Gleitweg. Dieses Signal dient auch zum Antrieb j des Höhenruders 42 als Hauptdämpfungsgröße für den Weg und dient zur Ergänzung des gefilterten Versatz- !

signals gegenüber dem Richtstrahl wie folgt: i

> θ = K —1 l^h ₊ κ h'l ; (3)

^TD

Wenn unter störungsfreien Bedingungen h^f = h und h.= s Δ h, dann

K S + 1

T_D S + 1 (4)

Wenn K= T_ß, dann
e_c = K Δ h . (5)

Aus Fig. 3 geht hervor, daß das Signal h von der¹Trägheitsnavigationsplattform 44 abgeleitet werden kann. Somit wird das Signal

h der Trägheitsnavigationsplattform 44 durch das Summierglied 16

' 20 9 852/0.119

■ - 12 -

jdem Signal des Integrators 19 aufgeschaltet und bildet das Signal h'. Da die Trägheitsnavigationsplattformen aufgrund senkrechter Beschleunigung arbeiten, sind die Unsicherheiten über die Verwen-, dung eines normalen an der Zelle angebrachten Beschleunigungsmessers, wie des normalen Beschleunigungsmessers 12, viel kleiner ad somit können die Filterzeitkonstanten T_n und T. vergrößert werden, um eine weitere ILS-Rauschunterdrückung zu bieten.

Hn Fig. 2 gibt die Schaltung 50 für ein Versatzsignal gegenüber jdem Richtstrahl ein Signal entsprechend der Versetzung des Flugzeugs gegenüber dem Bezugssignal des Landekurssenders ab. Das Signal der Schaltung 50 für das Versatzsignal gegenüber dem Richtstrahl gelangt an den Deaktivator 5 2, der seinerseits das Signal ^Y abgibt, das annähernd proportional einem Bezugssignal für die Querablage ist. Das Signal Δ Y gelangt an das Summierglied 54 j sowie an das Geschwindigkeitssignalfilter 56 mit der Zeitkonstante ; T_R. Das Signal des Geschwindigkeitssignalfilters 56 wird dem ; Begrenzer 58 eingespeist, der das Signal Y für die Geschwindigkeit: der Querablage abgibt, das dann dem Summierglied 60 zugeführt wird.:

Das Signal 0 des Meßfühlers 62 für die Rollage gelangt an das Nacheilsignalfilter 64 mit der Zeitkonstante Tr, das seinerseits das Signal y* für die Querablagengeschwindigkeit abgibt. Das Signal y* wird dem Summierglied 66 eingespeist und dadurch mit dem

ι Ausgangssignal des" Integrators 68 addiert , dessen Zeitkonstante

T. - 1 ist, der seinerseits das Signal y' abgibt. j

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Das Signal y' des Summiergliedes 66 wird zum Summierglied 60 'zurückgeführt und dadurch mit dem Signal y des Begrenzers 58 addiert. Das Summensignal des Summiergliedes 60 wird durch den Integrator 68 integriert, und dieses integrierte Signal gelangt 'an das Summierglied 66 und wird mit dem Signal des Filters 64 iaddiert, woraus das Signal y¹ entsteht.

Das Signal y' wird über den Verstärker 68 mit der Verstärkung K dem Summierglied 64 eingespeist, in welchem das verstärkte Signal mit dem SignalΔ Y des Deaktivators 52 addiert wird. Das Summenjsignal des Summiergliedes 54 gelangt an das Nacheilsignalfilter 70 j !mit der Zeitkonstante T_ß und von dort aus an den Verstärker 7 2 '

!mit der Verstärkung K₁. Der Verstärker 72 gibt den Rollbefehl 0

i -

Das Signal 0 des Verstärkers 7 2 wird dem Summier£lied 74 zugeführt und dadurch mit dem Signal y¹ des Summiergliedes 66 addiert. Das Summensignal des Summiergliedes 74 gelangt an die Befehlsumsteuerschaltung 76. Das Signal der BefehlsUmsteuerschaltung 76 wird dem Summierglied 78 eingespeist und dadurch mit dem Signal A Y des Deaktivators 5 2 addiert, das über den Verstärker 80 mit der Verstärkung K₂ und dem Integrator 82 her anliegt.

