DE2249979C2 - Vorrichtung zur Flugbahnführung nach einem Funkleitstrahl - Google Patents
Vorrichtung zur Flugbahnführung nach einem FunkleitstrahlInfo
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Description
dadurch gekennzeichnet, daß
(d) als verstärkungsverändernde Mittel ein analoger oder digitaler Rechner (20) vorgesehen ist,
auf den das Signal des Leitstrahlempfängers (Ar.L) und das Schrägentfernungssignal (R,)
aufgeschaltet sind und der ein Ausgangssignal zur Aufschaltung auf die Anzeige- oder
Steuervorrichtung (30) liefert, welches dem Produkt aus dem Signal des Leitstrahlempfängers
und dem Schrägentfernungssignal oder einer FuriKtion des letzteren proportional ist.
2. Vorrichtung nach Arspruch 1 zur Verwendung mit einer Funkleitstrahl-Sendea; Ordnung, bei welcher
ein erster Funkleitstrahlsender auf diesen bezogene Azimut- und Schrägentfernungssignale
und ein in einem vorgegebenen Abstand (Rl) davon angeordneter zweiter Sender ein auf den letzteren +0
bezogenes Elevationssignal liefert, dadurch gekennzeichnet, daß der Rechner einen ersten und einen
zweiten Funktionsgeber (22, 32) enthält, von denen der erste von dem Schrägentfernungssignal (R3) und
der zweite von einem Signal beaufschlagt ist, welches proportional zu der Differenz (R1-Rb) der
Schrägentfernung und des besagten vorgegebenen Abstands ist, daß das Ausgangssignal des ersten
Funktionsgebers (22) zusammen mit einem Azimutwinkel-Ablagesignal (HCj einem ersten Multiplizie- so
rer (26) zugeführt wird und daß das Ausgangssignal des zweiten Funktionsgebers (32) zusammen im:
einem Elevationiwinkel-Ablagesignal (γι) einem zweiten Multiplizierglied (36) zugeführt wird.
3. Vorrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Ausgangssignale der beiden
M.ulliplizierglieder (26, 32) einen Autopiloten
und/oder die beiden Systeme eines Kreuzzeigerinstruments (30) beaufschlagen.
4. Vorrichtung nach Anspruch 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, daß der erste Funktionsgeber (22)
das Schrägentfernungssignal (R11) nach einer Funktion
überträgt, die in einem Bereich kleiner Schrägentfernungen einen proportionalen Anstieg,
im Bereich mittlerer Schrägentfernungen einen konstanten Wert und im Bereich großer Schrägentfernungen
einen erneuten proportionalen Anstieg zeigt.
5. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 2 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß der zweite Funktionsgeber (32) das Differenzsignal (R>— Rl) nach einer
Funktion überträgt, die in einem Bereich kleiner Differenzsignale einen linearen Anstieg, in einem
Bereich mittlerer Differenzsignale einen konstanten Wert und im Bereich großer Differenzsignale einen
Abfall zeigt.
6. Vorrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet,
daß der Funktionsgeber (22) zur Übertragung des Schrägentfernungssignals nach einer
Funktion, die im Bereich kleiner Schrägentfernungen einen proportionalen Anstieg und oberhalb
eines vorgegebenen Grenzwertes einen konstanten Wert zeigt, als Begrenzer mit einem Operationsverstärker
(40) ausgebildet ist, der in seinem Gegenkopplungszweig die Parallelschaltung einer Diode
od. dgl. (46) und eines ohmschen Widerstandes (44) enthält
Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zur Flugbahnführung nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.
Es sind Anflug- und Landesysteme bekannt, die dem Piloten Azimut, Elevation und Schrägabstand relativ zu
einem an der Landebahn angeordneten Lüitstrahlsender liefern. Bei einem bekannten Verfahren (TACAN)
enthält der Leitstrahlsender einen zentralen vertikalen Dipol, der impulsförmige Signale aussendet Um diesen
Dipol rotiert mit 15 Hertz ein Zylinder mit einem auf einer Mantellinie desselben angeordneten Reflektor.
Dadurch wird das von dem Dipol ausgesandte Signal in jeder Richtung mit 15 Hertz moduliert, wobei jedoch die
Phasenlage der Modulation richtungsabhängig ist. Durch einen weiteren, ebenfalls mit 15 Hertz rotierenden,
mit neun Reflektoren versehenen Zylinder wird dieser Modulation noch eine Modulation mit 135 Hertz
für die Winkelfeinanzeige überiagert. Ein weiterhin
ausgesandter Referenzimpuls gibt an, wenn das Maximum der Strahlung z. B. genau in östlicher
Richtung liegt. Aus der Phasendifferenz der 15-Hertz-Grundmodulation
gegenüber diesem Referenzimpuls kann ein Instrument im Flugzeug den Azimutwinkel des
Flugzeugs bestimmen. Eine ähnliche Wirkung wird bei einem anderen bekannten System (SETAC) erzielt, bei
welchem mehrere Dipole im Abstand voneinander angeordnet sind.
