DE2250163C3 - Vorrichtung zur Bahnführung von Flugzeugen - Google Patents
Vorrichtung zur Bahnführung von FlugzeugenInfo
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- DE2250163C3 DE2250163C3 DE19722250163 DE2250163A DE2250163C3 DE 2250163 C3 DE2250163 C3 DE 2250163C3 DE 19722250163 DE19722250163 DE 19722250163 DE 2250163 A DE2250163 A DE 2250163A DE 2250163 C3 DE2250163 C3 DE 2250163C3
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- G01S13/91—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications for traffic control
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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 Flugrcgclungssystcm
Azimut. Elevation und Schrägabstand relativ zu einem an der Ladebahn angeordneten Lcitstrahlsystem 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
ίο 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-Urundmodulation
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 /ö, 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 6+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. 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 angeordneter, Dipolen vorgesehen.
Durch einen Antennenkommusator vJrd eine Frequenz
■«ι fo + fii 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 h von unten nach oben bewegt wird. Durch Spiegelung der
4-j ausgesandten Wellen am Erdboden wird vom Flugzeug
aus außerdem ein entsprechender periodisch nach unten bewegter Strahler beobachtet. Vom Flugzeug aus wird
dann eine dem Sinus des Elevalionswinkcls proportionale Doppler-Frequenzverschiebung 4>
beobachtet.
">o Zusätzlich wird von dem Leitstrahlsender die Trägerfrequenz k ausgesandt. Das im Flugzeug beobachtete
Frequenzspektrum enthält dann
to, A + tu— /ound (n + tu+ fn,
μ woraus found 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
mi einen Sendeimpuls (Antwortimpuls) auslöst. Aus der
Zeildifferenz zwischen Abfrage- und Antwortimpuls wird die Schrägentfernung bestimmt.
Ein Anflug- und Landesystem der vorstehend
angedeuteten Art ist beispielsweise beschrieben in dem
ι>·> Aufsatz von Eckert und Röper »Das Anflug- und
Landesystem SETAC« in »Luft- und Raumfahrttechnik« 16(1970). Nr. 2.43-48.
Bei den bekannten Anflug- und Landesysiemen 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 Fugbahnwinkel 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 Flugpiatznähe. Bei
dicht besiedelten Gebieten in Flughafennähe ergibt sich die Notwendigkeit eines Steilanfluges aus der Forderung,
daß der Fluglärm 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 Leitstrahlrichtnng 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
erreicnt 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 nicht
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 aber der steile Landeanflug 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 v/ieder auf einen »iiormalen« geringeren Bahnwinkel
von 3° bei konventionellen Flugzeugen und ca. 5 — 6° bei SToL-Flugzeugen über iugehen.
Bei Sicilanflügen muß daher eine nichtgeradlinige
Flugbahn geflogen weiden. Es muß aus dem Horizontalflgg
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 ar. sich technisch Mögliche zwingt. Es ist bei dem konventionellen Landeanflug nach Funkleitstrahl
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, insbesondere
für Hubschrauber oder VTOL-Fli^zeuge bekannt,
bei welchem aus den mittels funkeiekiri?:her Einrichtungen
gemessenen, auf den Landepunkt und die Nordrichtung bezogenen Raumkoordinaten in einem
Landeanflugrechner fortlaufend die Horizontalenifernung
dev Luftfahrzeugs zum Landepunkt sowie der Istwert seiner Übergrundgeschwindigkeit berechnet
wird. Ein Funktionsgeber liefert einen von der Horizontalentfernung abhängigen Sollwert der Übergrundgeschwindigkeit.
Die zwischen dent Sollwert und
y.) 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
J5 Landepunkt kontrolliert herabgesetzt werden, so daß sie bei Erreichen des Landepunktes Null wird. Es sind
weitere von der Horizontalentfernung des Luttfahrzeugs zum Landepunkt gesteuerte Funktionsgpber
vorgesehen, die eine Soll-Höhe und/oder Soll-Ablage
■to des Luftfahrzeugs von einer durch den Landepunkt
gehe.iden 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 Flugbahn zum
Landepunkt geführt werden.
