DE2250163B2 - Vorrichtung zur Bahnführung von Flugzeugen - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zur Bahnführung von Flugzeugen nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.

Es sind Anflug- und Landesysteme bekannt, die dem Piloten oder einem automatischen Flugregelungssystem Azimut, Elevation und Schrägabstand relativ zu einem an der Ladebahn angeordneten Leitstrahlsystem oder direkt Abweichungen von einem vorgegebenen Leitstrahl (ILS) liefern. Bei einem bekannten Verfahren (TACAN) enthält das Leitstrahlsystem 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

to Zylinder wird dieser Modulation noch eine Modulation mit 135 Hertz für die Winkelfeinanzeige überlagert Ein weiterhin ausgesandter Referenzimpuls gibt an, wann das Maximum der Strahlung, z. B. genau in östlicher Richtung liegt Aus der Phasendifferenz der 15-Hertz- Grundmodulation gegenüber diesem Referenzimpuls kann eine Vorrichtung im Flugzeug den Azimutwinkel des Flugzeugs bestimmen.

Eine ähnliche Wirkung wird bei einem anderen bekannten System (SETAC) erzielt bei welchem mehrere Dipole zur Erhöhung der Genauigkeit im Abstand voneinander angeordnet sind. Ein Dipol sendet mit einer Trägerfrequenz Jfe, ein davon im Abstand einer Wellenlänge Λ angeordneter zweiter Dipol sendet mit einer davon um 15 Hertz verschiedenen Frequenz und ein dritter Dipol, der im Abstand 9 λ angeordnet ist sendet mit f₀+135 Hertz. Es tritt ein ähnlicher Effekt mit einem mit 15 Hejtz umlaufenden -Strahlungsdiagramm auf, dem die 135-Hertz-Modulation überlagert ist, so daß eine vom Azimutwinkel abhängige Modula tion der Feldstärke am Ort des Flugzeugs erhalten wird. Dabei ist jedoch elzsm bestimmten Phasenwinkel ein z.B. um einen Faktor 10 kleinerer räumlicher "Winkel zugeordnet, so daß die Azimutpositionsbestimmung wesentlich präziser wird

Die Elevationsmessung erfolgt bei -dem bekannten System durch Ausnutzung des Dopplereffekts. Es ist ein Antennensystem mit einer Vielzahl übereinander und parallel zueinander angeordneten Dipolen vorgesehen. Durch einen Antennenkommutator wird eine Frequenz

■to /o+Zh mit einer Frequenz f, nacheinander auf die verschiedenen Dipole gegeben, so daß ein Dipol simuliert wird, der nach einer sägezahnförmigen Weg-Zeit-Charakteristik mit der Frequenz f_s von unten nach oben bewegt wird. Durch Spiegelung der ausgesandlen Wellen am Erdboden wird vom Flugzeug aus außerdem ein entsprechender periodisch nach unter· bewegter Strahler beobachtet Vom Flugzeug aus wird dann eine dem Sinus des Elevationswinkels proportionale Doppler-Frequenzverschiebung /b beobachtet.

Zusätzlich wird von dem Leitstrahlsender die Trägerfrequenz /₀ ausgesandt Das im Flugzeug beobachtete Frequenzspektrum enthält dann

4 fo + /Ή- (d und /Ό+/Ή+ fo,

woraus /bund 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 Sendeimpuls (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

Ί5 Aufsatz von Eckert und Röper »Das Anflug- und

Landesystem SRTAC« in »Luft- und Raumfahrttechnik«

16 (1970), Nr. 2,43-48.

Bei den bekannten Anflug- und Landesystemen ist ein

Leitstrahlsender, welcher Azimut und Schrägentfernung liefert, am Ende der Landebahn angeordnet, während ein Leitstrahlsender, der ein Signal für den Elevationswinkel erzeugt, neben der Landebahn in Höhe des idealen Aufsetzpunktes sitzt. Der Landeanflug erfolgt dann längs einer geraden radialen Flugbahn, die einem konstanten Elevationswinkel entspricht und in Landeplatzrichtung liegt Der Elevationswinkel, welcher dabei zugleich dem Flugbahnwinkel entspricht, ist bei üblichen Flugzeugen und Landeanflugverfahren sehr klein und liegt in der Größenordnung von 3°.

Es ist nun wünschenswert, auch auf kurzen Landebahnen landen zu können, die von Hindernissen und/oder dicht besiedelten Gebieten umgeben sind. Dabei ist es erforderlich, besonders steil anzufliegen, damit einerseits z.B. die Hindernisse am Rande des Rollfeldes sicher überflogen werden und andererseits das Flugzeug exakt am Anfang der Landepiste aufsetzt und die volle Länge der Landepiste zum Ausrollen zur Verfügung hat. Hindernisse sind bei militärischen Anwendungen auch Angreifer mit leichten Waffen in Flugplatznähe. Bei dicht besiedelten Gebieten in Flughafennähe ergibt sich die Notwendigkeit eines Steilanfluges aus der Forderung, daß der Fluglätm in den dicht besiedelten Gebieten gering gehalten werden muß und daher die Flughöhe bis in Flugplatznähe ein gewisses Maß nicht unterschreiten darf. Um Hindernisse sicher zu überfliegen und die Lärmbelästigung minimal zu halten, sind in vielen Fällen steile, nichtgeradlinige Anflugprofile erforderlich. Diese sind mit den konventionellen Mitteln zur manuellen und automatischen Bahnführung von Flugzeugen nicht erreichbar..