Ein Dipol sendet mit einer Trägerfrequenz /"» ein
davon im Abstand einer Wellenlänge λ angeordneter Dipol sendet mit einer davon um 15 Hertz verschiedenen
Frequenz und ein dritter Dipol, der im Abstand 9λ angeordnet ist, sendet mit I0 + 135 Hertz. Es tritt ein
ähnlicher Effekt mit einem mit 15 Hertz umlaufenden Strahlungsdiagramm auf, dem die 135-Hertz-Modulation
überlagert ist, so daß eine vom Azimutwinkel abhängige Modulation der Feldstärke am Ort des
Flugzeugs erhalten wird. Dabei ist jedoch einem bestimmten Phasenwinkel ein z. 3. um einen Faktor 10
kleinerer räumlicher Winkel zugeordnet, so daß die Positionsbestimmung wesentlich präziser wird.
Die Elevationsmessung erfolgt bei dem bekannten System durch Ausnutzung des Dopplereffektes. Es ist
ein Antennensystem mit einer Vielzahl übereinander und parallel zueinander angeordneten Dipolen vorgesehen.
Durch einen Antennenkommutator wird eine Frequenz fo+fn mit einer Frequenz /, nacheinander auf
die verschiedenen Di^is gegeben, so daß ein Dipol
simuliert wird, der nach einer sägezahnförmigen Weg-Zeit-Charakteristik mit der Frequenz fs von unten
nach oben bewegt wird. Durch Spiegelung d~;
ausgesandterf Wellen am Erdboden wird vom Flugzeug aus außerdem ein entspechender periodisch nach unten
bewegter Strahler beobachtet Vom Flugzeug sus wird
dann eine dem Sinus des Elevationswinkels proportionale Doppler-Frequenzversehiebung /b beobachtet
Zusätzlich wird von dem Leitstrahlsender die Trägerfrequenz [„ ausgesandt Das im Flugzeug beobachtete
Frequeiiiftjii'.V.üwm enthält dann fa fo+fH—fo und
fo+fH+fa woraus /b und der Elevationswinkel bestimmbar
sind.
Die Schrägentfernung wird nach einem bekannten Verfahren aus der Laufzeit von Impulsen bestimmt. Das
im Flugzeug angeordnete Gerät sendet einen Impuls aus
(Abfrageimpuls), der an dem zugehörigen Bodengerät einen SertJeimpuls (Antwortimpuls) auslöst. Aus der
Zeitdifferenz zwischen Abfrage- und Antwortimpuls wird die Schrägentfernung bestimmt.
Ein Anflug- und Landesystem der vorstehend angedeuteten Art ist beispielsweise beschrieben in dem
Aufsatz von Eckert und Röper »Das Anflug- und Landesystem SET AC« in »Luft- und Raumfahriiechnik
16(1970), Nr. 2.43-48«.
Üblicherweise ist ein erster Flugleitstrahlsender, der auf diesen bezogene Azimut- und Schrägabstandssigna-Ie
liefert, am Ende der Landebahn angeordnet, wobei der Landebahnrichtung der Azimutwinkel Centspricht.
Ein zweiter Funkleitstrahlsender, der ein auf den letzteren bezogenes Elevationssignal liefert, ist neben
der Landebahn in der Höhe des idealen Aufsetzpunktes angeordnet. Der Landeflug erfolgt bei konventionellen
Systemen längs einer geraden Flugbahn, die einem konstanten, von dem Piloten gewählten oder vom
Leitstrahlsystem vorgegebenen (ILS) Elevationswinkel entsprechen kann. Die Abweichungen des Elevationswinkels
von dem gewählten Sollwert bzw. des Azimutwinkels von dem Wert C werden von einem
Kreuzzeigerrstrument oder Flightdirector angezeigt oder auf ein automatisches Flugregelungssystem aufgeschaltet
Das erstere ist ein Instrument mit zwei Systemen, die zwei zueinander gekreuzte Zeiger
bewegen. Der Pilot muß das Flugzeug auf einer solchen Flugbahn führen, daß die Zeiger sich ständig in der
Mitte des Instruments kreuzen. Bei bekannten Anflug-
und Landesystemen (ILS, SETAC, TACAN) ist dabei der Zeigerausschlag proportional der Ablage des
Elevationswinkels bzw. des Azimutwinkels.
Dabei tritt der unerwünschte Effekt auf, daß die Empfindlichkeit der Anzeige in bezug auf Höhen- und
Seitenabweichungen des Flugzeugs vom kommandierten Leitstrahl mit zunehmender Annäherung an den
Leitstrahlsender anwächst (F i g. 5). Wird die dem Vollausschlag des Instruments entsprechende Winkelablage
zu groß gewählt dann ist bei großen Entfernungen vom Leitstrahlsender die Bahnführung zu ungenau.
Wird jedoch die dem Vollausschiag des Instruments entsprechende Winkelablage kleiner gewählt, dann
erhält man zwar in großen Entfernungen vom Leitstrahlsender eine befriedigende Bahnführung. Bei
der Annäherung an den Leitstrahlsender wird jedoch, die Anzeige zunehmend empfindlicher. Schon bei
kleinen Höhenabweichungen des Flugzeugs, die sich auch bei mittlerer Böigkeit nicht vermeiden idssen,
schlägt das Instrument stark nach der einen oder der anderen Seite aus. Es ~iigt sich, daß bei manuellem
Landeanfl'jg unter Instrumenienfiugbedingüiigin bei
mittlerer Böigkeii bei einer Schrägentfarnung i'on etwa
5000 Meter eine Instabü'.iat drr.- n.ah,\ifl!-,rung eintrat.
Sei einem Elevationswinkei vun,? Tn^Hichi riie·. einer
j 's!fti'.c dps Flugzeuges von 260 Meter. Unterhalb dieser
Höhe kann der Pilot dann das Flugzeug nicht mehr ?J'7;r, nach dem Kreuzzeigerinstrument fliegen. Er muß
sich wegen der Instabilität vom Leitstrahl lösen und ilen
restlichen, kritischen Teil der Landung ohne Leitstrahlhilfe nach Sicht durchführen.