Bei dem bekannten System wird aus den vom Leitstrahlempfänger gelieferten Signalen durch einen
Entfernungsrechner die Horizontalentfernung gebildet. Diese Horizontalentfernung bildet die Eingangsgröße
für die Funktionsgeber für Soll-Geschwindigkeit und
Bei dem Ausführungsbeispiel der DE-AS 12 84 852 wird das Horizonta'cntfernungssignal auf einen Stellmotor
mit Stellungsrückführung gegeben. Der Stellmotor verstellt Nocken, durch welche wiederum die
Schleifer von Sollwertpotentiometern verstellbar sind.
Die erhaltenen Si/il-Höhen werden bei dem Ausfüh-
bo rungsbeispiel mit der tatsächlichen Höhe verglichen, die
von einem Radarhöhenmesser geliefert wird. Es können aber auch Positionssignale mittels eines Ljndeanflugrechners
berechnet werden.
Die bekannte Anordnung ist relativ kompliziert. Sie <" benutzt als Eingangssignal die Horizontalentfernung,
die zunächst berechnet 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-Wegablage mittels des Landeanflugrechners aus den Signalen eines Leitstrahlempfängers
berechnet werden muß. Sowohl die Eingangsgröße des Funktionsgebers als auch die Positionssignalc (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 Geländekontiir kann in einem flugzeugseitigen Funktionsgeber, der ein bestimmtes,
naturgemäß auf den Landeptinkt bezogenes Anflugprofil vorgibt, nicht berücksichtigt werden.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Vorrichtung zur Bahnführung von Flugzeugen zu
vereinfachen und unabhängig von der Geländekontiir 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 Funktionsgcbcr
liefert Fiihriingsgrößen für Elcvationswinkcl und/oder Azimutwinkel, die wieder mit unmittelbar vom
Leitstrahlcmpfänger gemessenen Istwerten verglichen werden können.
Die Flugbahn wird in Polarkoordinaten bezogen auf den oder die l.eitstrahlscnder 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:
F i g. 1 z.eigt als Blockschaltbild eine Vorrichtung zur
Bahnführung von Flugzeugen;
F i g. 2 ist eine perspektivische Darstellung und zeigt die Anordnung der l.eitstrahlspndrr zn d°r I ;in<lrh:ihn·
F* ι g. 3 ist eine zugehörige Seitenansicht und veranschaulicht
die geometrischen Verhältnisse bei der E'lc vationsm essung;
I" i g. 4 dient der Veranschaulichung des Zusammenhangs
zwischen Höhe. SchrägentfernuriL7 und Elevationswinkel:
F i g. 5 ist eine Darstellung verschiedener Flugbahnformen,
der zugehörigen ßahnwinkel und des jeweils zugehörigen Verlaufs des Elevationswinkels in Abhängigkeit
von der Schrägentfernung:
F i g. 6 zeigt ein .Schaltungsbeispiel für einen Funktionsgeber.
der eine aus drei Geradenstücken zusammengesetzte Funktion eines Eingangssignals zu erzeugen
gestattet:
Fig./ zeigt eine Schaltungsmöglichkeit für einen
solchen Funktionsgeber in einer erfindungsgemäßen Bahnführungsvorrichtung, wobei durch ein Zeitglied
eine Glättung von Knickpunkten bewirkt wird:
F i g. 8 zeigt eine abgewandelte Schaltung mit dem F'unktionsgebcr und einem Zeitglied:
Fig. 9 veranschaulicht die mit dem Funktionsgeber von F i g. 6 erzeugbare Funktion des Schrägentfernungssignals
sowie den mit einem Zeilglied nach F~ i g. 7 erhaltenen geglätteten Eunktionsveriauf:
Fig. 10 zeigt die zugehörigen Flugbahnen:
Fic. 11 veranschaulicht eine Anwendung der Erfindung
bei einem Landcanflug 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 Ausfiihrungsbeispiel
der Erfindung;
F i g. 14 z.eigt die Flugbahn für einen Senkrechtstarter
in ihrer Lage z.u einem Elevations-Leitstrahlscnder;
E i g. 15 zeigt die Geometrie der Flugbahn, nämlich die Höhe als Funktion des Horizonlalabstandcs vom
l.eilstrahlsender;
Fig. 16 ist die zugehörige Funktion des Elcvations-Funktionsgebers;
Fi g. 17 z.eigt die Flugbahn eines Hubschraubers und
Fig. 18 die zugehörige Funktion des Elevations-Funktionsgebers;
H ig. 19 zeigt cmc typische nichtradiale Flugbahn für
einen fJteilanflug eines aerodynamisch getragenen
Flugzeuges mit horizontalem Einfliig:
Fig. 20 ist die zugehörige Funktion des Elevations-Funktionsgebers;
Fig. 21 veranschaulicht die Führung des Flugzeuges in einer Warteschleifc;
Fig 22 zeigt die zugehörige Funktion des A/imut-Funktionsgebers:
Fig. Ii zeigt eine andere Flugbahn für den
Stcilanflug eines aerodynamisch getragenen Flugzeuges und
E i g. 24 zeigt die zugehörige Funktion des Elcvalions-Funktionsgcbers.