Beim Anflug fliegt das Flugzeug zunächst im Horizontalflug an, bis es den Leitstrahl erreicht und schwenkt dann im Azimut in die Leitstrahlrichtung ein, wobei die Leitstrahlrichtung mit der Flugbahnrichtung zusammenfällt. Konventionell fliegt das Flugzeug dann im Horizontalflug an, bis der für den Landeanflug als Bahnwinkel gewählte Elevationswinkel des Funkleitstrahls erreicht ist Das Kreuzzeigerinstrument hat dann Nulldurchgang. Dann wird umgeschaltet auf geradlinigen Landeanflug unter diesem Winkel. Es läßt sich nicht vermeiden, daß die tatsächliche Flugbahn dabei nicnt den kommandierten scharfen Knick macht, sondern infolge der Trägheit des Flugzeuges über die Sollflugbahn für den Landeanflug überschießt und dann wieder in diese Flugbahn einschwingt Bei diesem Einschwingvorgang werden zwangsläufig die Flugbahnwinkel größer als der Elevationswinkel des kommandierten Leitstrahles. Das schadet nichts, solange der gewählte Bahnwinkel klein ist und durch das Überschießen z. B. vorübergehend beim Einschwingen auf einen Bahnwinkel von 3° auf einen Wert von ca. 4° ansteigt Wenn abti der steile Landeanfhig mit einem Bahnwinkel von 6° und steiler erfolgen soll, dann würde ein solches Überschießen vorübergehend Bahnwinkel von 8° erfordern, die weder unter dem Gesichtspunkt des Passagierkomforts noch unter dem der Flugsicherheit tragbar sind.

Es ist auch schwierig und nocht ungefährlich, das Flugzeug unter einem steilen Bahnwinkel auf die Ladebahn aufzusetzen, da dabei in der Regel die Vertikalgeschwindigkeit in Bodennähe zu groß wird. Es ist daher erforderlich, gegen Ende des Landeanflugs wieder auf einen »normalen« geringeren Bahnwinkel von 3° bei konventionellen Flugzeugen und ca. 5 — 6° bei SToL-Flugzeugen tiberzugehen.

Bei Steilanfliigen muß daher eine nichtgeradlinige

Flugbahn geflogen werden. Es muß aus dem Horizontalflug allmählich in den geführten Sinkflug übergegangen werden, so daß nicht wie bei einem kommandierten Knick ein Überschießen stattfindet, und es muß vor dem Aufsetzen der Flugbahnwinkel wieder verringert werden.

Bei konventionellen Anflügen fliegt das Flugzeug stets in Richtung der Leitstrahlachse und damit in Landebahnrichtung an. In dieser Richtung drängen sich

ίο dann bei starkem Flugverkehr die anfliegenden Flugzeuge, was die Gefahr von gefährlichen Begegnungen erhöht und zu einer Verminderung der Landefrequenzen unter das an sich technisch Mögliche zwingt Es ist bei dem konventionellen Landeanflug nach Funkleit strahl auch nicht möglich, während des Landeanfluges Hindernisse oder Wohngebiete, die in Landebahnrichtung liegen, zu umfliegen.

Durch die DE-AS 12 84 852 ist ein Landesystem für lotrecht oder steil landende Luftfahrzeuge, irsbesonde re für Hubschrauber oder VTOL-Flugzeuge bekannt, bei welchem aus den mittels funkele-'bischer Einrichtungen gemessenen, auf den Landepunkt und die Nordrichtung bezogenen Raumkoordinaten in einem Landeanflugrechner fortlaufend die Horizontalentfer nung des Luftfahrzeugs. zum Landepunkt sowie der Istwert seiner Übergrundgeschwindigkeit berechnet wird. Ein Funktionsgeber liefert einen von der Horizontalentfernung abhängigen Sollwert der Übergrundgeschwindigkeit Die zwischen dem Sollwert und

dem Istwert der Übergrundgeschwindigkeit gebildete Differenz wird entweder auf einem Anzeigegerät dargestellt oder einem Flugregler zugeführt Auf diese Weise kann bei Hubschraubern oder VTOL-Flugzeugen die Übergrundgeschwindigkeit bei Annäherung an den Landepunkt kontrolliert herabgesetzt werden, so daß sie bei Erreichen des Landepunktes Null wird. Es sind weitere von der Horizontalentfernung des Luftfahrzeugs zum Landepunkt gesteuerte Funktionsgeber vorgesehen, die eine Soll-Höhe und/oder Soll-Ablage des Luftfahrzeugs von einer durch den Landepunkt gehenden Vertikalebene liefern. Die zwischen den Sollwerten und den im Landeanflugrechner berechneten Istwerten gebildeten Differenzen werden entweder auf dem Anzeigegerät dargestellt oder zur selbsttätigen

Steuerung verwertet. Auf diese Weise kann das Luftfahrzeug längs einer vorgegebenen Klugbahn zum Landepunkt geführt werden.

Bei dem bekannten System wird aus den vom Leitstrahlempfänger gelieferten Signalen durch einen

so Entfernungsrechner die Horizontalentfernung gebildet. Diese Horizontalentfernung bildet die Eingangsgröße für die Funktionsgeber für Soll-Geschwindigkeit und Soll-Höhe.

Bei dem Ausführungsbeispiel der DE-AS 12 84 852

wird das Horizontalentfernungssignal auf einen Stellmotor mit Stellungsr'jckführung gegeben. Der Stellmotor verstellt Nocken, durch welche wiederum die Schleifer von Sollwertpotentiometern verstellbar sind. Die erhaltenen Soll-Höhen werden bei dem Ausfüh rungsbeispiel mit de, tatsächlichen Höhe verglichen, die von einem Rf.darhöhenmesser geliefert wird. Es können aber auch Positionssignale mittels eines Landeinflugrechners berechnet werden.