Das Signal des Summiergliedes 78 gelangt an das Sununierglied 84 und wird dadurch mit einem Signal des iMeßfühlers 86 für die Rollgeschwindigkeit sowie mit einem Signal des Meßfühlers 88 für den Rollfehler addiert. Das Summensignal des Summiergliedes 84 ist -14

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Üas Rollregelsignal 0_Δ, das dem Regler 90 zur Steuerung der Quer tüder 92 des Flugzeuges eingespeist wird, wobei dieser Regler herkömmlicher Servo sein kann.

Wie in Fig. 2 dargestellt, ist das Signal Δ Y und das Rollagensig nal 0 wie folgt bezogen:

T. S

y = y₀

Die Querablagengescliwindigkeit des Flugzeugs, die sich ergibt, wenn sich der Querneigungswinkel 0 ändert, ist y* = — ,

JO S

wobei g = Schwerkraftbeschleunigung. Bei Frequenzen über T_A - 1 Radiant/Sek. arbeitet das Nacheilsignalfilter 64 als Integrator, dessen auf 0 bezogenes Ausgangssignal proportional y ist. Das Signal y¹ folgt dem Signal y^ bei Frequenzen über T. - 1 Radiant/ Sek. und dämpft dieses Signal bei niedrigeren Frequenzen, üas Glied y steht für die Querablagengeschwindigkeit, das wie folgt von einer Voreilschaltung abgeleitet ist:

X_n=AX — (7)

wobei T_R gegenüber T. sehr klein ist. Bei Frequenzen unter T. - 1 Radiant/Sek. wird das Signal y für die Querablagengeschwindigkeit weitergeleitet und bei höheren Frequenzen wird dieses Signal gedämpft:

ν ι s ν -

-15-

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	y	^TA	S -i
y
	•	^TA	S ^
	= y
y¹
	H 1

η 1

-15-

(9) · (10)

Unter störungsfreien Bedingungen, in welchen

Ytfi - Ύ -Υ bei hohen'Frequenzen und

• ·

y = y bei niederen Frequenzen ist, stellt das

Signal y¹ die Breitbandversion der wahren Querablagengeschwindig- ■ keit dar. Das Richtstrahlrauschen wird stark gefiltert, besonders bei hohen Frequenzen. Die Konstante T. - 1 wird normalerweise so

Xv

geiiählt, daß sie das Richtstrahlrauschen bei Frequenzen dämpft, j die auch das Rollansprechverhalten des Flugzeugs umfassen (normalerweise 1 Radiant/Sek.). ' \

Das Signal y¹ wird als Hauptglied für die Flugwegdämpfung verarbeitet. Außerdem gelangt das Signal an das Nacheilsignalfilter 70. Das Ausgangssignal des Filters 70 kann wie folgt ausgedrückt werden:

0 = K₁ L- R ₊ KyJ (11)·

^C ' T S+1 ^U -¹

Da unter störungsfreien Bedingungen

y' 0_C	■ y; ■ ^K1	dann	κ 1	E
		/d ^{s h}	H 1
		y KSh	M
t_d S.	2/	0119
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(12) ₍₁₃₎

-1 ό-

Die Einstellung K = T_n bewirkt, daß das Ausgangssignal des Filters

70 eine Breitbanddarstellung der wa're Kursabweichung des Flugzeugs ist. Pas Richtstrahlrauschen wird bei Frequenzen über T_D - 1 Radiant/Sek. gedämpft.

Fig. 4 zeigt, daß der gefilterte Meßfühler für die Rollage, der _] das kurzfristige Querablagensignal Y^ erzeugt, durch die Trag- ' heitsnavigationsplattform 92 ersetzt werden kann. Die Plattform ' 92 erzeugt das Signal Y , das im Summierglied 66 dem Signal des j Integrators 68 aufgeschaltet wird. Für dieses Signal gilt die gleiche Art von langfristigen Unsicherheiten, obzwar nur bei einem niedrigeren Signalpegel als bei den RollVersetzungen. Daher können die Filterzeitkonstanten T. und T_ß vergrößert werden, wenn das Bezugssignal Y der Trägheitsnavigationsplattform verwendet wird, um die Wirkungen des ILS-Rauschens weiter herabzusetzen.