Wie aus Fig. 2 ersichtlich ist. ist ein A/inuit-l.eiistrahlscnder
10 am Ende einer Rollbahn oder l.andcbahn 12 angeordnet, während ein Elevations-I.citstrahlsendcr
14 am Anfang der Landebahn 12 neben dem Aufsetzpunkt sitzt. Die Länge der Landebahn 12 und
damit der Abstand von Azimut- und Elevations-Leitstrahlscnder beträgt Ri. Der Azimut-l.eitslrahlsendcr
10 enthält auch eine Entfernungsmeßeinheil (DMf;) zur
Bestimmung der Schrägentfernung R., vom Λ/ίηηιι-I ritslr.ihlsendor 10 /um Iliip/riiiJ
Wie aus Fig. 3 ersichtlich ist. ist die Position /'des
Flugzeuges bestimmt durch die .Schrägentfernung R1
zwischen Elevations-Leitstrahlscnder 14 und Flugzeug und den Elcvationswinkcl ·,·,■ Die drei Größen R,. Ri und
γι werden von einem l.eitsirahlcmpfänger lh (Fig. I)
aus den Lcilslrahlsignalen gebildet, ebenso der Azimutwinkel
y.i. der von dem Azimut-Leitstrahlsender 10 in
der eingangs beschriebenen Weise geliefert w ird.
Die so erhaltenen Signale werden von dem in I ι g. 1 dargestellten I lugbahnführungsgerät 18 in folgender
Weise verarbeitet:
Das /?.,-Signal von DME wird einem Funktionsgeber 20 zugeführt, der einen Sollwert x/.,,/,-als Funktion der
Schrägentfernung vom Azi.nut-Leitstrahlsender liefert:
Im Punkte 22 wird von Rj die I.indebahnlänge Ri
subtrahiert. Für kleine Elevationswinkel kann nämlich Rc= R3- Ri gesetzt werden, d. h. der Schrägabstand Rc
vom Elevations-I.eitstrahlsendcr ist näherungsueisc
gleich dem Schrägabstand R3 vom Azimut-Leitstrahlsender
minus Absiand Ri der Le-iisirahlsender 50 und 14
voneinander. Dieser Wert /?. — /?/ wird auf einen
Funktionsgeber 24 für die Elevation gegeben. Der
Funklionsgcbcr 24 liefen einen Sollwert ;·/.,.» für den
Elcvationswinkel
Es w'-xl so also eine kommandierte Flugbahn in
Polarkoordinaten durch die vorstehenden Beziehungen für κ/„,«und )'/„,//vorgegeben. Die Sollwerte für Azimut-
und Elevationswinkel am Ausgang der Funk'.ionsgeber 20 bzw. 24 werden bei 26 bzw. 28 mit den Istwerten y.i
bzw. γι, die ebenfalls vom l.eitstrahlempfänger geliefert
werden, verglichen. Man erhält so die Winkelabweichungssignalc/J*/
bzw. Ay/.