Die bekannte Anordnung ist relativ kompliziert. Sie

f>"> benutzt als Eingangssignal die Horizontalentfernung, die zunächst berechnec werden muß. Die Funktionsgeber liefern in Abhängigkeit davon die Soll-Höhe bzw die Soll-Wegablage. Diese werden mit der Ist-Höhe

bzw. Ist-Wegablage verglichen. Dabei kann die Ist-Höhe mit einem Radarhöhenmesser gemessen werden, während die Ist-W»igablage mittels des Landeanflugrechners aus den Signalen eines Leitstrahlempfängers berechnet werden muß. Sowohl die Eingangsgröße des Funktionsgebers als auch die Positionssignale (mit Ausnahme der »Radarhöhe«) sind daher aus anderen Meßwerten abgeleitete Größen.

Die mittels des Radarhöhenmessers gemessene »Radarhöhe« wird von der Kontur des den Landepunkt umgebenden Geländes beeinflußt, da sie die Höhe jeweils über Grund und nicht etwa über dem Landepunkt angibt. Diese Geländekontur kann in einem flugzeugseitigen Funktionsgeber, der ein bestimmtes, naturgemäß auf den Landepunkt bezogenes Anflugprofil vorgibt, nicht berücksichtigt werden.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Vorrichtung zur Bahnführung von Flugzeugen zu vereiiiiHcneii uiiu ufiaunängig vun ucr wciänucRüuiür in der Umgebung des Landepunktes zu machen.

Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe durch die im Kennzeichen des Patentanspruchs I aufgeführten Maßnahmen gelöst.

Als Eingangsgröße für den Funktionsgeber dient die unmittelbar gemessene Schrägentfernung. Der Funktionsgeber liefert FührungsgröBen für Elevationswinkel und/oder Azimutwinkel, die wieder mit unmittelbar vom Leitstrahlempfänger gemessenen Istwerten verglichen werden können.

Die Flugbahn wird in Polarkoordinaten bezogen auf den oder die Leitstrahlsender vorgegeben und geregelt, d. h. unabhängig von der Kontur des umgebenden Geländes.

Weitere Ausgestaltungen der Erfindung sind Gegenstand der Unteransprüche.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist nachstehend unter Bezugnahme auf die zugehörigen Zeichnungen näher erläutert:

Fig. 1 zeigt als Blockschaltbild eine Vorrichtung zur Bahnführung von Flugzeugen:

Fig. 2 ist eine perspektivische Darstellung und zeigt die Anordnung der Leitstrahlsender zu der Landebahn:

Fig. 3 ist eine zugehörige Seitenansicht und veranschaulicht die geometrischen Verhältnisse bei der Elevationsmessung;

Fig. 4 dient der Veranschaulichung des Zusammenhangs zwischen Höhe. Schrägentfernung und Elevationswinkel:

V i g. 5 ist eine Darstellung verschiedener Flugbahnformen, der zugehörigen Bahnwinkel und des jeweils zugehörigen Verlaufs des Elevationswinkels in Abhängigkeit von der Schrägentfernung:

Fig.6 zeigt ein Schaltungsbeispiel für einen Funktionsgeber, der eine aus drei Geradenstücken zusammengesetzte Funktion eines Eingangssignal zu erzeugen gestattet:

F i g. 7 zeigt eine Schaltungsmöglichkeit für einen solchen Funktionsgeber in einer erfindungsgemäßen Bahnführungsvorrichtung, wobei durch ein Zeitglied eine Glättung von Knickpunkten bewirkt wird;

Fig.8 zeigt eine abgewandelte Schaltung mit dem Funktionsgeber und einem Zeitglied;

F i g. 9 veranschaulicht die mit dem Funktionsgeber von Fig.6 erzeugbare Funktion des Schrägentfernungssignals sowie den mit einem Zeitglied nach F i g. 7 erhaltenen geglätteten Funktionsveriauf;

F i g. 10 zeigt die zugehörigen Flugbahnen;

F i g. 11 veranschaulicht eine Anwendung der Erfindung bei einem Landeanflug längs einer im Azimut gekrümmten Bahn;

Fig. 12 veranschaulicht das »Auseinanderfächern« von Anflugbahnen im Azimut;

Fig. 13 ist die zu einer Anflugbahn nach Fig. 12 gehörige Funktion des Azimut-Funktionsgebers bei einer Bahnführungsvorrichtung nach einem Ausführungsbeispiel der Erfindung;

Fig. 14 zeigt die Flugbahn für einen Senkrechtstarter ίο in ihrer Lage zu einem Elevations-Leitstrahlsender;

Fig. 15 zeigt die Geometrie der Flugbahn, nämlich die Höhe als Funktion des Horizontalabstandes vom Leitstrahlsender;

Fig. 16 ist die zugehörige Funktion des Elevationsr, Funktionsgebers;

Fig. 17 zeigt die Flugbahn eines Hubschraubers und

Fig. 18 die zugehörige Funktion des Elevations-Funktionsgebers;

ί" Ig. ty £Clg ι cmc typtsiric hh_ihi auiatt. ι lugL/ami tui

2n einen Steilanflug eines aerodynamisch getragenen Flugzeuges mit horizontalem Einflug;

Fig. 20 ist die zugehörige Funktion des Elevations-Funktionsgebers;

Fig. 21 veranschaulicht die Führung des Flugzeuges 2ϊ in einer Warteschleife;

Fig. 22 zeigt die zugehörige Funktion des Azimut-Funktionsgebers;

F if, .23 zeigt eine andere Flugbahn für den Steilanflug eines aerodynamisch getragenen Flugzeuges jo und

F i g. 24 zeigt die zugehörige Funktion des Elevations-Funktionsgebers.

