DE2229832C2 - Landeanflugsteuerung für Flugzeuge - Google Patents

Landeanflugsteuerung für Flugzeuge

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Description

dadurch gekennzeichnet, daß
25
e) ein zweiter Addierkreis (16; 66) mit dem Ausgang des ein hochfrequentes Istsignal für die Änderung der Höhenabweichung bzw. der Seitenabweichung bereitstellenden Fühlers (12, 14 bzw. 44; 62,64 bzw. 92) und mit dem Ausgang eines eingangsseitig mit dem Abschwächer (4; 52) verbundenen un6 ein niederfrequentes Abweichungsänderungssignal bereitstellenden Tiefpaßfilter (8, 10, 18, 19; 56, 58, 60, 68) verbunden ist
2. Steuerung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Tiefpaßfilter aufweist: ein eingangsseitig mit dem Abschwächer (4; 52) verbundenes Filter (8; 56), einen mit diesem Filter verbundenen Begrenzerkreis (10; 58) und einen diesem nachgeschalteten Integrator (19; 68).
3. Steuerung nach Anspruch 2, gekennzeichnet durch einen dritten Addierkreis (18; 60), dessen Eingänge mit dem Ausgang des Begrenzerkreises (10; 58) und dem Ausgang des Integrators (19; 68) verbunden sind und dessen Ausgang mit dem Eingang des Integrators (19; 68) verbunden ist.
4. Steuerung nach einem der Ansprüche 1 —3, dadurch gekennzeichnet, daß ein vierter Addierkreis (24; 74) eingangsseitig mit dem Ausgang des ersten Addierkreises (6; 54) und dem Ausgang des zweiten Addierkreises (16; 66) verbunden ist und an seinem Ausgang ein modifiziertes Sollwertsignal bereitstellt
5. Steuerung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen den vierten Addierkreis (24; 74) und den ersten Addierkreis (6; 54) ein Integrator (22; 70) geschaltet ist
6. Steuerung nach einem der Ansprüche I —5, dadurch gekennzeichnet, daß der das Hfthenabweichungsänderungs-lstsignal bereitstellende Fühler einen vertikalen Beschleunigungsmesser (12) und einen lntegrator(14) aufweist
7. Steuerung nach einem der Ansprüche 1 -S, dadurch gekennzeichnet, daß der das Seitenabwei* chungsänderungs-Istsignal bereitstellende Fühler einen Rollwinkelfühler (62) und einen nachgeschalteten Differenzierkreis (64) aufweist
8, Steuerung nach einem der Ansprüche 1 -5, dadurch gekennzeichnet, daß der das Istsignal für die Höhenabweichungsänderung oder die Seitenabweichungsänderung bereitstellende Fühler eine kreiselstabilisierte Plattform (44; 92) ist
9. Steuerung nach einem der Ansprüche 1—8, dadurch gekennzeichnet daß der Ausgang des zweiten Addierkreises (16; 66) über einen Verstärker (20; 67) mit dem zugeordneten Eingang des ersten Addierkreises (6; 54) verbunden ist.
Die Erfindung betrifft eine Landeanflugsteuerung für Flugzeuge gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1.
Eine derartige Landeanflugsteuerung ist in der DE-OS 14 06 569 beschrieben. Bei ihr erfolgt die Bildung eines zur Steuerung der Höhenruder verwendeten Sollwertsignals sowohl unter Berücksichtigung der Abweichung des Flugzeuges vom Funkleitstrahl als auch unter Berücksichtigung der momentanen Sinkgeschwindigkeit des Flugzeuges. Das Zusammensetzen der diesen beiden Größen entsprechenden elektrischen Signale zum Sollwertsignal erfolgt in Abhängigkeit von der durch den Bordradar gemessenen Flughöhe durch entsprechende Servoverstellung von Potentiometern. Die Sinkgeschwindigkeit wird nicht direkt gemessen, sondern aus der Zunahme des Luftdruckes und der Vertikalbeschleunigung des Flugzeuges unter Verwendung eines Filters und eines Addierers berechnet
Bei Annäherung an die Landepiste empfängt die Landeanflugsteuerung eines Flugzeuges aber nicht nur direkt die von den Antennen des Flughafens ausgestrahlten elektromagnetischen Wellen, sondern auch an Hindernissen reflektierte Signale, welche z. B. von Hügeln, großen Gebäuden oder curch andere Flugzeuge verursacht sein können.