Es ist schon versucht worden, diese Schwierigkeiten durch eine zeitprügrammierie stufenweise Umschaltung
des Verstärkungsgrades zu meistern. In der Praxis haben sich solche Systeme jedoch nicht bewährt da bei
einem vorgegebenen Zeitprogramm der Schrägabstand im Zeitpunkt der Umschaltung beeinflußt durch die
verschiedensten Faktoren stark schwenkt
Durch die US-PS 33 81 295 ist eine Vorrichtung zur Flugbahnführung nach einem Funkleitstrahl bekannt,
bei welcher die Verstärkung, mit welcher das Signal des
Leitstrahlernpfängers auf eine Anzeige- oder Steuervorrichtung aufgeschaltet ist, durch einen ^.adarhöhenmesser
gesteuert wird. Mit abnehmender Höhe, die einer Annäherung an den Leitstrahlsender entsprechen sollte,
wird die Verstäkrung vermindert.
Dieses Verfahren versagt, wenn die Umgebung des Flughaff ns nicht eben, sondern bergig ist. Dann stellt die
mit dem Radarhöhenmesser bestimmte Höhe über Grund kein Maß für die Entfernung vom Leitstrahlsen-
zo der dar. Gravierender ist jedoch, daß die Höhe gerade
die Größe ist, die mit Hilfe der Vorrichtung gesteuert wird. Wenn im Extremfall das Flugzeug bei noch relativ
großer Entfernung vom Leitstrahlsender aus irgendeinem Grunde von der vorgeschriebenen Bahn abgewichen
ist und sehr niedrig fliegt, so täuscht der Radarhöhenmesser eine nicht vorhandene Annäherung
an den Leitstrahlsender vor. Die vom Leitstrahlempfänger gelieferten Elevationsabweichungssignale (Δγί)
werden dementsprechend schwach bewertet und mit geringer Verstärkung auf die Anzeige- oder Steuervorrichtung
aufgeschaltet Der Pilot oder die Steuervorrichtung wird sich daher nicht in dem notwendigen
MaLe bemühen, die Elevationsabweichung zu korrigieren. Das kann offensichtlich zu sehr gefährlichen
Situationen führen.
Durch die US-PS 33 61 391 ist eine Vorrichtung zur Flugbahnführung bekannt, bei welcher das Flugzeug in
Abhängigkeit von Leitstrahl-Abweichungssignalen und Kursabweichungssignalen gesteuert wird. Die Leitstrahl-Abweichungssignale
sind die von dem Leitstrahlempfänger gelieferten Signale. Die Kursabweichungssignale werden von. einem Kurskreisel geliefert und
entsprechen der Abweichung des Flugzeugkurses von der als bekannt angenommenen Richtung des Funkleitstrahl.
Bei dieser bekannten Vorrichtung wird das Verhältnis der Verstärkungen, mit denen diese beiden
Signale auf eine Steuervorrichtung aufgeschaltet werden, verändert, so daß das Leitstrahl-Abweichungssignal
im Verhältnis zu dem Kursabweichungssignal immer schwäche/· aufgeschaltet wird, je stärker sich das
Flugzeug dem Leitstrahlsender nähert Als Maß für diese Annäherung dient die zeitliche Änderung des
Leitstrahl- Abweichungssignals. In Abhängigkeit von dieser Änderung -v;rd entweder die Vetstärt.jng des
Leitstrahl-Atve-icWigssignals vermindert (Fig.2)
ede die Verstärkung des Kursabweichungssignals
erhöht(Fig.3 ier US-Fj3361 391).
Bei dies-.-r bekannten Anordnung ist eint Steuer.g
■ nach Kurs und Leitstrahl erforderlich. Sie ist nur für die
Azimutführung geeignet. Es wird nur das Verhältnis der Aufschaltverstärkungen oder -koeffizienten verändert.
Es wird aber kein Signal erzeugt, das etwa eindeutig vom Abstand (in Metern) von der Leitstrahlachse
abhängen würde. Die Änderung des Leitstrahl-Abweichungssignals gibt keinen Aufschluß darüber, ob das
Flugzeug mit dem richtigen Kurs, also parallel zur Leitstrahlachse, aber im Abstand von dieser in geringem
Abstand vom Leitstrahlsender oder mit stärkerem Kursfehler in großem Abstand vom Leitstrahlsender
fliegt.
Eine Verstärkungsregelung in Abhängigkeit von der Änderung des Leitstrahl-Abweichungssignals ist außerdem
kompliziert und unsicher.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Vorrichtung nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs
I so auszubilden, daß das auf die Anzeige- oder Steuervorrichtung gegebene Signal von der wegmäßigen
Abweichung des Flugzeugs von der Leitstrahlachse abhängt.
Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe durch die im Kennzeichen des Patentanspruchs 1 angegebenen
Maßnahmen gelöst.
