DE2310828A1

DE2310828A1 - Flugregler

Info

Publication number: DE2310828A1
Application number: DE19732310828
Authority: DE
Inventors: John T Sliney
Original assignee: Bendix Corp
Current assignee: Bendix Corp
Priority date: 1972-03-10
Filing date: 1973-03-05
Publication date: 1973-09-13
Also published as: US3788579A; DE2310828B2; JPS48100900A; GB1395448A; FR2175834A1; JPS5565300U; FR2175834B1; CA990386A; DE2310828C3

Description

Die Erfindung betrifft ganz allgemein Flugregler und insbesondere Anfluglanderegeleinrichtungen. Im einzelnen betrifft die
Erfindung Anlagen, welche von der Trägheitsnavigationseinrichtung abgegriffene Daten zur Unterstützung der Blindlanderegelung
(ILS) verwenden.

Bei Flugreglern dient das Strahlablagesignal eines Landekurssen- I ders zur Aufschaltung eines Signals für den proportionalen Nei- ; gungswinkel, um die Flugzeuglage relativ zur Mittellinie des j Strahls zu korrigieren. Obwohl der Strahl theoretisch raumfest j ist, wird er in der Praxis durch Terrainänderungen und Reflexionen von Bodenfahrzeugen und darüberfliegenden Flugzeugen abgelenkt.
Da der Flugregler bzw. die Regelschleife das Flugzeug zwingt, i seitliche durch den Bordfunkempfänger abgegriffene Versetzungen i möglichst klein zu halten, soll das Flugzeug auf Unregelmäßig- ■

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keiten des Strahls nur sehr träge ansprechen.

Unabhängig von der Güte des Strahls wird ein Grad von Voreilung oder Änderungsgeschwindigkeit der Ablage vom Strahl erfordert, um den sinusförmigen Strahlverfolgungsweg, der sich aus einer Proportionalregelun<j alleine ergibt, zu dämpfen. Bisher erfolgte diese Dämpfung teilweise durch Eingabe des Strahlablagesignals in ein Bandfilter, um eine reine Differenzierung des Strahlablagesignals in einem interessierenden Band anzunähern. Das Filter muß schmalbandig sein und das Strahlablagesignal muß begrenzt sein, um ein Ansprechen des Flugzeugs auf hochfrequente Störsignale und Unregelmäßigkeiten des Strahls zu verhindern.

Wegen der praktischen Begrenzungen für das Knderungsgeschwindigkeitssignal, das so vom Leitstrahl abgeleitet wird, werden andere Maßnahmen zur Benützung der Änderungsgeschwindigkeit der vom Leitstrahl abgeleiteten Signale verwendet. Vorgegebene Kursfehlersignale dienen normalerweise als Maß für die Änderungsgeschwindigkeit der Strahlablage, da Kursänderungen unter konstanten oder Nullseitenwindbedingungen proportional zur Geschwindigkeit quer zur Strahlenmittellinie sind. Das Kurssignal wird im allgemeinen auf den neuesten Stand gebracht oder auf der Basis einer großen Zeitkonstante "herausgefiltert", um den stabilen Schiebewinkel zu berücksichtigen, der erforderlich ist, um den Strahl unter Seitenwindbedingungen zu verfolgen. Die Ausfilterung ergibt, wenn sie während des Einfangens des Strahls arbeitet, im allgemeinen ein Oberschwingen der Strahlmittellinie,

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wobei die Zeit für die Rückkehr zur Mittellinie von der Verstär^ kung des Strahlablagesignals der Anlage abhängt. Wenn die Betätigung der Ausfilterung solange verzögert wird, bis das Strahlenablagesignal auf einen bestimmten Schwellwert verringert wird,dann können Seitenwindbedingungen entstehen, die verhindern, daß dieser Schwellwert erreicht wird, woraus sich ein Flug parallel zur Mittellinie des Strahls ergibt.

Außer den vorstehend erwähnten Schwierigkeiten in Verbindung mit der Ausfilterung des Kurssignals, weist dieses Signal bestimmte Nachteile im Falle von Turbulenzen und Windscherung auf. unter diesen Bedingungen besitzt das Flugzeug das natürliche Bestreben zum relativen Wind luvgierig zu werden, und zwar kurzzeitig in Abhängigkeit von Böen oder gleichmäßig im Falle von Windscherung, i)as Kurssignal verhindert die Luvgierigkeit und erinöglicht es dem Flugzeug, seitlich zu seiner¹. Flugweg zu beschleunigen.