Wie aus Fig.2 ersichtlich ist, ist ein Azimut-Leitstrahlsender 10 am Ende einer Rollbahn oder Landebahn 12 angeordnet, während ein Elevations-Leitstrahlsender 14 am Anfang der Landebahn 12 neben dem Aufsetzpunkt sitzt. Die Länge der Landebahn 12 und damit der Abstand von Azimut- und Elevations-Leitstrahlsender beträgt R₁,. Der Azimut-Leitstrahlsender J" 10 enthält auch eine Entfernungsmeßeinheit (DME) zur Bestimmung der Schrägentfernung R, vom Azimut-Leitstrahlsender 10 zum Flugzeug.

Wie aus F i g. 3 ersichtlich ist, ist die Position P des Flugzeuges bestimmt durch die Schrägentfernung R_e ■»·, zwischen Elevations-Leitstrahlsender 14 und Flugzeug und den Elevationswinkel γι- Die drei Größen /?» Rl und '/L werden von einem Leitstrahlempfänger 16 (Fig. 1) aus den Leitstrahlsignalen gebildet, ebenso der Azimutwinkel y.L. der von dem Azimut-Leitstrahlsender 10 in der eingangs beschriebenen Weise geliefert wird.

Die so erhaltenen Signale werden von dem in -ig. 1 dargestellten Flugbahnführungsgerät 18 in folgender Weise verarbeitet:

Das Äj-Signal von DME wird einem Funktionsgeber 20 zugeführt, der einen Sollwert xuoB als Funktion der Schrägentfernung vom Azimut-Leitstrahlsender liefert:

^xLsall —

Im Punkte 22 wird von R₂ die Landebahnlänge Rl subtrahiert Für kleine Elevationswinkel kann nämlich R_c= R₃-Rl gesetzt werden, d. h. der Schrägabstand R_c vom Elevations-Leitstrahlsender ist näherungsweise gleich dem Schrägabstand R₁ vom Azimut-Leitstrahlsender minus Abstand Ä_tder LeitstrahisendeT 10 und 14 voneinander. Dieser Wert R₃-Rl wird auf einen Funktionsgeber 24 für die Elevation gegeben. Der

Funktionsgeber 24 liefert einen Sollwert γ ι .„ti für den Elevationswinkel

.ii = L(P. - Kt) = f(Re)

Es wird so also eine kommandierte Flugbahn in PolarlOordinaten durch die vorstehenden Beziehungen für «1.,,/iund y/_JO«vorgegeben. Die Sollwerte für Azimut- und Elevationswinkel am Ausgang der Funktionsgeber 20 bzw. 24 werden bei 26 bzw. 28 mit den Istwerten y.i. bzw. )·/, die ebenfalls vom Leitstrahlempfänger geliefert werden, verglichen. Man erhält so die Winkelabweichungssignale Ay.t. bzw. Δγι.

Eine Höhenabweichung Ah oder Seitenabweichung infolge einer Störung macht sich im Winkelfehler Δγι. bzw. Ay.ι um so stärker bemerkbar, je näher das Flugzeug an den l.eitstrahlsender herankommt, je kleiner also R_e bzw. R₃ wird. Damit wird der Regler oder die Anzeige bei Annäherung an den Leitstrahlsender zunehmend empfindlicher, so daß das Flugzeug schließlich nur noch schwer auf dem Leitstrahl zu halten ist. Um diese Schwierigkeiten zu vermeiden, wird das Schrägentfernungssignal R₃ außerdem auf einen Funktionsgeber 30 gegeben. Der Funktionsgeber 30 liefert ein Signal, welches eine Funktion g*{R₃) von R_ü ist. Diese Funktion g, kann beispielsweise für kleinere Werte von R₃ proportional mit R₃ ansteigen und dann einen konstanten Wert annehmen. Mit diesem Ausgangssignal des Funktionsgebers 30 wird das Azimut-Winkelabweichunpssignal Ay.i. in einem Multiplizierglied 32 multipliziert. Das Multiplizierglied 32 liefert dann ein Ablagesignal, welches eine Funktion f(As) der Wegablage As (statt der Winkelablage Ay.i) ist. Bei der oben erwähnten Funktion g, ergibt sich zunächst eine Proportionalität des Ausgangssignals mit der Wegablage As, d. h. eine konstante Empfindlichkeit des Gerätes hinsichtlich wegmäßiger Ablagen von der kommandierten Flugbahn. Für größere Schrägentfernungen R₃ ergibt sich ein konstanter Wert der Funktion g» was wieder zu einer Proportionalität des Ausgangssignals mit der Winkelablage y.L führt, d. h. einem Absinken der Empfindlichkeit gegen Wegablagen As mit zunehmender Schrägentfernung. Es können je nach Bedarf auch andere Funktionen gJ(R₃) der Schrägentfernung R₃ gebildet werden, um einen gewünschten Empfindlichkeitsverlauf des Gerätes zu erhalten.

In ähnlicher Weise wird das Schrägentfernungssignal Rc= Ra- Rl zusätzlich einem Funktionsgeber 34 zugeführt, dessen Ausgangssignal glR₃— Rl) in einem Multiplizierglied 36 mit dem Elevations-Winkelablagesignal AyL multipliziert wird. Es ergibt sich am Ausgang des Multipliziergliedes ein Signal f(Ah)&\s Funktion der Höhenabweichung Ah. Auch in diesem Kanal kann zumindest für kleine R_c eine konstante Empfindlichkeit gegen Höhenabweichungen A h erhalten werden.

Es wird also durch die Funktionsgeber 20 und 24 eine gegebenenfalls nicht-geradlinige Flugbahn kommandiert Durch die Funktionsgeber 30 und 34 wird die Empfindlichkeit der Anzeige oder der Regelung längs dieser Flugbahn in gewünschter Weise vorgegeben.