Durch Multiplikation der Winkelablage mit der nichtmodifizierten Schrägentfernung ergibt sich die
Höhcnablage bzw. die wegniäßige Seitenablage, und zwar unabhängig von der Schrägentfernung vom
Leitstrahlsender und geflogener Flugbahn.
Das Instrument für die Flugbahnführung hat auf diese Weise während des gesamten Landeanfluges die gleiche
Empfindlichkeit für wegmäßige Abweichungen von der kommandierten Flugbahn, so daß das Flugzeug mit
gleichbleibender Genauigkeit und ohne die Gefahr einer Instabilität auf der kommandierten Flugbahn
gehalten werden kann. Wie noch geschildert wird, kann es wünschenswert sein, die Empfindlichkeit des
Instruments gegen wegmäßige Ablagen von der kommandierten Flugbahn nicht über den gesamten
Gleitpfad konstant zu halten, sondern nach einer gewünschten Funktion von der Schrägentfernung zu
verändern. Das kann dadurch geschehen, daß die Ablagesignale mit einer geeigneten Funktion der
Schrägentfernung multipliziert werden.
Eine erfindungsgemäße Vorrichtung zur Verwendung mit einer Funkleitstrahl-Sendeanordnung, bei welcher
ein erster Funkleitstrahlsender auf diesen bezogene Azimut- und Schrägabstandssignale liefert und ein in
einem vorgegebenen Abstand davon angeordneter zweiter Sender ein auf den letzteren bezogenes
Elevationssignal. kann in der Weise aufgebaut sein, daß der Rechner einen ersten und einen zweiten Funktionsgeber enthält, von denen der erste von dem Schrägentfernungssignal
und der zweite von einem Signal beaufschlagt ist, welches proportional zu der Differenz
der Schrägentfernung und des besagten vorgegebenen Abstands ist, daß das Ausgangssignal des ersten
Funktionsgebers zusammen mit einem Azimutwinkel-Ablagesignal einem ersten Muitiplizierglied zugeführt
wird und daß das Ausgangssignal des zweiten Funktionsgebers zusammen mit einem Elevationswinkel-Ablagesignal
einem zweiten Multiplizierglicd zugeführt wird. Die Ausgangssignale der beiden Muhiplizierglieder
können die beiden Systeme eines Kreuzzeigerinstruments beaufschlagen. Sie können jedoch auch zur
automatischen Bahnführung verwendet werden.
Weitere Ausgestaltungen der Erfindung sind Gegenstand der Unteransprüche.
Die Erfindung ist nachstehend an einem Ausführungsbeispiel unter Bezugnahme auf die zugehörigen
Zeichnungen näher erläutert:
Fig. I ist eine perspektivische Darstellung und zeigt
eine Landebahn mit einer üblichen Funkleitstrahlanordnung enthaltend Elevations-Leitstrahlsender, Azimut-Leitstrahlsender
und Entfernungsmeßgerät (DME);
F i g. 2 ist eine zugehörige Draufsicht und veranschaulicht die Geometrie der Azimutmessung;
to Fig.3 ist eine Seitenansicht und veranschaulicht die Geometrie der Elevationsmessung;
to Fig.3 ist eine Seitenansicht und veranschaulicht die Geometrie der Elevationsmessung;
Fig.4 ist eine Seitenansicht und veranschaulicht die
Enlfernungs-Geometrie;
F i g. 5 sind Diagramme, welche bei einer konventionellen Kreuzzeigeranzeige die dem Vollausschlag des
Instruments entsprechende wegmälJige Ablage, den einer Winkelablagecinheit entsprechenden Zeigerausschlag
sowie den auf wegmäßige Ablagen bezogenen Verstärkungsgrad der Anzeige als Funktion der
Schrägentfernung vom Leitstrahlsender darstellen;
F ι g. 6 zeigt den zeitlichen Verlauf der Abweichungen vom Leitstrahl bei einem manuellen Anflug nach einem
in konventioneller Weise von der Winkelablage beaufschlagten Kreuzzeigerinstrument;
Fig. 7 zeigt als Blockschaltbild eine Vorrichtung zur Flugbahnführung nach der Erfindung;
Fig. 7 zeigt als Blockschaltbild eine Vorrichtung zur Flugbahnführung nach der Erfindung;
Fig. 8 sind Diagramme ähnlich F i g. 5 für eine —
einfachste — Ausführungsform der Erfindung;
Fig. 9 zeigt Diagramme ähnlich Fig. 5 für eine Ausführuiigsform der F.rfindung. bei welcher in
geringem Abstand von dem Lcitstrahlsender die
wegmäßigi Ablage und größerem Abstand wie bei konventionellen Geräten die Winkelablage auf das
Instrument gegeben wird;
Fig. 10 zeigt Diagramme ähnlich Fig.5 für eine Ausführungsform der Erfindung, die insbesondere für
die Seitenführung des fiiiczc■>.;'■—. g.-cig.ie; ist;
Fig. it zeigt Diagramme ähnlich Fig.5 für eine
Ausführungsform, die insbesondere für die Höhenführung
des Flugzeug« geeignet ist:
F i g. 12 zeigt Diagramme ähnlich F i g. Π.