Diese durch Reflexion erhaltenen Störsignale stellen eine sehr große Schwierigkeit für automatische Landeanflugsteuerungen dar. Die Landeanflugsteuerungen müssen nämlich die empfangenen Funksignale sehr stark verstärken, damit der Sollanflugweg, welcher in der Regel etwa 2,7° zur Horizontalen geneigt verläuft, genau eingehalten wird. Die hohe Verstärkung bedeutet jedoch zugleich eine hohe Verstärkung von Störsignalen, welche häufig solche Frequenzen haben, die zu raschen Nick- und Rollbewegungen des Flugzeuges führen und ein häufiges Ablesen von Geräten und ein häufiges Eingreifen der Piloten erfordern.
Um in der Regelschleife der Landeanflugsteuerung eine Dämpfung zu erzielen, muß die Änderung der Landekursabweichung gemessen werden. Hierzu wurden in der Vergangenheit speziell ausgebildete Filter verwendet Mit diesen erhält man zwar ein stabiles-Arbeiten der Landeanflugsteuerung und ein genaues Einhalten des Sollkurses bei Wind, auch bei Verwen dung derartiger Filter verbleibt jedoch der oben geschilderte unerwünschte Einfluß von reflektierten Störsignalen auf die Flugzeugsteuerung. Die Änderung der Kursabweichung kann z. B. mit kreiselstabilisierten Plattformen ganz gut gemessen werden, die sowieso schon in den Flugzeugen für den Autopiloten vorgesehen sind.
Will man eine Landeanflugsteuerung so ausbilden,
daß sie bei Wind ein gutes Einhalten des Sollkurses sicherstellt, so muß die Empfindlichkeit für die Änderung der Kursabweichung vergrößert werden. Damit verschlechtert sich aber zugleich auch das Ansprechen der Steuerung auf Störsignale. Wird umgekehrt die Empfindlichkeit für Störsignale herabgesetzt, so müssen größere Kursabweichungen in Kauf genommen werden, wie sie durch aufeinanderfolgende Böen erzeugt werden, die das Flugzeug vom Sollanflugkurs wegtragen.
Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, bei einer Böen ausregelnden Landeanflugsteuerung die Störeinflüsse durch Reflexionen des Funkleitstrahles auszuräumen.
Ausgehend vom Stand der Technik nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1 ist diese Aufgabe erfindungsgemäß gelöst mit den im Kennzeichen des Anspruchs 1 angegebenen Merkmalen.
Die automatische Ausregelung von durch Windböen erzeugten Landekursabweichungen ist auch in der DE-AS 12 34 537 angesprochen. Die dort angegebene Landeanflugsteuerung hat einen besonders ausgebildeten Rechner zur sofortigen automatischen '.Serechnung einer neuen Sollanflugkurve unter Einhaltung des vorgesehenen Aufsetzpunktes und der vorgesehenen Sinkgeschwindigkeit am Aufsetzpunkt. Dieser Rechner arbeitet mit bordeigenen Meßgeräten zusammen. Auch bei dieser Landeanflugsteuerung ist jedoch der nachteilige Einfluß von durch Reflexionen aus dem Funkleitstrahl erhaltenen Störsignalen nicht ausgeräumt
In der DE-OS 15 06 055 ist ferner eine Landeanflugsteuerung beschrieben, welche ein aktives Filter mit kurzer Ansprechzeit und ein aktives Filter mit langer Ansprechzeit aufweist Das Filter mit kleiner Zeitkonstante wird für den Landeanflug verwendet, während das Filter mit großer Zeitkonstante für den Reiseflug verwendet wird. Auch diese Landeanflugsteuerung ist somit anfällig für die Reflexion erhaltene Störsignale.
In der DE-OS 14 06 570 ist eine Landeanflugsteuerung beschrieben, bei der das ILS-Signal von hochfrequenten Komponenten befreit wird und anschließend mit dem nichtgefilterten ILS-Signal vereinigt wird. Zusätzlich ist ein Fühler für seitliche Flugzeugbeschleunigungen vorgesehen, dessen Ausgangssignal nur dann zu dem gefilterten ILS-Signal hinzuaddiert wird, wenn die Amplitude größer ist als ein vorgegebener Wert Auch bei dieser Landeanflugsteuerung führen durch Reflexion aus dem Funkleitstrahl erhaltene Störsignale zu einer falschen Steuerung des Flugzeuges.