Um die Luvgierigkeit zu berücksichtigen, ersetzen einige Regler den größten Teil des Kurssignals durch ein "nacheilendes Rollsignal" oder ein Pseudokurssignal, nach dem das Flugzeug stabil auf seinem Flugweg oder Strahlverfolgungsweg liegt- Ein Nacheilfilter mit großer Zeitkonstante nähert das Integral der Rollage an, die proportional den Kursänderungen ist, die sich aus der Querneigung ergebe^aber solche Änderungen nicht berücksichtigen, die durch Luvgierigkeit oder Slippen verursacht werden. Das nacheilende Rollsignal sorgt für die gewünschte 33ärapfung der Änderungsgeschwindigkeit der Ablage, während es den Flugzeug ermöglicht, in Abhängigkeit von Böen und Windscherung luvgierig

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zu werden. Der Nachteil dieses Signals besteht darin, daß Schwingungen mit großer Zeitkonstante, die sich aus der entsprechenden Filterung ergeben können, keine ideale Integration darstellen. In Abhängigkeit von der kritischen Einstellung der Systemverstärkung !können diese Schwingungen Amplituden aufweisen, die für den automatischen Betrieb nachteilig sind und für den Betrieb mit Steuerkommandogeber unzulässig sind.

Erfindungsgemäß werden die vorstehend erwähnten>achteile dadurch gemildert, daß ein Glied für die Änderungsgeschwindigkeit der Ablage erzeugt wird, das für die Dämpfung der Anlage erforderlich ist und eine Funktion des Querwinkels zum Flugweg ist, v/elcher die Summe aus den gegebenen Kurs und den Abtriftwinkeln darstellt.

Erfindungsgemäß ist ein Flugregler vorgesehen, der in Abhängigkeit vom Fehlerablage-, Kursfehler- und dem aus der Trägheits inavigationsanlage gewonnenen Abdriftwinkelsignal arbeitet. Wäh-I rend des Einfangens und Verfolgens des Landekurssenderstrahles werden das Kursfehler- und das Abdriftwinkelsignal kombiniert und der Verstärkungsfaktor des kombinierten Signals wird eingestellt. Der Verstärkungsfaktor des Strahlablagesignals wird geregelt, und die verstärkungsgeregelten Signale werden kombiniert, i
i
j um entweder einen Autopiloten oder einen Steuerkommandogeber zu i
bedienen. Bei Betrieb mit dem Autopiloten \\drd das verstärkungsgeregelte Strahlablagesignal integriert, um Schräglage- oder Abdriftfehler im Flugzeugkompaß oder der Trägheitsnavigationsplattform während der Strahlverfolgung zu löschen. Bei Betrieb mit dem j Steuerkoramandogeber wird die Integrierung durch Filterung des

I -5- ι

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kombinierten Kursfehler- und Abdriftwinkelsignals ersetzt.

Während der Ausrichtungsphase auf die Rollbahn wird der Verstärkungsfaktor des Strahlablage- und Abdriftwinkelsignals eingestell und die verstärkungsgeregelten Signale werden mit einem statischen Befehlssignal zur Betätigung des Autopiloten oder Steuerkommandogebers kombiniert.

Die Aufgäbe der Erfindung besteht somit darin, eine Einrichtung zur Regelung eines Flugzeugs während des Landeanflugs zu schaffen. Ferner soll erfindungsgemäß eine Einrichtung zur Regelung eines Flugzeugs während des Einfangens und des Verfolgens des Landekurssenderstrahls sowie während der Ausrichtung auf die Rollbahn geschaffen werden, wobei die von der Trägheitsnavigationsanlage abgegriffenen Daten zur Dämpfung der vom Landekurs-

leitstrahl abgeleiteten Signale verwendet werden. Weiter ist erfindungsgemäß eine Landekursleitstrahldämpfung durch ein Signal