Die Abweichungssignale {(As) und f(Ah) beaufschlagen einen Flugregler, wie durch die Pfeile 38 und 40 angedeutet ist Außerdem sind diese Signale auf die beiden Systeme eines Kreuzzeigerinstruments 42 geschaltet

Anhand von F i g. 4 soll der Zusammenhang zwischen der gewünschten Flugbahn h(R^ und der im Funktions-

geber 24 zu speichernden Funktion /*?/?,-) für verschiedene Fälle abgeleitet werden:
Es ist

/i = K,sin·/,,. (3)

Durch Differentiation ergibt sich daraus

"λΈ~ = ^R- Ti^ ^cos Vl + sin y_L (4)

Für kleine Winkel (<I0) kann cos y_L = \ und sin -/,, = ;ί, gesetzt werden. Es ergibt sich dann

dj.

Besteht die Funktion/,(Λ,) aus Geraden, dann ist

dR.

oder

Vl - "i'ub + ^c"<··

Setzt man dies in Gleichung (5) ein. dann ergibt sich

dR, ^{e γυ>}
Eine Integration liefert

h = cR_e + ',¹U)Re

Einem Geradenabschnitt der Funktion des Funktionsgebers 24 entspricht somit eine durch den Koordinatenursprung Rt=O, h=0 gehende Parabel in der Flugbahn. Für c=0 (horizontales Geradenstück in der Funktion f^Rc) ergibt sich als Sonderfall der Parabel eine Gerade durch den Koordinatenursprung.

Fig.5 zeigt verschiedene Bahnkurven h(R_c) für die verschiedenen Funktionen yL=f<{Re) und die zugehörigen Bahnwinkel Yf-

Die vorstehend diskutierten Fälle sind in den Spalten a. d und e von F i g. 5 dargestellt In Spalte »a« ist der Fall dargestellt, daß die Funktion y/.= /^/?^) ein horizontales Geradenstück Yl=Ylo ist. In diesem Fall ist die Flugbahn (oberste Zeile) eine geradlinige Bahn durch den Koordinatenursprung mit einem konstanten Bahnwinkel Yf= Ylo-

Für -^- = c> 0 (Spalte »d« in F i g. 5) ergibt sich eine parabelförmige Flugbahn durch den Koordinatenursprung. Eine solche Flugbahn kann beispielsweise für das Abfangen des Flugzeugs vor dem Aufsetzen vorgesehen sein. Der Bahnwinkel nimmt gegen R=O linear bis zu einem Wert γ^ο ab.

Für -gjjr =c<0 (Spalte »e«) ergibt sich eine nach

oben konvex gekrümmte ParabeL Aus Teilen solcher Parabeln können die Flugbahnen während des Oberganges von dem horizontalen Anflug zum Sinkflug gebildet werden.
Für den Horizontalflug in der Höhe ho liefert die

oberste Zeile von Spalte »b« in F i g. 5 die Beziehung
sin >■,.,„„ - y_lMll = -γ- (10)

Das ist eine Hyperbelfunktion für γ/.= /",{/?<■). Der Bahnwinkel Yf isl Null.

Eine nicht durch den Koordinatenursprung gehende geradlinige Flugbahn (Spalte »c«) ist gegeben durch

(H)

h — - YfR₀ + YfR_t
Daraus folgt wegen
h

Yi. =

FR,

(12)

(13)

Diese Beziehungen sind in Spalte »c« von F i g. 5 dargestellt.

Aus den in Fig. 5 dargestellten Funktionen lassen sich alle gewünschten Flugbahnen erzeugen. Üblicherweise genügt es für den Funktionsgeber 20 oder 24, wenn er eine aus drei Geradenstücken aufgebaute Funktion liefert, wie sie beispielsweise durch die voll ausgezogene Kurve 44 in F i g. 9 repräsentiert wird. Diese Kurve besteht aus drei aneinander anschliePenden Kurvenstücken 46, 48, 50. Kurvenstück 46 ist eine abfallende Gerade ähnlich Spalte »e« in Fig.5. Die dadurch hervorgerufene Bahnkurve ist eine nach oben konvexe Parabel 52 (Fig. 10), die den Übergang vom Horizontalanflug in den steilen Sinkflug herstellt. Das mittlere Stück der 48 der Funktion zwischen den Werten Ro und /?i ist horizontal Yl=Yf- Die zugehörige Bahnkurve ist eine radiale Gerade 54, die den Sinkflug beim Landeanflug darstellt. In der letzten Phase des Landecnflugs muß der Bahnwinkel wieder vermindert werden (Abfangen). Der Funktionsgeber 24 liefert für Rc<Ro eine ansteigende Gerade 50 in der Funktion Yl= f<(Re), die gemäß Spalte t/in Fi g. 5 eine Bahnkurve in Form einer nach u>;;en gekrümmten Parabel 56 hervorruft, welche mit einem endlichen Bahnwinkel YFO = YLo in den im Aufsetzpunkt liegenden Koordinatenursprung einläuft. Kurz vor dem Aufsetzen erfolgt dann vorteilhafterweise eine Bahnführung mittels Radarhöhenmesser. Es erfolgt eine Umschaltung auf Radarhöhenmesser bei Erreichen von

allem eine Glättimg der Knickpunkte, so daß sowohl in der vom Funktionsgeber 24 gelieferten Funktion als auch in der dadurch erzeugten Bahnkurve ein abgerundeter Übergang von einem Kurvenabschnitt zum nächsten erfolgt. Das ist durch die gestrichelten Kurven 66 in Fig. 9 und 68 in Fig. 10 dargestellt. Im übrigen ist die Anordnung von Fig. 7 genau so aufgebaut, wie der entsprechende Teil von Fig. I. Der Funktionsgeber 34 ist hier eine direkte Übertragung des