Fig. 13 zeigt Linien konstanten Kreuzzeigerausschlages für die Höhenführung des Flugzeugs bei einer Ausführungsform der Erfindung mit Charakteristiken etwa nach Fig. 11:
Fig. 13 zeigt Linien konstanten Kreuzzeigerausschlages für die Höhenführung des Flugzeugs bei einer Ausführungsform der Erfindung mit Charakteristiken etwa nach Fig. 11:
Fig. 14 zeigt linien konstanten Kreuzzeigerausschlages
für die SeiitiifChrung des Flugzeugs bei girier
Ausführungsform der Erfindung mit Charakteristiken etwa nach Fig. 10;
Fig. 15 zeigt eine Vorderansicht eines zugehörigen
Zeigerinstruments;
F i g. 16 zeigt eine mögliche Schaltungsanordnung zur
Erzeugung eines Verhaltens nach F i g. 9.
Die Fig. I bis 4 veranschaulichen den Aufbau der
Leitstrahlsenderanordnung und die geometrischen Verhältnisse. Mit 10 ist eine Landebahn bezeichnet Auf
der Landebahn soll das Flugzeug in einem Punkt 12 aufsetzen. Am Ende der Landebahn ist ein Leitstrahlsender
14 angeordnet, der ein Azimut- und ein Schrägentfernungssignal liefert. Der Azimutwinkel ist
dabei auf die Mittellinie 16 der Landebahn bezogen und wird im folgenden mit χ bezeichnet. Neben der
Landebahn 10 befindet sich in der Höhe des Aufsetzpunktes 12 ein Leitstrahlsender 18 für die
Messung des Elevationswinkels. Der Elevationswinkel wird nachstehend mit γ bezeichnet Der Abstand des
Leitstrahisenders IS von dem Leitstrahlsendsr 14 ist mit
RL bezeichnet Der Azimutwinkel des kommandierten
Leitstrahls, längs dessen das Flugzeug anfliegen soll, wird mit y.l bezeichnet. Normalerweise wird y.l gleich 0
sein, α. h., das Flugzeug soll in Längsrichtung der Landebahn anfliegen. Die Schrägentfernung von dem
Leitstrahlsender 14 zu dem Flugzeug ist mit R, bezeichnet. Das ist auch die Entfernung, die mit dem
Entfernungsmeßge-ät (DME) gemessen wird. Die Winkelablage ist mit Ay.L und die zugehörige wegmäßige
Seit6/.jblage mil dSbezeichnet. Es gilt die Beziehung
AS =■ AkJX.
Der Elevationswinkel des kommandierten Leitstrahls, längs welchen das Flugzeug geführt werden soll, ist mit
γι. bezeichnet. Dieser Elevationswinkel ist auf den Aufsetzpunkt 12 als Scheitelpunkt bzw. auf den
Elevations-Leitstrahlsender 18 bezogen. Bezeichnet man mit Re die Schrägentfernung von dem Aufsetzpunkt
tvw. Elevatirms-Leitstrahlsender und mit Δγι die
Eievaiiuniwifikclabiagc von dem k:j:t!rü2ndier!er! Leitstrahl
sowie mit Ah die ilöhenablage von dem kommandierten Leitstrahl, dann gilt
Λ Yl
Ah
Rt cos yL
(2)
Für kleine Bahnelevationswinkel kann mit hinreichender
Näherung cos yL = J gesetzt werden. Unter
den gleichen Bedingungen ergibt sich
R, = Ra-RL.
(3)
wobei /?., mittels des Entfernungsmeßgerätes (DME) bestimmt wird.
Die in Gleichung 1 und Gleichung 2 angegebenen Winkelablagen Δν.ι. und AyL werden bei bekannten
Geräten für manuelle Anflüge auf einem Kreuzzeigerinstrument linear angezeigt. Ein solches Kreuzzeigerinstrumem
hat sich rechtwinklig kreuzende Zeiger, die jeder von einem System nach Maßgabe der Azimutbzw.
Eievationswinkelablage ausgelenkt werden. Der Pilot muß das Flugzeug so führen, daß die Zeiger sich
ständig in der Mitte des Instruments kreuzen. Bei den bekannten Geräten ergibt sich das Problem, die
Anzeigeempfindlichkeilen geeignet zu wählen, d. h. zu bestimmen, welcher Winkelablage ein Vollausschlag des
Kreuzzeigerinstrumentes entspricht. Eine große Empfindlichkeit erhöht zwar die Genauigkeit des Anflugs,
führt aber zu Instabilität der Flugbahnbewegungen. Als Kompromiß zwischen Stabilität und Genauigkeit hat
sich bei konventionellen ILS-Anflügen eine konstante
Anzeigeempfindlichkeit im Azimut von As= ±2.5°
Winkelablage pro Kreuzzeigervollausschlag und in der Elevation von AH = ±03° Winkelablage pro Kreuzzeigervollausschlag
erwiesen.
Die dabei auftretenden Verhältnisse sind in F i g. 5 in Diagrammen dargestellt.