Eine Höhenabweichung Ah oder Seilenabweichung
infolge einer Störung macht sich im Winkclfchlcr Αγι
bzw. Ay.i um so stärker bemerkbar, je näher das
Flugzeug an den l.eitstrahlsender herankommt, je kleiner also R, bzw. R,, wird. Damit wird der Regler «der
die Anzeige bei Annäherung an den l.eitstrahlsender zunehmend empfindlicher, so daß das Flugzeug
schließlich nur noch schwer auf dem Leitstrahl zu halten ist. Um diese Schwierigkeiten /u vermeiden, wird das
Schrägentfcrnungssignal R., außerdem auf einen Funktionsgeber
30 gegeben. Der Funktionsgeber 30 liefert ein Signal, welches eine Funktion ^r1(W.,) von R., ist. Diese
Funktion p., kann beispielsweise für kleinere Werte von
R., proportional mit R., ansteigen und dann einen kons.anten Wert annehmen. Mit diesem Ausgangssignal
des Funktionsgebers 30 wird das Azimut-Winkclabweichungviignnl
Ay.i in einem Miiitipli/iergliccl 32 multipliziert.
Das Multiplizierglied 32 liefert dann ein Ablagcsignal. welches eine Funktion f(As)der Wegablage
As (statt der Winkelablage Ay.i) ist. Bei der oben
erwähnten Funktion i:., ergibt sich zunächst eine
Proportionalität des Ausgangssignals mit der Wegabla ge As. d. h. eine konstante Empfindlichkeil des Gerätes
hinsichtlich wegmäßiger Ablagen von der kommandierten Flugbahn. Für größere .Schrägentfernungen R,
ergibt sich ein konstanter Wert der Funktion £.,. was wieder zu einer Proportionalität des Ausgangssignals
mit Her WinWpl^hliiiTi* v. fiilirt i\ h .»im*ni A htinL-^n fl«»r
Empfindlichkeit gegen Wegablagen As mit zunehmender Schrägentferniing. Es können je nach Bedarf auch
andere Funktionen t:XR.) der Schrägentferniing R.
gebildet u erden, um einen gewünschten Empfindlichkeitsverlauf
des Gerätes zu erhalten.
In ähnlicher Weise wird das Schrägentferntingssignal
R1-R1-Ri zusätzlich einem Funktionsgeber 34 zugeführt,
dessen Ausgangssignal gXR.,—Ri) in einem
Multiplizierglied 36 mn dem Elevations-Winkelablagesignal Ayι multipliziert wird. Fs ergibt sich am Ausgang
des Multipliziergliedcs ein Signal f(Ah)als Funktion der Höhenabweichung Ah. Auch in diesem Kanal kann
zumindest für kleine R,- eine konstante Empfindlichkeit gegen Höhenabweichungen Aherhalten 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 ge« ünschter Weise vorgegeben.
Die Abweichungssignale f(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 Kreuzzeigerinstniments 42
geschaitei.
Anhand von F i g. 4 soll der Zusammenhang zwischen der gewünschten Flugbahn h(RJ und der im Funktions-
geber 24 zu speichernden Funktion /",./?,.) für verschiedene
Fälle abgeleitet werden:
Es ist
Es ist
h = Rrsin;L.
Durch Differentiation ergibt sich daraus
Durch Differentiation ergibt sich daraus
(3)
Für kleine Winkel (<IO ) kann cos ;·, = I und
sin ;·/ = ;■, gesetzt werden. Fs ergibt sich dann
d/l - R *■'■ . ·,
d«r '· ti R1. ■'·
d«r '· ti R1. ■'·
(5)
Besteht die Funktion I1[K1.) aus deraden. dann ist
dR,.
(6)
Setzt man dies in (ileichunii (5) ein. dann eruibl sich
il/i
OR,.
OR,.
= R1X + ;,„ * (R1. = 2R1X f ;·„,
Eine lnteuralion liefert
h = cRl ->
;·,„«,.
(S)
(9)
Einem (ieradenabschnitt der Funktion d.-s I unktionsgcbcrs
24 entspricht somit eine durch den Koordinatenursprung /?, =0. Λ = 0 gehende Parabel in der Flugbahn.
f,(R,) ergibt sich als Sonderfall der Parabel eine Gerade durch den Koordinatenursprung.