Der Erfindung liegt dagegen die Idee zugrunde, die momentane Abweichung vom Funkleitstrahl zusammenzusetzen aus einer aus dem ILS-Signal durch Langzeitiiiittelung erhaltenen Abweichung, die der »Schönwetterabweichung« entspricht, und aus einer demgegenüber rasch fluktuierenden, überlagerten Abweichung, die von bordeigenen Fühlern festgestellt wird und den lokal unterschiedlichen, durch Böen bedingten Flugzeugbewegungen entspricht Erfindungsgemäß werden also bei der Erstellung eines Sollweftsignals für den Regelkreis der Landeanflugsteuerung die hochfrequenten Bestandteile des ILS-Signal weggefiltert, und die so erhaltene Lücke wird durch ein entsprechendes hochfrequentes Signal gefüllt, das von einem bordeigenen Lage- oder Bewegungsfühler abgeleitet ist Auf diese Weise kann die erfindungsgemäße Landeanflugsteuerung sowohl langfristige Abweichungen vom Sollanflugkurs als auch kurzfristige Abweichungen vom Sollanflugkurs ausrege/j und ist trotzdem unempfindlich gegen durch Reflexion aus dem Funkleitstrahl erhaltene Störsignale.
Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung sind in Unteransprüchen angegeben.
Nachstehend wird die Erfindung anhand von Ausführungsbeispielen unter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher erläutert In dieser zeigt
Fig. 1 ein Blockschaltbild desjenigen Teiles einer Landeanflugsteuerung, mit dem die Höhenabweichung
ίο ausgeregelt wird,
Fig.2 ein Blockschaltbild desjenigen Teiles einer Landeanflugsteuerung, durch welchen Seitenabweichungen ausgeregelt werden und der ganz ähnlichen Aufbau hat wie der in F i g. 1 gezeugte Steuerungsteil zum Ausregeln der Höhenabweichungen,
F i g. 3 einen Ausschnitt aus dem Blockschaltbild von Fig. 1, wobei ein abgewandelter bordeigener Fühler zum Messen der Änderung der Höhenabweichung gezeigt ist,
F i g. 4 einen Ausschnitt aus dem Blockschaltbild von F i g. 2, wobei ein abgewandelter bordeigner Fühler für die Änderung der Seitenabweichung geneigt ist
In F i g. 1 ist mit 2 schematisch ein Detektor für die Höhenabweichung vom Sollanflugkurs bezeichnet Dessen Ausgangssignal wird in einem Abschwächer 4 in Abhängigkeit von der Flughöhe des Flugzeuges abgeschwächt, und man erhält am Ausgang des Abschwächers 4 ein Signal, das zur Höhenabweichung Ah gut proportional ist Dieses Signal wird auf einen ersten Eingang eines ersten Addierkruses 6 und auf den Eingang eines Differenzierkreises 8 gegeben. Letzterer hat die Zeitkonstante Tr. Das vom Differenzierkreis 8 abgegebene Signal gelangt auf einen Begrenzer 10, der ein Höhenabweichungsänderungssignal hg bereitstellt Ein auf Vertikalbeschleunigungen ansprechender Beschleunigungsmesser 12 stellt ein der Vertikalbeschleunigung des Flugzeuges zugeordnetes Signal a„ bereit, mit dem ein Integrator 14 beaufschlagt ist Dieser hat eine Zeitkonstante 7/. und gibt an seinem Ausgang
ein Signal Λ ab, das der Änderung der Flughöhe gut proportional ist Das Signal h wird auf einen Eingang eines zweiten Addierkreises 16 gegeben, dessen zweiter Eingang mit dem Ausgang eines Integrators 19 verbunden ist Der Integrator 19 erhält das Ausgangs signal eines dritten Addierkreises 18, welcher eingangs- seitig mit dem Signal hg sowie dem Ausgangssignal H des Addierkreises 16 beaufschlagt ist Der Integrator 19 integriert also die addierten Signale tig und ff. Die Zeitkonstante des Integrators 19 ist (TA -1)/5.