Aus der vorstehenden Beschreibung der Erfindung sowie anhand der Zeichnungen geht hervor, daß die Einrichtungen für sowohl den Landekurs-als auch den Gleitwegsender auf Anordnungen beruhen, in denen stark gefilterte Geschwindigkeitssignale erzeugt werden, um ein niederfrequentes Bezugssignal für die Versatzgeschwindigkeit gegenüber dem Richtstrahl zu bilden. Hochfrequentes Rauschen (Nenngröße über 1 Radiant/Sek.) wird zunehmend gedämpft. Ein kurzfristiges Bezugssignal für die Versatzgeschwindigkeit gegenüber dem Richtstrahl wird unter Verwendung der gefilterten Rollage beim Landekurssender und der gefilterten normalen Beschleunigung beim Gleitwegsender gebildet. Auf diese Weise werden

, - - ■ -17-

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j *

ι niederfrequente Wirkungen wie Null-Regelabweichungen der Trag-' heitsnavigationsmeßfühler stark gedämpft.

Die hoch- und niederfrequenten Signale für die Versatzgeschwindigkeit gegenüber dem Richtstrahl werden einander aufgeschaltet, . um ein einziges breitbandiges Versatzgeschwindigkeitssignal gegenüber dem Richtstrahl zu bilden, das verhältnismäßig rauschfrei ist.

' Dieses Verfahren zur Bildung eines Nutzsignals aus zwei voneinander unabhängigen Quellen wird Komplementär-Filterverfahren ge- :

nannt. Die einander aufgeschalteten Versatzgeschwindigkeitssignale gegenüber dem Richtstrahl werden auf zwei -Arten verwendet; sie j sorgen für die Primärdämpfung der ILS-Regelkreise und werden in einer zweiten Stufe der Komplementierung zur Filterung des Versatzsignals gegenüber dem Richtstrahl verwendet, um die Riehtstrahl-Störempfindlichkeit der Einrichtung weiter herabzusetzen.

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Claims

Patentanwalt· Dr. Ing. H. Negendank Ing. H. Hauck - Diol Phys. W.Schmitz Z Z Z ΰ O O /. Dipl. Ing. E. Graalfs - Dipf. ing. W. Wehnefi t 8 München 2, R!a:a;i»£ra8· 23 Telefon 5 58 05 8ά The Bendix Corporation ja ,Northern Regional Patent Counsel's Office 15. Juni 1972 Bendix Center Anwaltsakte: M-2202 Southfield, Mich. 48075. USA Patentansprüche

1. Fluglagenregler zur Führung eines Flugzeugs längs einem Funkleitstrahl während des Landemanövers mit einem Funkempfanger, der ein der Versetzung des Flugzeuges gegenüber dem Funkleitstrahl entsprechendes Richtstrahlversetzungssxgnal abgibt, dadurch gekennzeichnet, daß er die folgenden Baugruppen umfaßt: Einen Deaktivator (H) für das Versetzungssignal gegenüber dem Richtstrahl (2), ein erstes, ein niederfrequentes Versatzgeschwindigkeitssignal gegenüber dem Richtstrahl erzeugendes Netzwerk (8, 10), ein zweites, ein hochfrequentes Versatzgeschwindigkeitssignal gegenüber dem Richtstrahl erzeugendes Netzwerk (12, 62, 44, 14), das vom ersten Versatzgeschwindigkeits signal unabhängig empfangen wird, eine Summierschaltung (16, 18, 19) für das niederfrequente und das hochfrequente Versatzgeschwindigkeitssignal gegenüber dem Richtstrahl, deren Ausgangs-ι

signal eine lineare Addition des gefilterten Versetzungssignals gegenüber dem Richtstrahl und des Beschleunxgungssignals ist, ein erstes Addierwerk (6), zur Addition der Ausgangssignale der Summierschaltung (16) und des Deaktivators (4), ein zweites

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Addierwerk (24) zur Addition der Ausgangssignale der SummiErschaltung (16) und des ersten Addierwerks (6), sowie ein drittes j Addierwerk (32) zur Addition der Ausgangssignale des Deactivators (4) und des zweiten Addierwerks (24), um ein Steuersignal an eine Steuerfläche (42, 92) des Flugzeugs abzugeben.