F i g. 5 zeigt verschiedene Bahnkurven h{R) für die
verschiedenen Funktionen ;■/ =/"c(/f.) und die zugehörigen
Bahnwinkel)·/.
Die vorstehend diskutierten Fälle sind in den Spalten ;i. d und e von Fig. 5 dargestellt. In Spall-
>».·ι« ist der Fall dargestellt, daß die Funktion yi=f,{Rt) ein
horizontales Geradenstück ;.·/ =;·/., ist. In diesem Fall ist
die tlugbahn (oberste Zeile) eine geradlinige Bahn durch den Koordinatenursprung mit einem konstanten
Bahmvinkel >·/="»>.
Für d R' = 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 Bahn winkel nimmt gegen R — 0 linear bis zu einem Wert ;.·,„ ab.
ß =c<0 (Spalte »e«) ergibt sich eine nach
oben konvex gekrümmte Parabel. Aus Teilen solcher Parabeln können die Flugbahnen während des Überganges
von dem horizontalen Anflug zum Sinkflug gebildet werden.
Für den Horizontalflug in der Höhe h, liefert die
oberste Zeile von Spalte »k« in F i g. 5 die Beziehung
Λ..
Λ..
sln Yl.snll * ','ImU ~
R.
(10)
Das ist eine Hyperbelfunktion für y/= £(/?.·). Der
Bahnwinkel γι ist Null.
Eine nicht durch den Koordinatcnursprung gehende geradlinige FlugDahn (Spalte »c«)h\ gegeben durch
Ί = - YrRn + YrK
Daraus folgt wegen
h
'■''■ R1.
FR..
(II)
(12)
(13)
Diese Beziehungen sind in Spalte »c» \on I- i g. 3
dargestellt.
Aus den in F t g. 5 dargestellten Funktionen lassen sich alle gewünschten Flugbahner erzeugen. Üblicherweise
genügt es für den Fiinktionsgeber 20 oder 24,
wenn er eine aus drei Geradenstücken aufgebaute Funktion liefert, wie si'.· beispielsweise durch die voll
ausgezogene Kurve 44 in I i g. 9 repräsentiert wird.
Diese Kurve besteht aus drei aneinander anschließenden Kurvenstücken 46, 48, 50. Kurvenstück 46 ist eine
abfallende Gerade ähnlich Spalte »c« in F i g. 5. Die
dadurch hervorgerufene Bahnkurve ist eint· nach oben konvexe Parabel 52 (Fig. 10). die den Übergang vom
Horizontalanflug in den steilen Sinkflug herstellt. Das mittlere Stück der 48 der Funktion /wischen den
Werten R; und R< ist horizontal ;·/ =;·';· Die zugehörige
Bahnkurve ist eine radiale Gerade 54. die den Sinkflug beim Landeanflug darstellt. In der letzten Phase des
l.andeanflugs muiJ der Bahnwinkel wieder vermindert
werden (Abfangen). Der Funktionsgeber 24 liefert für Rc<Rn eine ansteigende fierade 50 in der Funktion
γι = fi(R<). die gemäß Spalte t/in F i g. 5 eine Bahnkurve
in Form einer nach unten gekrümmten Parabel 56 hervorruft, weiche mit einem cnciiicnen uahnwinKci
γιη = γιη 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
wobei dann diese Giöße /?~o/>
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 F i g. 7 vorgesehen werden. Bei
dieser Anordnung ist in dem Funktionsgeber 24 eine Schaltung 62 vorgesehen, die eine in der geschilderten
Weise rein aus Geradenstöcken bestehende Funktion des Eingangssignals Re liefert. Dieser Schaltung 62 ist
ein Zeitglied 64 mit einer Übertragungsfunktion
γ —ψ; nachgeschaltet. Damit ergibt sich eine Verzögerung,
der gegebenenfalls durch Wahl der Geracenstükke
46 und 50 Rechnung getragen werden kann, und vor allem eine Glättung der Knickpunkte, so clali 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. 1. Der
Funktionsgeber 34 ist hier eine direkte Übertragung des
in Signals R1,
Eine abgewandelte Ausführung ist in F i g. 8 dargestellt. Hier wird das vom l.eitstrahlsendcr 16 gelieferte
Signal /?,. einem Funktionsgeber 24 zugeführt, der eine
aus drei Geradenstücken bestehende Funktion als
ι, ungeglätteter Sollwert -//„des Elevations winkeis liefen.