ι für den Querab1agewinkel zum Kurs vorgesehen, das die Summe des vorgegebenen Kurs- und des Abdriftsignals ist, wobei der Abdrift-j winkel von der Trägheitsnavigationsanlage abgegriffen wird und den Winkel zwischen dem Ober-Grundkurs und dem Steuerkurs des Flugzeuges darstellt. Ferner sollen erfindungsgemäß die Glieder für die Änderungsgeschwindigkeit der vom Leitstrahl abgeleiteten Signale sowie für die nacheilenden Rollsignale durch ein Glied für den Winkel der Querablage zum eingestellten Kurs ersetzt wer-

den, um eine Verbesserung beim Einfangen und Verfolgen des Landekurssenderstrahls sowie bei der Ausrichtung auf die Rollbahn un-

ter Turbulenzbedingungen und Windscherung zu erreichen. Weiter-

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hin soll erfindungsgemäß das Querablagesignal als eine wirkliche inertielle Bezugsgröße abgegeben werden, um das Flugzeug unabhängig von Unregelmäßigkeiten im Raum des Landekursleitstrahls an die verlängerte Mittellinie der Rollbahn anzuketten. Weiterhin soll mit der Erfindung eine optimale Signalverstärkung unabhängig von nachteiligen Störgeräuschbedingungen geschaffen werden. Ferner ist erfindungsgemäß eine Einrichtung der vorstehend beschriebenen Art vorgesehen, welche mit den Regelschleifen der vorhandenen automatischen Flugregler verwendet werden kann> wobei Signale von Trägheitsnavigationsanlagen gemeinsam benützt werden. In weiterer Ausgestaltung der Erfindung wird eine Anlage der vorstehend beschriebenen Art geschaffen, die an die Betriebsweise des Autopiloten oder Steuerkommandogebers angepaßt werden kann. Schließlich soll erfindungsgemäß eine Anlage der vorstehend beschriebenen Art geschaffen werden, die während der Übergan^sphase vom Einfangen des Landekurssenderstrahls zum Verfolgen dieses Strahls ohne Umschaltung des Verstärkungsfaktors arbeitet, um dadurch alle Schwierigkeiten auszuschließen, die sich in Verbindung mit Einschwing- oder Stoßspannungssignalen ergeben.

Die Erfindung ist nachstehend näher erläutert. Alle in der Beschreibung enthaltenen Merkmale und Maßnahmen können von erfindungswesentlicher Bedeutung sein. In den Zeichnungen, in denen mehrere Ausführungsbeispiele der Erfindung dargestellt sind, ist:

Fig. 1 die schematische Darstellung der Geometrie eines seitlich versetzt landenden Flugzeugs mit den erfindungsgemäßen Parametern;

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Fig. 2 das Blockschältbild des erfindungsgemäßen Flugreglers zur Regelung des Flugzeugs beim Einfangen und Verfolgen des Landekurssenderstrahls;

Fig. 3 ein Blockschaltbild der in Fig. 2 gezeigten Anlage für den Betrieb mit Steuerkommandogeber;

Fig. 4 ein Blockschaltbild der in Fig. 2 gezeigten Anlage für den Betrieb mit Autopiloten;

Fig. 5 ein Blockschaltbild des erfindungsgemäßen Flugreglers zur Regelung des Flugzeugs bei der Ausrichtung auf die Landebahn;

Fig. 6 ein Blockschaltbild der Einrichtung der Fig. 5 für den Betrieb mit Steuerkommandogeber:

Fig. 7 ein Blockschaltbild der Einrichtung der Fig. 5 für den Betrieb mit Autopiloten.

Fig. 1 zeigt die Geometrie eines landenden seitlich versetzten Flugzeugs 1. Die Gesamtgeschwindigkeitsvektoren für die Geschwindigkeit über Grund und Geschwindigkeit in Luft tragen die Beiwerte p, g und a für das Flugzeug, den Boden und die Luft. Die auf die Landebahnkoordinaten übertragenen und auf diesen aufgelösten Komponenten dieser Vektoren tragen die Beiwerte χ und y und die auf die Flugzeugachsen übertragenen und auf diesen aufgelösten Komponenten sind mit den Beiwerten x* und y¹ versehen.