Das obere Diagramm in F i g. 5 zeigt die Abhängigkeit von der Schrägentferoung die wegmäßige Ablage
ASe vom >.·. "-trahl. die einen Vollausschlag des
Kreuzzeigerinstrumenw,.... ■ rrvft Bei der Azimutwinkelablage
Axl entspricht die Entfernung R, der
Entfernung vom Leitstrahlsender 14 (Fig. 1), während
im Falle der Eievationswinkelablage AyL die Entfernung
von dem Leitstrahlsender 18 maßgebend ist Es zeigt sich, daß die zu einem Vollausschlag des Instrumente
führende wegmäßige Ablage vom Leitstrahl um so geringer wird, je näher das Flugzeug an den
Leitstrahlsender herankommt, je kleiner also R wird. Das mittlere Diagramm in Fig.5 zeigt die auf den
Ablagewinkel bezogene Anzeigeempfindlichkeit des Kreuzzeigerinstruments, die entfernungsunabhängig
konstant ist. Das untere Diagramm zeigt die auf die Wegablage bezogene Anzeigeempfindlichkeit V. d. h.
der Ausschlag des Kreuzzeigerinstruments pro Wegeinheit Ablage vom Leitstrahl. Es zeigt sich, daß diese auf
die wegmäßige Ablage vom Leitstrahl bezogene Anzeigeempfindlichkeit nach einem—-Gesetz ändert,
also mit abnehmender Entfernung vom Leitstrahlsender sehr stark zunimmt, wobei natürlich schließlich das
Instrument schon bei kleinen Leitstrahlablagen an den
!5 Anschlag gelangt.
Es hat sich gezeigt, daß mit einer solchen Charakteristik
der Anzeige eine stabile Leitstrahlführung bei manuellem Anflug nur bis herab zu einer bestimmten
Mindestentfernung vom Leitstrahlsender möglich ist.
Bei mittlerer Röigkeit liegt diese Entfernung etwa bei
5000 Metern F i g. 6 zeigt ein Diagramm, welches die Abweichungen vom Leitstrahl bei einem manuellen
Anflug bei Annäherung an den Leitstrahlsender verdeutlicht. Es zeigt sich, daß von einem bestimmten
Punkt an das Flugzeug wegen der zu hoch werdenden Empfindlichkeit der Anzeige nicht mehr stabil auf dem
Leitstrahl gehalten werden kann.
F i g. 7 zeigt eine erfindungsgemäße Einrichtung.
Mit 20 ist ein Bordgerät bezeichnet, welches in bekannter Weise z. B. aus einem SETAC-Leitstrahl die Schrägentfernung R1 von dem Azimut-Leitstrahlsender 14, die Azimutwinkelablage Ay.i. und die Eievationswinkelablage Δγι. und die Entfernung der beiden Sender Rl liefert. Bei Leitstrahlsystemen, die kein /?/.-Signal liefern, muß dieser für den jeweiligen Landeplatz bekannte Wert vom Piloten manuell eingegeben werden. Das /?a-Signal von dem Bordgerät 20 wird auf einen ersten Funktionsgeber 22 gegeben, der ein Ausgangssignal an einem Ausgang 24 als Funktion der
F i g. 7 zeigt eine erfindungsgemäße Einrichtung.
Mit 20 ist ein Bordgerät bezeichnet, welches in bekannter Weise z. B. aus einem SETAC-Leitstrahl die Schrägentfernung R1 von dem Azimut-Leitstrahlsender 14, die Azimutwinkelablage Ay.i. und die Eievationswinkelablage Δγι. und die Entfernung der beiden Sender Rl liefert. Bei Leitstrahlsystemen, die kein /?/.-Signal liefern, muß dieser für den jeweiligen Landeplatz bekannte Wert vom Piloten manuell eingegeben werden. Das /?a-Signal von dem Bordgerät 20 wird auf einen ersten Funktionsgeber 22 gegeben, der ein Ausgangssignal an einem Ausgang 24 als Funktion der
*o angegebenen Schrägentfernung liefert. Dieses Ausgangssignal
am Ausgang 2.4 wird zusammen mit dem Ay.L-S\gna\ von dem Bordgerät 20 einem Multiplizierglied
26 zugeführt. Der Ausgang 28 des Multipliziergliedes 26 ist auf ein System des Kreuzzeigerinstrumentes
*5 30 geschaltet. Ein zweiter Funktionsgeber 32 wird von
der Differenz R1- RL beaufschlagt, welche näherungsweise
der Schrägentfernung /?<· von dem Elevations-Leitstrahlsender
18 entspricht. Der Funktionsgeber 32 liefert an einem Ausgang 34 ein Signal als Funktion des
angegebenen Differenzsignals. Das Ausgangssignal von dem Ausgang 34 wird zusammen mit dem <4}Y-Signal
von dem Bordgerät 20 einem Multiplizierglied 36 zugeführt. Der Ausgang 38 des Multipliziergliedes 36 ist
auf das zweite System des Kreuzzeigerinstruments 30 geschaltet. Das Kreuzzeigerinstrument bzw. der Autopilot
30 ist somit von Signalen beaufschlagt, die proportional zu den Winkelabweichungssignalen aber
multipliziert mit einer Funktion der Schrägentfernung sind.
Die Funktionen von der Schrägentfernung, die in den Funktionsgebern 22 und 32 vorgegeben werden, richten
sich nach dem jeweils gewünschten Führungsverhalten. Die Fig.8 bis 12 zeigen verschiedene Beispiele, und
zwar in Diagrammen ähnlich den Diagrammen von Fig.5. Dabei entspricht das mittlere Diagramm der
durch den jeweiligen Funktionsgeber 22 bzw. 32 übertragenen Funktion. Das obere Diagramm veranschaulicht
die Form der »Kurven gleichen Zeigeraus-
Schlags«, d. h. der wegmäbigen Ablagen vom Leitstrahl,
die den gleichen, z. B. den maximalen Ausschlag des Zeigers am Kreuzzeigerinstrument 30 hervorrufen sh
Funktion wieder des Schrägabstands. Das untere Diagramm zeigt demgegenüber die Anzeigeempfindlichkeit
des Kreuzzeigerinstruments 30 für wegmäßige Ablagen vom Leitstrahl.