Das Ausgangssignal ff des Addierkreises 16 wird über einen Verstärker 20 mit dem Verstärkungsfaktor K auf den zweiten Eingang des Addierkreises 6 gegeben und so zum Ausgangssignal Ah des Abschwächers 4 hinzüaddiert. Das vom Addierkreis 6 bereitgestellte Summensignal wird auf einen Integrator 22 gegeben, welcher eine Zeit!«onstante To hat und an· Ausgang ein Nickwinkel-Sollwertsignal ©cbereitstellt
Das Ausgangssignal ff des Addierkreises 16 und das Nickwinkelsollwertsignal θα das vom Integrator 22 bereitgestellt wit J, werden auf einen vierten Addierkreis 24 gegeben, dessen Ausgang mit einem Modifizierkreis 26 für das Sollwertsignal verbunden ist
Das Ausgangssignal Ah des Abschwächers 4 wird ferner über einen Verstärker 28 mit dem Verstärkungs-
faktor K\ auf einen Integrator 30 gegeben. Ein fünfter Addierkreis 32 ist eingangsseitig mit den Ausgangssignalen des Integrators 30 und des Modifizierkreises 26 beaufschlagt; sein Ausgang ist mit einem der Eir.eänee
eines sechsten Addierkreises 34 verbunden. Weitere Eingänge des letzteren sind mit einem Detektor 36 für die Gleitwinkelabweichung und mit einem Detektor 38 für die Geschwindigkeit der Gleitwinkeländerung verbunden. An seinem Ausgang stellt der Addierkreis 34 ein Fehlersignal δε bereit, mit dem ein Servoantrieb 40 beaufschlagt ist, durch welchen die Höhenruder 42 des Flugzeuges bewegt werden.
Das Ausgangssignal ff des Addierkreises 16 ist linear aus dem gefilterten Höhenabweichungssignal und dem integrierten Ausgangssignal des Beschleunigungsmessers 12 zusammengesetzt. Die Berechnung von ti erfolgt nach der nachstehenden Gleichung:
/Γ = (HT1S+hg)/(T4S + 1)
dabei ist
// = OnT1I(T1S+ 1)
Liegen die Frequenzen über T1 - I rad/sec, so kann man anstelle der Gleichung (2) vereinfacht schreiben:
H = a„IS
Ferner gilt
ht = SAh/(TRS+
Hieraus folgt, daß h„ = h ist, wenn die Frequenz unter Tg- 1 rad/sec liegt.
Ist Tg- I > T4- 1 und zugleich T1- 1 < T1- 1, so zeigt die obige Gleichung (1), daß das Signal h' in der Umgebung des Landeanflugweges proportional zu A h ist. Dieses Signal dient auch dem Erregen der Höhenruder 42 und stellt einen primären Dämpfungsterm dar, welcher zu dem gefilterten Term für die Kursabweichung in der nachstehend angegebenen Weise hinzuaddiert wird:
0C = K(Ah+ Kh')/(TnS+ 1)
Ist h' = Λ, was bei Abwesenheit von Störsignalen der Fall ist, und ist ferner h = sAh, so gilt anstelle der Gleichung (3)
9L = KAh(KS+ \)/(TDS+ 1) (4)
Ist weiter K= T0, so erhält man weiter
0C = KAh (5)
Bei der abgewandelten Landeanflugsteuerung nach F i g. 3 wird das Signal h von einer kreiselstabilisierten Plattform 44 bereitgestellt und wiederum im Addierkreis 16 zum Ausgangssignal des Integrators 19 hinzuaddiert wodurch man das Signal ti erhält Da kreiselstabilisierte Plattformen auf vertikale Beschleunigungen ansprechen, erhält man kleinere Meßfehler als bei Verwendung üblicher flugzeuggetragener Beschleunigungsmesser wie des Beschleunigungsmessers 12. Dies erlaubt dann die Zeitkonstanten Ta und TD der Integratoren 68, 70 weiter zu vergrößern, was zu einer noch besseren Störsignalunterdrückung führt
F i g. 2 zeigt einen ganz ähnlich aufgebauten Teil einer Landeanflugsteuerung wie F i g. 1, nur ist dieser Steuerungsteii so modifiziert, daß er seitliche Kürsabweichungen ausregelt
In Fig.2 ist ein Detektor für seitliche Kursabweichungen insgesamt mit 50 bezeichnet. Er ermittelt die seitliche Versetzung des Flugzeuges vom Funkleitstrahl. Das Ausgangssignal des Detektors 50 kommt auf einen Abschwächer 52, welcher ein Ausgangssignal Ay bereitstellt, das gut proportional zur seitlichen Kursabweichung ist. Das Signal Ay wird an einen der Eingänge eines ersten Addierkreises 54 gegeben. Auch der Eingang eines Differenzierkreises 56 ist mit dem
in Ausgangssignal des Abschwächers 52 beaufschlagt. Der Differenzierkreis 56 hat die Zeitkonstante Tr. Sein Ausgangssignal gelangt Ober einen Begrenzer 58 auf einen Addierkreis 60.