ίο Signals Rc

Eine abgewandelte Ausführung ist in Fig. 8 dargestellt. Hier wird das vom Leitstrahlsender 16 gelieferte Signal R_c einem Funktionsgeber 24 zugeführt, der eine aus drei Geradenstücken bestehende Funktion als

ι -, ungeglätteter Sollwert y/.„ des Elevationswinkels liefen. Dieser Sollwert des Elevationswinkels wird in einer:. Multiplizierglied 70 mit dem Schrägentfernungssigna¹ R_e multipliziert, so daß sich ein (wieder ungeglätteter)

llyL _u .L ¹L. Γ"ν' I··*» » I I "* U

ι njilciiav-Miwci l /#so//1/ei giui. tyitaci uiigcgiaiiin ι luiivii-

2» soliwert h_wiiu wird auf ein Zeitglied 72 mit einer Übertragungsfunktion

wobei dann diese Größe Λ+ei h weiterhin auf den Wert Null geregelt wird.

Die durch die Geradenstücke in der Funktion des Funktionsgebers 24 kommandierte Bahnkurve entspricht zwar weitgehend den Erfordernissen, enthält aber noch unerwünschte Knickpunkte 58,60 bei R\ bzw. Ro.

Um solche solche Knickpunkte zu vermeiden, kann eine Anordnung nach Fig.7 vorgesehen werden. Bei dieser Anordnung ist in dem Funktionsgeber 24 eine Schaltung 62 vorgesehen, die '-ine in der geschilderten Weise rein aus Geradenstücken bestehende Funktion des Eingangssignals R_e liefert Dieser Schaltung B2 ist ein Zeitglied 64 mit einer Übertragungsfunktion

y^-^nachgeschaltet. Damit ergibt sich eine Verzögerung, der gegebenenfalls durch Wahl der Geradenstükke 46 und 50 Rechnung getragen werden kann, und vor \ +T₁S

gegeben, der einen Höhensollwert h_son liefert. Dieser Höhensollwert h_soii dient als Führungsgröße für den Autopiloten und wird mit einem Höhenistwert verglichen.

F i g. 6 zeigt ein Schaltungsbeispiel wie ein Funktionsgeber 62 (Fig. 7) oder 24 (Fig. 8) mit einer aus drei Geradenstücken bestehenden Funktion aufgebaut sein kann.
Bei diesem Schaltungsbeispiel ist ein Sägezahngenerator 74 vorgesehen, durch weichen ein linear ansteigendes Schrägentfernungssignal simuliert wird, so daß danach die Einstellung der Funktion fe(R_e) z. B. mittels eines Oszillographen erfolgen kann.

Das Schrägentfernungssignal R_e von dem Leitstrahlempfänger (DME) wird über einen Vorverstärker 76 verstärkt und über einen Umschalter 78, dv-ch den zu Einstellzwecken statt des Schrägentfernungssignais der Sägezahngenerator 74 anschaltbar ist, und über ein Einstellpotentiometer 80 auf einen Summierverstärker 82 gegeben. An dem Eingang des Summierverstärkers 82 liegt außerdem eine an einem Potentiometer 84 einstellbare feste Spannung zum Einstellen von Rl an.

Der Ausgang des Summierverstärkers 82 liegt am Eingang eines weiteren Summierverstärkers 86. Am Eingang dieses weiteren Summierverstärkers 86 liegt über einen als Schalter wirkenden Feldeffekttransistor 88 einmal die am Eingang des Summierverstärkers 82 anliegende Signalspannung vom Potentiometer 80 und zum anderen eine an einem Potentiometer 90 abgegriffene feste Spannung. Der Ausgang des Summierverstärkers 86 liegt über einen als Schalter wirkenden Feldeffekttransistor 92 und einen Summierverstärker 94 an einem Ausgang 96 des Funktionsgebers.

Das Signal R_c vom Vorverstärker 76 liegt über den Schalter 78 und ein Potentiometer 98 an einem invertierenden Verstärker 100. Der Ausgang des Verstärkers 100 liegt über einen Schalter 102 und einen Feldeffekttransistor 104 an dem Summierverstärker 94.

Über den Schalter 102 ist aber statt dessen auch unmittelbar das Signal von dem Potentiometer 98 an den Feldeffekttransistor 104 und den Eingang des Verstärkers 94 anlegbar. An einem Potentiometer 106

kann eine feste Spannung angestellt werden. Das Potentiometer 106 kann über einen Schalter 108 wahlweise an eine positive oder eine negative Gleichspannung angelegt werden. Die an d^rn Potentiometer abgegriffene feste Spannung liegt über den Feldeffekttransistor 104 ebenfalls am Eingang des Summierverstärkers 94. An einem Potentiometer 110 wird eine Spannung entsprechend der Schrägentfernung Ro (F i g. 9) eingestellt, bei welcher der Übergang von dem Geradenstück 48 zu dem Geradenstück 50 erfolgen soll. An einem weiteren Potentiometer 112 wird eine Spannung entsprechend der Schrägentfernung /?i eingestellt, bei welcher der Übergang von dem mit wachsendem /?, abfallenden Geradenstück 46 zu dem horizontalen Geradenstück 48 erfolgt. Das Potentiometer 110 liegt an einem Eingang eines !Comparators 114, an dessen anderem Eingang das Sch/ägentfernungssignal R₁. liegt und von welchem über Feldeffekttransistor 92 und Verstärker 94 zum Ausgang 96. Die Ausgangsspannung steigt gemäß Gerade 50 an.