Bei der Auslegung von F i g. 8 wird die Winkelablage mit einer Funktion multipliziert, die direkt proportional
der Schrägentfenrung R ist, d. h., die auf den Winkel bezogene Anzeigeempfindlichkeit wächst proportional
mit dem Abstand vom Leitstrahlsender. Wegen Cylcichung (I) bleibt dabei die dem maximalen
Instrumentenausschlag entsprechende wegmäßige Ablage vom Leitstrahl konstani. Ebenso bleibt konstant die
Anzeigeempfindlichkeit des Kreuzzeigerinstruments für solche wegmäßigen Ablagen. Bezieht man dies beispielsweise
auf die Höhenführung des Flugzeuges, so bedeutet dies, daß unmittelbar die Höhenablage des
Flugzeugs vom Leitstrahl gemessen wird. Der Pilot kann daher das Flugzeug bis zur Landung mit einer
bestimmten Genauigkeit der Höhenführung auf dem Leitstrahl halten. Ein solches Verhalten der Vorrichtung
für die Flugbahnführung ist besonders vorteilhaft in der Nähe des Leitstrahlsenders. In größeren Entfernungen
vom Leitstrahlsender könnte ein solches Verhalten unpraktisch sein, weil es den Piloten veranlaßt, das
Flugzeug auch in größeren Entfernungen unnötig genau auf dem kommandierten Leitstrahl zu halten. In
größeren oder mittleren Entfernungen vom Leitstrahlsender empfiehlt e«; sich daher unter Umständen, die
Flugbahnführung in konventioneller Weise in Abhängigkeit von der Winkelablage vorzunehmen.
Das wird erreicht, wenn die Charakteristiken der Vorrichtung nach Art von F i g. 9 gewählt sind. Für
kleine Schrägentfernungen bis zu einer Entfernung Ro zeigt die Vorrichtung gemäß F i g. 9 das Verhalten von
Fig. 8, d.h. eine konstante Anzeigeempfindlichkeit für
wegmäßige Ablagen vom Leitstrahl, während für größere .Schrägentfernungen die Charakteristiken den
Verlauf von F i g. 5 annehmen, d.h. eine konstante Anzeigeempfindlichkeit bezogen auf Winkclablagen
liefern.
I i g. 10 veranschaulicht eine Auslegung der Vorrichtung,
insbesondere des Funktionsgebers 22. die besonders für die Seitenführung des Flugzeugs geeignet ist.
Das wird noch näher erläutert werden. Bei der Auslegung nach Fig. 10 ergibt sich in einem Nahbereich
eine konstante Anzeigeempfindlichkeit bezogen auf wegmäßige Ablagen vom Leitstrahl. In einem mittleren
Entfernungsbereich ergibt sich ein Verhallen nach F i g. 5. d.h. eine konst;;r.te A:;Zeigi'2iV.pfind!,»:hkeit
bezogen aiii die Winkelablage, während bei großen
Entfernungen wieder eine von der Entfernung unabhängig konstante Empfindlichkeit bezüglich wegmäßiger
Ablagen erhalten wird, allerdings mit einem wesentlich geringeren Wert der Empfindlichkeit. Die Kurven
konstanten Instrumentenausschlags, also die wegmäßigen Ablagen vom Leitstrahl, die einen konstanten
Ausschlag des Kreuzzeigerinstruments 30 hervofrufen,
in Abhängigkeit von der Entfernung R haben eine flaschenartige Gestalt.
Es kann besonders für besseres horizontales Einfädeln erwünscht sein, wenn die Empfindlichkeit, bezogen
auf wegmäßige Ablagen, bei großen Entfernungen überproportional mit der Entfernung abnimmt, also für
große Entfernungen auch eine Abnahme der auf die Winkelablage bezogenen Empfindlichkeit eriolgt. In
einem mittleren Bereich kann mit einer konstanten Empfindlichkeit, bezogen auf die Winkelablage, geflogen
werden, während bei kleinen Entfernungen wieder
mit konstanter Empfindlichkeit für wegmäßige Ablagen gearbeitet wird. Die Kurven gleichen Instrumentenausschlags
haben dann, wie aus Fig. Il und 12 ersichtlich
ist, eine trompetenartige Gestalt. Die Fig. 11 und 12 zeigen zwei Realisierungsmöglichkeiten eines solchen
Verhaltens, wobei in dem einen Fall die von dem Funktionsgeber 32 übertragene Funktion eine stetige
Funktion der Entfernung R ist, während diese Funktion in dem anderen Falle aus Geraden-Stücken zusammengesetzt
ist.
Fig. 13 zeigt als Beispiel Linien konstanten Kreuz-Zeigerausschlags
mit einer solchen irompetenförmigen Gestalt. Eine solche Anordnung wird zweckmäßigerweise
für die Höhenführung verwendet, um ein leichteres »Einfädeln« des Flugzeuges in den Leitstrahl
zu ermöglichen. In einem Nahbereich α ist die
Empfindlichkeit für Höhenablagen konstant. In einem bereich b wachsen die einem konstanten vorgegebenen
Kreuzzeigerausschlag entsprechenden Höhenablagen proportional zur Entfernung, während in einem Bereich
großer Entfernungen (c) die einem konstanten Kreuz-Zeigerausschlag
entsprechenden Höhenablagen iiberproportional mit der Entfernung zunehmen.