Das Ausgangssignal eines auf den Rollwinkel des
(1) ι -, Flugzeuges ansprechenden Fühlers 62 ist in der
Zeichnung mit y* bezeichnet und dient zur Beaufschlagung eines Differenzierkreises 64 mit der Zeitkonstante Ti.. Das differenzierte Signal y* ist ein Maß für die
(2) Änderung der seitlichen Kursabweichung. Das Signal >V gelangt süi einen \λΖΤ !-.ingaifgc eines nuuiCrnrciscs w, welcher zudem mit dem Ausgangssignal eines Integrators 68 beaufschlagt ist. Die Zeitkonstante des Integrators 68 ist (Ta-I)IS. Das am Ausgang des
(2 a) Summierkreises 66 erhaltene Signal ? gelangt über eine
ν-, Rückkoppelleitung auf einen zweiten Eingang des
Addierkreises 60, wo es zum Ausgangssignal y„ des Begrenzers 58 hinzuaddiert wird. Der Ausgang des
(2 b) Addierkreises 60 ist mit dem Eingang des Integrators 68
vertm Vden.
Das am Ausgang des Addierkreises 66 erhaltene Signal y' gelangt ferner über einen Verstärker 67 mit dem Verstärkungsfaktor K auf einen zweiten Eingang des Addierkreises 54, der an< anderen Eingang das abgeschwächte Ausgangssignal Ay des Abschwächers 52 erhält Der Ausgang des Addierkreises 54 ist mit einem Integrator 70 verbunden, der die Zeitkonstante Td hat Dem Integrator 70 ist ein Verstärker 72 mit dem Verstärkungsfaktor K\ nachgeschaltet Am Ausgang des letzteren erhält man ein Sollwertsignal <Pc für den Rollwinkel des Flugzeuges.
(3) Mit dem Rollwinkel-Sollwertsignal Φο ist ein Eingang eines Addierkreises 74 beaufschlagt welcher an einem zweiten Eingang das Ausgangssignal /'des Addierkreises 66 erhält Das am Ausgang des Addierkreises 74 erhaltene Summensignal wird über einen Modifizierkreis 76 auf einen ersten Eingang eines Addierkreises 78 gegeben. Ein zweiter Eingang des letzteren erhält über einen Verstärker 80 mit dem Verstärkungsfaktor K1 und einen nachgeschalteten Integrator 82 das Ausgangssi gnal Ay des Abschwächers 52.
Der Ausgang des Addierkreises 78 ist mit einem der Eingänge eines Addierkreises 84 verbunden, "feitere Eingänge des letzteren sind mit einem Detektor 86 für die Rollwinkelgeschwindigkeit und mit einem Detektor 88 für die Rollwinkelabweichung verbunden. Durch Kombinieren der Eingangssignale erzeugt der Addierkreis 84 ein Fehlersignal Aa. mit dem ein Servoantrieb 40 angesteuert wird, über den die Seitenruder 92 des Flugzeuges betätigt werden.