Dieser Sollwert des Elevationswinkels wird in einem Multiplizierglied 70 mit dem Schrägentfermingssignal
/?,. multipliziert, so daß sich ein (wieder ungeglätteter)
MriWoncnlKuoi-t h .. »'i-niKt niot..r tmiroii 1 '■ t t*»l*i ll^l·*»».
• · - '■ ■ " * ■ e- - " '-■ ••■•e.-e-·*-■·«- ■-
sollwert /)„„■;„ wird auf ein Zeitglicd 72 mit einer
Übertragungsfunktion
I f 7", s
gegeben, der einen I loheiisollwert Λ.,.', liefert. Dieser
Höhensollwerl hs,.n dient als Fiihrungsgröße für den
Autopiloten und wird mit einem llöhcnistwert verglichen.
F i g. 6 zeigt ein Schaltungsbeispiel wie ein I unktionsgeber 62 (Fig. 7) oder 24 (Fig. 8) mit einer aus drei
Geradenstücken bestehenden Funktion aufgebaut sein kann.
Bei diesem Schaltungsbeispicl ist ein Sägezahngenerator 74 vorgesehen, durch welchen ein linear
ansteigendes Schrägentfernungssigiial simuliert wird, so
daß danach die Einstellung der Funktion /,(/?,) z. B.
mittels eines Oszillographen erfolgen kann.
Das Schrägentfernungssignal R1- von dem Leitstrahl
empfänger (DME) wird über einen Vorverstärker 76 verstärkt und über einen Umschalter 78. durrh den zu
Einstellzwecken statt des Schrägentfcrnungssignals der
sägezahngenerator /4 anschaitbar ist. und liner ein
Einstellpotentiometer 80 auf einen Sunimicrverstärker 82 gegeben. An dem Eingang des Summierverstärkers
82 liegt außerdem eine an einem Potentiometer 84 einstellbare feste Spannung zum Einstellen von Ri an.
Der Ausgang des S'immierverstärkers 82 liegt am
Eingang eines weiteren Summierverstärkers 86. Am Eingang dieses weiteren Sumniierverstärkers 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 % des Funktionsgebers.
Das Signal Rc 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 '-!«mittelbar das Signa! vor. dem Potentiometer 98 an
den Feldeffekttransistor 104 und den Eingang des Verstärkers 94 anlegbar. An einem Potentiompter 106
kann eine fesie Spannung angestellt werden. Das Potentiometer 106 kann über einen Schalter 108
•wahlweise an eine positive oder eine negative Gleichspannung angelegt werden. Die an dem Potentiometer
abgegriffene feste Spannung liegt über den Feldeffekttransistor 104 ebenfalls am Eingang des
SummierverstärkeKS 94. An einem Potentiometer 110
wird eine Spannung entsprechend der Schrägentfernung Rn (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 Sehrägentferniing
R\ eingestellt, bei welcher der Übergang von dem mit wachsendem R, abfallenden Gcradenslück 46 zu
dem horizontalen Geradenstück 48 erfolgt. Das Potentiometer 110 liegt an einem Hingang eines
!Comparators 114. an dessen anderem Kingang das
Schrh'gentfernungssignal R,- liegt und von welchem über
Feldeffekttransistor 92 und Verstärker 94 /um Ausgang 96. Die Ausgangsspannung steigt gemäß Gerade 50 an.
Bei R1 = R1, wird Feldeffekttransistor 88 leitend.
Damit wird das am Potentiometer 80 abgegriffene Schrägentfernungssignal unter Umgehung der invertierenden
Summierverstärkers 82 unmittelbar auf den Eingang des Summierverstärkers 86 gegeben- Damit
heben sich die von dem Verstärker 86 anliegenden entfernungsabhängige Signalanteile heraus, so daß die
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
dir Geradenstücke sich bei Rn. wenn der Komparator
I K schaltet, stetig ancinanderschließen.