Solche »trompetenförmigen« Linien gleichen Kreuzzeigerausschlagcs
sind unter Umständen für die Seitenführung weniger gut geeignet. Für die Seitenfüh-
JO rung wird ein Verfahren benötigt, das dem Piloten
angibt, wann Standardkurven mit οκ = 180 /min
eingeleitet werden müssen, um den kommandierten Leitstrahl ohne einschneidende Korrekturmaßnahmen
zu treffen und zu halten. Beim Fliegen mit Standardkurven gehört zu jeder Flugbahngeschwindigkeit (' ein
entsprechender Kur ven radius.
-ü oder bei ω, = 180°/min
60
η ■ U
wobei U in m/sec anzugeben wäre. Mit einer Auslegung
der Vorrichtung zur Flugbahnführung gemäß Fig. 10.
die /u »flaschenförmigen« Linien konstanten Kreuzzeigerausschlags führt, kann das Einfliegen in den
Leitstrahl folgendermaßen erfolgen:
Es wird im Bereich des Einfliegens eine konstante Anzeigeempfindlichkeit eingestellt, die gemäß F i g. 8 zu
einer der seitlichen Ablage proportionalen Anzeige führt. Ist die Anzeige so justiert, daß eine wichtige
Markierung des Kreuzzeigerinstruments 30. z. B. die Drei-Drittel-Markierung (siehe F i g. 15) dem Standardradius
R, entspricht, so kann der Pilot bei einem Anflug senkrecht zur Landebahn dann die Standardkurve
einleiten, wenn der Zeiger die Drci-Drittel-Markc
erreicht. Das kann er tun unabhängig von dem genauen Abstand vom Leitstrahlsender, in welchem das Fiugzeug
auf der Lf-tstrah! trifft. Nach 30 Sekunden ist der
kommandierte ! eitMrah! erreich? und die Kurve wird
ausgeleitet. Es besteht folgende Beziehung zwischen der
Anflugrichtung ψ und der Instrumentenanzeigemarke An, bei der die Standardkurve eingeleitet wird.
« j _ „ _ „„c „·>
r. Rs (5)
Bezeichnet rnan mit Δι die Zeit nach welcher diese
Standardkurve wieder ausgeleitet werden muß. so
ergibt sich folgender Zusammenhang zwischen Anflugrichtung ψ. Instrumentenanzeigemarke Am und Zeit At,
für welche die Standardkurve geflogen werden muß:
At
90° | 1.000 K · R, | 30.0 s |
60° | 0.500 K · R1 | 20.0 s |
45° | 0.293 K · R5 | 15.0 s |
30° | 0.135 K R, | 10.0 s |
Bei einen! AnHug unter 45° zur Landebahnrichtung,
muß die Standardkurve bei Erreichen der Ein-Drittel-Anzeigemarke eingeleitet und nach 15 see wieder
ausgeleitet werden.
Der Funktionsgeber 22 zur Erzielung eines Verhaltens entsprechend F i g. 9 kann mi
\2
Mitteln durch Begrenzung des DME-Sign^ls vom
Leitstrahlempfänger realisiert werden. Eine solche Schaltung ist in F i g. 16 dargestellt.
Der Fun'i'.tionsgeber ?? enthält oinen Operationsverstärkt,
4C. an dem das DMF-Signal in Form einer Gleichspannung über einen Wirterstand 42 anliegt. Eine
Gegenkopplungsschleife enthält einen Widerstand 44 sowie parallel dazu eine Diode 46. Die Diode 46 hat
einen Schwellwerk d. h., sie beginnt erst oberhalb einer
bestimmten angelegten Spannung zu leiien. Für !deine DME-Werte ist die Diode 46 gesperrt. Der Fi'.rktions·
geber 22 überträgt das DME-Signal propotional mit einem durch die Widerstände 44 und 42 gegebenen
Verstärkungsfaktor. Wenn der Grenzwert erreicht wird.
Lsi welchem die Diode 46 leitend wird, wird die
Gegenkopplung über die Diode so erhöht, daß dieser Grenzwert am Ausgang gehalten wird.
Das so erhaltene Ausgangssignal (F i g. 9) wird mittels des Multipliziergliedes 26 mit der Eiev^tionswinkelab-
Hierzu 10 Blatt Zeichnungen
Claims (1)
1. Vorrichtung zur Flugbahnführung nach einem Funkleitstrahl, der die Flugzeugposition relativ zu
einem Leitstrahlsender nach Elevation und/oder Azimut liefert, enthaltend:
(a) einen Leitstrahlempfänger, welcher ein Signal nach Maßgabe der winkelmäßigen Ablage des
Flugzeugs von einer Funkleitstrahlachse liefert,
(b) Mittel zur Veränderung der Verstärkung, mit welcher das Signal des Leitstrahlempfängers
auf eine Anzeige- oder Steuervorrichtung aufgeschaltet ist, derart, daß die Verstärkung
mit abnehmender Entfernung vom Leitstrahl- is sender abnimmt, und
(c) eine Meßeinrichtung zur Messung der Schrägentfernung
zwischen Flugzeug und Leitstrahlsender und Erzeugung eines Schrägentfernungssignals,
Priority Applications (4)
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