Mit der in F i g. 2 gezeigten Schaltung wird das Signal j'aus den Signalen Ay und y+ nach der nachstehenden Gleichung berechnet:
y· = (y*TAS+y.)/(TAS+l)
65
Die Änderung der seitlichen Kursabweichung des Flu, die sich bei Änderung des RoRvrinkeis Φ ergibt, ist y* = f&ls, wobei g die Erdbeschleunigung
bedeutet. Liegen die Frequenzen über Ta - 1 rad/sec, so erzeugt der Differenzierkreis 64 ein Ausgangssignal χψ, und das Signal y' folgt dem Signal y* bei Frequenzen von mehr als Ta -1 rad/sec und dämpft dieses Signal bei niedrigeren Frequenzen. Der Term y„ steht für die zeitliche Änderung der seitlichen Kursabweichung und wird nach der untenstehenden Gleichung berechnet:
Das Signal y' wird als Hauptterm bei der Dämpfung der Ausregelung von Kursabweichungen verwendet. Das Signal /'wird ferner auch über den Addierkreis 54 auf den Integrator 70 gegeben. Dessen Ausgangssignal IaBt sich wie folgt berechnen:
Φ, = Ks(y+Ky')Z(TnS + I)
dl)
SAyZ(T11S+ 1)
Dabei ist TK gegenüber TA sehr klein. Bei Frequenzen unterhalt) von Τλ -1 rad/sec wird das Signal y„ vom Integrator 68 hindurchgelassen. Bei höheren Frequenzen erfolgt eine Dämpfung des Signales y„ gemäß den nachstehenden Gleichungen:
>' = yT4S/(T4S + \)+yl(T<S + 1) (8)
>■' = ViT4S+ I)ZiT1S+ I) (9)
y' = y (10)
Arbeitet die Landeanflugsteuerung ohne Beaufschlagung mit Störsignalen, so gilt bei hohen Frequenzen y* = yn = y und bei niederen Frequenzen yn — y, und das Signal y' ist ein Breitbandsignal, das die zeitliche Änderung der seitlichen Kursabweichung wiedergibt. Aus dem Funkleitstrahl stammende Störsignale werden aber stark gefiltert insbesondere bei hohen Frequenzen. Die Konstante (Ta- \)ISwird üblicherweise so gewählt, daß vom Funkleitstrahl durch Reflexion erzeugte jtörsignale bei solchen Frequenzen weggedämpft werden, bei denen auch das Rollansprechverhalten des Flugzeuges liegt. Dies sind üblicherweise Frequenzen von 1 Radiant/sec.
(7) Da unter Störsignalfreien Bedingungen ji·' = ν ist,
, ίο gilt vereinfacht
<t>c = Af1 (y + KSy) /(TnS+ 1)
oder
Φ, = K1)(KS+ \)Z(TnS+ 1)
(12)
(13)
Wählt man K — Γ;λ so stellt das Ausgangssignal des Integrators 70 ein Breitbandsignal dar, das die echte seitliche Kursabweichung des Flugzeuges wiedergibt. Aus dem t-unkieitstrahi stammende Storsignaie werden für Frequenzen abgeschwächt, die über Tn- 11 rad/sec liegen.
Bei der Ausführungsform nach Fig. 4 ist der Schaltungsteil zum Erzeugen des Signals )'φ durch eine kreiselstabilisierte Plattform 92' ersetzt. Deren Ausgangssignal y wird im Addierkreis 66 mit dem Ausgangssignal des Integrators 68 vereint, und man erhält auf diese Weise wieder das Signal y'. Das Signal y ist zwar ebenfalls mit Meßfehlern behaftet, diese sind aber kleiner als bei Verwendung eines auf den Rollwinkel ansprechenden Fühlers und eines nachgeschalteten Differenzierkreises. Infolgedessen kann man die Zeitkonstanten T\ und To der Integratoren 68, 70 wieder erhöhen, und auf diese Weise erhält man eine noch bessere Störsignalunterdrückung.
iLM £ii .Λι Blatt Zeichnungen

Claims (1)

  1. Patentansprüche:
    1. Landeanflugsteuerung für Flugzeuge mit
    a) einem Detektor (2; 50) zum Ermitteln der Höhenabweichung oder der Seitenabweichung des Flugzeuges vom Leitstrahl;
    b) einem Abschwächer (4; 52), der das Ausgangssignal des Detektors (2; 50) in Abhängigkeit von ι ο der Flughöhe abschwächt;
    c) einem unabhängig vom Leitstrahl arbeitenden Fühler (12, 14 bzw. 44; 62, 64 bzw. 92) zur Bestimmung der Änderung der Höhenabweichung bzw. der Seitenabweichung; und is
    d) einem Addierkreis (6; 54) zum Zusammenfassen der Ausgangssignale von Fühler (12,14 bzw. 44; 62, 64 bzw. 92) und Abschwächer (4; 52) zu einem dem Nickwinkel bzw. dem Rollwinkel zugeordneten Sollwertsignal ((6C; 3»c), mit weitern eine Steuerschaltung (32—40; 78, 84-i«) für den Servoantrieb (40; 90) der Höhenruder (42) bzw. der Seitenruder (92) beaufschlagt ist.
DE2229832A 1971-06-18 1972-06-19 Landeanflugsteuerung für Flugzeuge Expired DE2229832C2 (de)

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