Dei der .Schrägentfernung R1 = R1. die am Poicniio
meter 112 eingestellt wird, schaltet der Komparator 116
und sperrt den Feldeffekttransistor 92. Dahiit wird der
.,,>■,„, ι „ U .,„.,] .„,ι ,1,.,, V.,r,i;,l,..r„ BO BA ,,,.,·., Λ ,..
und /war derart, daß der Feldeffekttransistor 88 für
/?,■< Rd sperrt, jnd für Ri>
Ri, leitet. Das Potentiometer 112 liegt an einem Eingang eines /weiten Komparator
116, dessen anderer Eingang ebenfalls über Schalter 78 mit dem Schrägentfernungssignal R1- b/.w. dem simulier
ten 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 /war derart, daß für Schiägrntfernungen R,.<R\
(F'g. 9) der Feldeffekttransistor 92 leitet und der
Feldeffekttransistor 194 sperrt und für Schrägenlfermingen
/?,.< R< der Feldeffekttransistor 92 sperrt und
Feldeffekttransistor 104 leitend wird.
Die Verstärker und Komparaloren sind mit geeignet beschalteten Operationsverstärkern aufgeba.it. Die
Summiervcrstärker sind dabei so beschallet, daß sich
der Verstärkungsgrad eines ergibt. Der Aufbau und die Beschallung der einzelnen Verstärker, der Komparatorcn
und des Sägezahngenerator 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 (Fig. 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 L?ge zu den Koordinatenachsen durch die Schalter 102 und 108 im
Vor/eichen 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 Re< Rn ist Feldeffekttransistor 88 gesperrt.
Feldeffekttransistor 92 leitend und Feldeffekttransistor 104 gesperrt. Das Schrägentfernungssignal Rc 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 F i g. 9 bestimmt.
Durch das Potentiometer 84 wird diesem proportional übertragenen Schrägabstandssignal Re eine konstante
Spannung überlagert, die der, Wert J1Lu=Z1Fo (Fig.9)
bestimmt. Diese von den Verstärkern 82 und 86 übertragene Summe gelangt über den leitenden
abgctrenn'. Dafür wird über den leitend werdenden Feldeffekttransistor 104 der Verstärker 100 oder über
den Schäker 102 — unmittelbar das Potentiometer
98 angeschaltet, an dem ebenfalls das Schrägenifernungssignal anliegt. Es entsteht wieder ein dem
Schrägentfernungssignal R,- proportionaler Signalameil
am Ausgang 96. und /war je nach der Stellung dos Schalters 102 mit positivem oder (wie in F i g. 4)
negativem Vorzeichen. Diesem Signalanieil win! eine
feste aber einstellbare Spannung vom Potentiometer 106 überlagert, die je nach der Stellung des Schalters
108 positiv oder negativ ist. Diese Spannung muß natürlich so eingestellt werden, daß das Ausgangssignal
stelig ist. die Geradenstüeke sich also bei Ri aneinander
anschließen.
Mit einem solchen Funktionsgeber können die
verschiedenen gewünschten Anflugprofile durch Parabeln und radiale Geraden angenähert werden. In
gleicher We'se wie vorstehend die Höhenfiihrung
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 bekannter Weise durch geeignete Diodennet/werke
erzeugt werden.
Einige Anwendungen der Erfindung sind in den F i g. 11 bis 24 dargestellt.
Gemäß Fig. Il wird eine Anflugbahn des Flug/enges
/u der Landebahn 12 im Azimut nicht geradlinig geführt. so daß sie um ein Hindernis 122 seitlich herumgeführt
wird.
Fig. 12 zeigt einen im Azimut geführten Landeanflug.
Das Flugzeug fliegt unter einem Winkel zur Landebahnrichtung zunächst geradlinig bei 124 an. In der
Entfernung /?i wird vom Leitstrahl geführt eine
Linkskurve 126 und daran anschließend in der Entfernung R] 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 Funktionsgebers
20.