2. Regler nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das erste ' das niederverfrequente Versatzgeschwindigkeitssignal gegenüber | dem Richtstrahl erzeugende erste Netzwerk (8, 10) ein Laufge- j schwindigkeitsfilter (8) und einen Begrenzer (10) besitzt, sowie dadurch,daß das Laufgeschwindigkeitsfilter (8) an den Ausgang des Deaktivators (4) geführt.ist.

3. Regler nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß das zweite, das hochfrequente Versatzgeschwindigkeitssignal gegenüber dem Richtstrahl erzeugende Netzwerk (12, 14) einen normalen Beschleunigungsmesser (12) sowie ein Verzögerungsfilter (14) besitzt.

4. Regler nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß das zweite, das hochfrequente Geschwindigkeitsversatzsignal gegenüber dem Richtstrahl erzeugende Netzwerk (62, 14) einen Meßfühler für die Rollage (62), sowie ein Verzögerung?filter (14) besitzt.

5. Regler nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß das zweite, das hochfrequente Versatzgeschwindigkeitssignal gegenüber dem Richtstrahl erzeugende Netzwerk (44) eine Trägheitsnavigationsplattform (44) umfaßt. -3-

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6. Regler nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch .gekennzeichnet, daß die Summirsehaltung (16, 18, 19) die folgenden in Reihe geschalteten Baugruppen umfaßt: ein viertes Addierwerk (18), den Integrator (19) und das fünfte Addierwerk (16), wobei das Ausgangssignal des ersten Netzwerks (8, 10) als Eingangssignal dem vierten Addierwerk (18) zugeführt wird, das Ausgangssignal des zweiten Netzwerks (12, 62, 44, IH) als Eingangssignal dem fünften Addierwerk (16) eingespeist wird und schließlich das Ausgangssignal des fünften Addierwerks (16) an den zweiten Eingang des vierten Addierwerks (18) zurückgeführt wird.

7. Regler nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß das fünfte Addierwerk (16) über einen Verstärker (20) mit dem ersten Addierwerk (6) verbunden ist.

8. Regler nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß das zweite Addierwerk (24) über ein Verzögerungsfilter (22) an den Ausgang des ersten Addierwerks (6) geführt ist.

9. Regler nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß das dritte Addierwerk (32) über eine Befehlsumsteuerschaltung (26) mit dem Ausgang des zweiten Addierwerks (24) verbunden ist.

10.Regler nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß das dritte Addierwerk (32) über

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Verstärker (28, 80) sowie einen- Integrator (30) an den Ausgang des Deaktivators (4) angeschlossen ist.

11.Regler nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuerfläche (42) ein Höhenruder ist, sowie dadurch, daß das dritte Addierwerk (32) über ein sechstes Addierwerk (34-) sowie einen Regler (40) mit dem Höhenruder verbunden ist, wobei das sechste Addierwerk (34) auch an einen Meßfühler für Nickfehler (36) sowie an einen Meßfühler für die Nickgeschwindigkeit (38) geführt ist.

12.Regler nach einem der Ansprüche 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuerfläche (92) die Querruder des Flugzeugs sind, sowie dadurch, daß das dritte Addierwerk (32) über das sechste Addierwerk (34) sowie einen Regler (90) mit den Querrudern verbunden sind, wobei das sechste Addierwerk auch an einen Meßfühler für den Rollfehler (88) sowie an einen Meßfühler für die Rollgeschwindigkeit (86) geführt ist.

13.Fluglagenregler zur Führung eines Flugzeugs längs eines Funkleitstrahls während eines Landemanövers nach einem der vorher-

gehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß er Aufschaltge-j

rate für den Landekurs -und/oder Gleitwegsender verwendet, j die auf ILS-Daten sowie auf Daten der Trägheitsnavigationseinrichtung ansprechen, um die entsprechenden Regelsignale zu erzeugen, sowie das Rauschen des Leitstrahls des ILS-Landekurs-und/oder Gleitwegsenders erheblich zu dämpfen und dabei ein genaues und gut gedämpftes Verhalten zu bewirken.

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