Bei Rc=Ro wird Feldeffekttransistor 88 leitend. Damit wird das am Potentiometer 80 abgegriffene

-, Schrägentfernungssignal unter Umgehung d°s invertierenden Summierverstärkers 82 unmittelbar auf den Eingang des Summierverstärkers 36 gegeben. Damit heben sich die von dem Verstärker 86 anliegenden entfernungsabhängige Signalanteile heraus, so daß die

ίο Steigung der Funktion Null wird. Die Höhe des am Ausgang erhaltenen Signals kann in diesem Bereich mittels des Potentiometers 90 eingestellt werden, wobei diese Einstellung natürlich so gewählt werden muß, daß 'lie Geradenstücke sich bei Ra, wenn der Komparator

ι ί ί 14 schaltet, stetig aneinanderschließen.

Bei der Schrägentfernung R_e=R\, die am Potentiometer 112 eingestellt wird, schallet der Komparator 116 und sperrt den Feldeffekttransistor 92. Damit wird der

tu uci 1-ciuciicfs.iu

OO £C31CU(.I I 131, i^anai inn uli

r Li jtai ivt*

und zwar derart, daß der Feldeffekttransistor 88 für R_c< Ro spen r, und für R_e> R₀ leitet. Das Potentiometer 112 liegt an einem Eingang eines zweiten Komparators 116, dessen anderer Eingang ebenfalls über Schalter 78 mit dem Schrägentfernungssignal R_cbzv/. dem simulierten Schrägentfernungssignal von dem Sägezahngenerator 74 beaufschlagt ist. Der Komparator 116 steuert über eine Diode 118 den Feldeffekttransistor 92 und über eine Diode 120 den Feldeffekttransistor 104, und zwar derart, daß für Schräf entfernungen R_t<R\ (F i g. 9) der Feldeffekttransistor 92 leitet und der Feldeffekttransistor 194 sperrt und für Schrägentfernungen R_e< R\ der Feldeffekttransistor 92 sperrt und Feldeffekttransistor 104 leitend wird.

Die Verstärker und Komparatoren sind mit geeignet beschalteten Operationsverstärkern aufgebaut. Die Summierverstärker sind dabei so beschaltet, daß sich der Verstärkungsgrad eines ergibt. Der Aufbau und die Beschallung der einzelnen Verstärker, der Komparatoren und des Sägezahngenerators ist übliche Technik und daher hier nicht im einzelnen beschrieben.

Die Wirkungsweise des beschriebenen Funktionsgenerators ist folgende:

Die Verstärker 82 und 86 mit den Potentiometern 80 und 84 bestimmen das Geradenstück 50 (F i g. 9). Das Potentiometer 90 bestimmt das horizontale Geradenstück 48, und der Verstärker 100 mit den Potentiometern 98 und 106 bestimmen das sich daran anschließende Geradenstück 46, dessen Steigung und Lage zu den Koordinatenachsen durch die Schalter 102 und 108 im Vorzeichen umkehrbar sind. Die Umschaltung von einem Geradenstück zum nächsten in Abhängigkeit von der Schrägentfernung wird durch die Komparatoren 114,116 über die Feldeffekttransistoren 88, 92 und 104 bewirkt

Im einzelnen arbeitet die Schaltung in folgender Weise:

Für ReKR₀ ist Feldeffekttransistor 88 gesperrt, Feldeffekttransistor 92 leitend und Feldeffekttransistor 104 gesperrt Das Schrägentfernungssignal R_e wird über das Potentiometer 80 und die Verstärker 82 und 86 proportional übertragen mit einem an den Potentiometer 80 einstellbaren Proportionalitätsfaktor, der die Steigung des Geradenstückes 50 in Fig.9 bestimmt Durch das Potentiometer 84 wird diesem proportional übertragenen Schrägabstandssignal R_e eine konstante Spannung überlagert, die den Wert ViO=^Fo (Fig.9) bestimmt Diese von den Verstärkern 82 und 86 übertragene Summe gelangt über den leitenden :ο abgetrennt. Dafür wird über den leitend werdenden Feldeffekttransistor 104 der Verstärker 100 oder — über den Schalter 102 — unmittelbar das Potentiometer 98 angeschaltet, an dem ebenfalls das Schrägentfernungssignal anliegt. Es entsteht wieder ein dem

:i Schrägentfernungssignal R_e proportionaler Signalanteil am Ausgang 96, und zwar je nach der Stellung des Schalters 102 mit positivem oder (wie in Fig. 9) negativem Vorzeichen. Diesem Signalanteil wird eine feste aber einstellbare Spannung vom Potentiometer

jo 106 überlagert, die je nach der Stellung des Schalters 108 positiv oder negativ ist. Diese Spannung muß natürlich so eingestellt werden, daß das Ausgangssignal stetig ist, die Geradenstücke sich also bei R\ aneinander anschließen.

j-, ivlit einem solchen Funktionsgeber können die verschiedenen gewünschten Anflugprofile durch Parabeln und radiale Geraden angenähert werden. In gleicher Weise wie vorstehend die Höhenführung beschrieben ist, kann mit im wesentlichen gleichen Mitteln eine Seitenführung erfolgen. Es können natürlich auch andere Funktionsgeber zur Erzeugung geeigneter Funktionen des Schrägabstandes verwendet und miteinander kombiniert werden.

Beispielsweise können Hyperbelfunktionen in be-

4) kannter Weise durch geeignete Diodennetzwerke erzeugt werden.

Einige Anwendungen der Erfindung sind in den F i g. 11 bis 24 dargestellt.
Gemäß F i g. 11 wird eine Anflugbahn des Flugzeuges zu der Landebahn 12 im Azimut nicht geradlinig geführt, so daß sie um ein Hindernis 122 seitlich herumgeführt wird.