Fig. !4 zeigt die Flugbahn, auf der ein VTOL-Flugzeug
durch einen Elevations-Leitstrahlsender 14 zu
einem VTOL-Landeplatz 130 geführt wird. Fig. 15 zeigt
die Geometrie der Flugbahn und Fig. 16 zeigt die
zugehörige Funktion des Funktionsgebers 24.
F i gr 17 zeigt die Anflugbahn eines Hubschraubers zu
einem Landeplatz 132. Die zugehörige Funktion des
Funktionsgebers 24 ist in F i g. !8 dargestellt.
Fig. 19 zeigt das Anflugprofil für einen Steilanflug
mit einem aerodynamisch getragenen Flugzeug. Das Flugzeug fliegt horizontal an bis zu einer Entfernung Ri.
Die Funktion des Funktionsgebers 24 ist in diesem Bereich eine Hyperbel. Zwischen den Entfernungen /?i
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 erfoigi bei Rc<
R\ längs einer Parabel 136, was einem Geradenstück 138 der
Funktion von Fig,20 entspricht. Zwischen Ri und /?2
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 Hyperbeistücke 146 bzw. 148 erzeugt. Wegen der Nichteindeutigkeit der Funktion von Fi g, 22 muß an jedem Ende der Warteschleife automatisch eine Umschaltung von einem Zweig der Funktion auf den anderen erfolgen.
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 Hyperbeistücke 146 bzw. 148 erzeugt. Wegen der Nichteindeutigkeit der Funktion von Fi g, 22 muß an jedem Ende der Warteschleife automatisch eine Umschaltung von einem Zweig der Funktion auf den anderen erfolgen.
Fig.23 zeigt das Anfhigprofil für einen Steilanflug
aus einem nichtradialen Sinkflug 150 bis zu einer Schrägentfernung /?>
Die Funktion des Funktionsgebers 24 ist eine Hyperbel (»c« in Fig.5). Ein zweiter
nicht radialer Sinkflug 152 erfolgt zwischen den Schrägentfernungen Ri und Rs. wo die Funktion wieder
eine Hyperbel ist. Das Abfangen erfolgt längs einer Parabel 154, die durch einen Geradcnabschnitt i56 in
F i g. 24 erzeugt wird.
Hierzu 12BIaIl Zeichnungen
Claims (4)
- Patentansprüche:K 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 fiuvkelektrischen Einrichtungen zur Messung der Flugzeugposition einen Funkleitstrahl und einen Leitstrahlempfänger 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 Funktionsgeber für Elevation und/oder Azimut enthält, der eine Elevationswinkel- bzw. Azimutwinkel-Führungsgröße liefert,(c) der Vergleicher die Differenzen des vom Leitstrahlempfängdr gelieferten Elevations- und/oder Azimutwkikels und der zugehörigen Elevationswinkel- bzw. \zimutwinkel-Führungsgröße bildet und(d) Multipliziermittel 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 das 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 Zeitglicd nachgeschaltet ist.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19722250163 DE2250163C3 (de) | 1972-10-13 | 1972-10-13 | Vorrichtung zur Bahnführung von Flugzeugen |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19722250163 DE2250163C3 (de) | 1972-10-13 | 1972-10-13 | Vorrichtung zur Bahnführung von Flugzeugen |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE2250163A1 DE2250163A1 (de) | 1974-04-25 |
DE2250163B2 DE2250163B2 (de) | 1980-12-11 |
DE2250163C3 true DE2250163C3 (de) | 1981-10-08 |
Family
ID=5858895
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19722250163 Expired DE2250163C3 (de) | 1972-10-13 | 1972-10-13 | Vorrichtung zur Bahnführung von Flugzeugen |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE2250163C3 (de) |
Family Cites Families (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE1284852B (de) * | 1962-12-11 | 1968-12-05 | Teldix Luftfahrt Ausruestung | Landesystem fuer lotrecht oder steil landende Luftfahrzeuge |
-
1972
- 1972-10-13 DE DE19722250163 patent/DE2250163C3/de not_active Expired
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE2250163A1 (de) | 1974-04-25 |
DE2250163B2 (de) | 1980-12-11 |
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Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
OD | Request for examination | ||
C3 | Grant after two publication steps (3rd publication) |