F i g. 12 zeigt einen im Azimut geführten Landeanflug. Das Flugzeug fliegt unter einem Winkel zur Landebahnrichtung zunächst geradlinig bei 124 an. In der Entfernung R₂ wird vom Leitstrahl geführt eine Linkskurve 126 und daran anschließend in der Entfernung R_t eine Rechtskurve 128 eingeleitet. Damit schwenkt die Flugbahn in die Landebahnrichtung ein.

Man kann auf diese Weise mehrere Flugbahnen auseinandergefächert vorsehen und führen, so daß mehrere kurz nacheinander landende Flugzeuge auf verschiedenen Flugbahnen anfliegen können.

F i g. 13 zeigt die zugehörige Funktion des Funktionsgebers20.

Fig. 14 zeigt die Flugbahn, auf der ein VTOL-Flugzeug durch einen Elevations-Leitstrahlsender 14 zu einem VTOL-Landeplatz 130 geführt wird. F i g. 15 zeigt

die Geometrie der Flugbahn und Fig. 16 zeigt die zugehörige Funktion des Funktionsgeber.» 24.

Fi g. 17 zeigt die Anflugbahn eines Hubschraubers zu einem Landeplatz 13Z Die zugehörige Funktion des Funktionsgebers 24 ist in F i g. 18 dargestellt

Fig. 19 zeigt dis Anflugprofil für einen Steilanflug mit einem aerodynamisch getragenen Flugzeug. Das Flugzeug fliegt horizontal an bis zu einer Entfernung Rj. Die Funktion des Funktionsgebers 24 ist in diesem Bereich eine Hyperbel. Zwischen den Entfernungen /?j und R\ erfolgt bei 134 ein geradliniger aber nicht radialer Anflug. Die zugehörige Funktion des Funktionsgebers 24 (F i g. 20) ist wieder eine Hyperbel

wie in Zusammenhang mit Fig.5 Spalte c schon erläutert wurde. Das Abfangen erfolgt bei R_e< R_t längs einer Parabel 136, was einem Geradenstück 138 der

Funktion von F i g. 20 entspricht. Zwischen R₃ und /fe erfolgt ein Obergang von der einen Hyperbel zur anderen.

Fig.22 zeigt die Möglichkeit, ein Flugzeug mittels des Funkleitstrahls in einer Warteschleife 140 zu führen. Fig.22 zeigt die hierzu erforderliche Funktion des Azimut-Funktionsgebers 20. Die beiden geraden Bahnen 142 und 144 werden durch Hyperbelstücke 146 bzw. 148 erzeugt Wegen der Nichteindeutigkeit der Funk tion von F i g. 22 muß an jedem Ende der Warteschleife automatisch eine Umschaltung von einem Zweig der Funktion auf den anderen erfolgen.

F i g. 23 zeigt das Anflugprofil für einen Steilanflug aus einem nichtradialen Sinkflug 150 bis zu einer Schrägentfernung R₃. Die Funktion des Funktionsgebers 24 ist eine Hyperbel (»c« in Fig.5). Ein zweiter nicht radialer Sinkflug 152 erfolgt zwischen den Schrägentfernungen R₂ und R₃, wo die Funktion wieder eine Hyperbel ist Das Abfangen erfolgt längs einer

Parabel 154, die durch einen Geradenabschnitt 156 in F i g. 24 erzeugt wird.

Hierz-r 12 Blatt Zeichnungen

Claims (4)

Patentansprüche;

1. Vorrichtung zur Bahnführung von Flugzeugen, enthaltend:

eine Einrichtung zur Messung des Abstands zwischen dem Flugzeug und einer Bodenstation und zur Erzeugung eines Abstandssignals, funkelektrische Einrichtungen zur Messung der auf eine Bodenstation bezogenen Flugzeugposition zur Erzeugung von Positionssignalen, einen Programmgeber zur Erzeugung von Führungsgrößen in Abhängigkeit von dem Abstandssignal zur Vorgabe einer Flugbahn und einen Vergleicher zum Vergleichen der Positionssignal mit den Führungsgrößen für die Steuerung des Flugzeugs längs der vorgegebenen Flugbahn, dadurch gekennzeichnet, daß

(a) die funkelektrischen Einrichtungen zur Messung d« Flugzeugposition einen Funkleitstrahl und einen Lcitstrahiempfänger umfassen, welcher die Flugzeugposition relativ zu einer Funkbake nach Elevation und/oder Azimut liefert,

(b) der Programmgeber mindestens einen von einem Abstandssignal von dem Leitstrahlempfänger beaufschlagten Furiktionsgeber für Elevation und/oder Azimut enthält, tier eine Elevationswinkel- bzw. Azimutwinkel-Föhrungsgröße liefert,

(c) der Verg'-jcher die Differenzen des vom Leitstrahlempfänger gelieferten Elevations· und/odev Azimutwinkels und der zugehörigen Elevationswinkel- bzw. j\7imutmtikci-Führungsgröße bildet Und

(d) Multipüziermittel vorgesehen sind zur Multiplikation jeder Differenz gemäß c) mit dem Abstand zwischen Flugzeug und Bodenstation oder einer Funktion desselben zur Bildung je eines Regelabweichungssignals.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Funktionsgeber für Elevation zur Erzeugung einer aus drei Geradenstücken zusammengesetzten Funktion eingerichtet ist, wobei des mittlere Geradenstück horizontal verläuft entsprechend einem entfernungsunabhängigen Ausgangssignal.

3. Vorrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß das horizontale mittlere Geradenstück in der Funktion des Funktionsgebers zwischen einer ansteigenden und einer abfallenden Geraden liegt und sich an diese anschließt.

4. Vorrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß dem Funktionsgeber ein Zeitglied nachgeschaltet ist.