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Somit ergeben sich die folgenden Definitionen der in Fig. 1 gezeigten Parameter:

Vp/a = Gesamtgeschv/indigkeit des Flugzeugs in Luft Va/p = Gesamtgeschwindigkeit der Luft gegenüber dem

Flugzeug

Va/g = Gesamtgeschwindigkeit der Luft gegenüber Grund Vp/g = Gesamtgeschwindigkeit des Flugzeugs über Grund Vp/gx = Komponente von Vp/g längs der Mittellinie der

Landebahn

Vp/gy* = Komponente Vp/g senkrecht zur Flugzeugmittellinie, positiv nach rechts
Y = Abstand vom Schwerpunkt des Flugzeuges zur

verlängerten Mittellinie der Landebahn X = Abstand vom Schwerpunkt des Flugzeugs zum

Landekurssender
hy = Winkelfehler von der Strahlenmittellinie

(Ablagefehler), positiv, wenn sich das Flugzeug rechts von der Mittellinie befindet

χ = vorgegebener Kurs fehler oder Differenz zwischen Steuerkurs des Flugzeuges und Richtung der Landebahn, positiv wenn sich der Bug rechts von der Landebahn befindet (Kursfehler)

β * Slipwinkel oder Winkel des scheinbaren Windes

"l * Abdriftwinkel zwischen dem Übergrundkurs und de^· Steuerkurs des Flugzeuges, positiv, wenn das

Flugzeug nach rechts schiebt. Als Geschwin-

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digkeitsvektor ausgedrückt ergibt sich sin d*
Vp/gy' / Vp/g.

/L = Querablagewinkel oder Winkel des Obergrundkur-

I ses relativ zur Richtung der Landebahn ;

0 = Rollage, positiv bei abgesenkter rechter Tragfläche.

Nach den in Fig. 1 gezeigten Beziehungen kann die folgende Gleichung angeschrieben werden:

Y = Vp/g sin ( y + /S₁) (1)

Für die kleinen Querablagewinkel, die während der Verfolgung des Landekurssenderstrahls auftreten kann die Beziehung durch die

folgende Gleichung angenähert werden: i

γ . vp/g . (2)

57.3 j

worin ( V'+ /?j) in Grad ausgedrückt ist. Somit ist für eine kon- j stante Geschwindigkeit über Grund bei der Landeannäherung ("ty-t j /3j) praktisch die Querablagegeschwindigkeit oder die Empfind- '

lichkeit der Abnahme der Änderungsgeschwindigkeit der Ablage. I

i Bei einer angenommenen Anfluggeschwindigkeit über Grund von

135 Knoten oder 229 Fuß pro Sekunde (ca. 70 m/s) entspricht
1 Grad des Querablagewinkels einer Geschwindigkeit von 4 Fuß
pro Sekunde (ca. 12 m/s) quer zur Mittellinie des Strahls. __1Q_

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Eine angenommene Zunahme von 1,6° Querlage pro Grad Querablagewinkel ergibt annähernd 0,4° Querlage je Fuß je Sekunde Y. Jede Änderung der Geschwindigkeit über Grund während des Landeanflugs kann dahingehend betrachtet werden, daß sie kleine Änderungen der Systemverstärkung beeinflußt, aber nicht einen Widerspruch in den erfindungsgemäßen Grundlagen ergibt.

Die Beziehung zwischen der Strahlablage in Grad und dsr linearen seitlichen Abweichung ergibt sich aus Fig. 1:

57.3 γ/χ (3)

Bei einem Bereich von etwa 29.000 Fuß (ca. 8840 m), bei welchem ein Verstärkungsablauf ausgelöst wird, entspricht der angenommene Verstärkungsgrad einem Querneigungswinkel von 200° pro Grad

je Sekunde der Änderungsgeschwindigkeit der Ablage. Unter der Ani
j nähme einer vollkommenen Empfindlichkeitsabnähme der Landekurs-

senderstrahlenablage über den Verstärkungsablauf ist die Signal-

stärke des Schiebewinkelgliedes analog der Änderungsgeschwindigkeit der Ablage, die vom unempfindlich gemachten Strahlablagesignal abgeleitet wird.

Das Glied für den Querablage- oder Schiebewinkel in der gezeigten Gleichung ersetzt die Glieder für die von einem Filter abgeleitete Änderungsgeschwindigkeit der Ablage und für die nacheilende Rollbewegung und macht einen eigenen Kursregler überflüssig. Das Glied für den Schiebewinkel ist Null, wenn das Flugzeug die Mittellinie des Strahls verfolgt, und zwar unabhängig vom Seiten-

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wind, da der Vorhalte- und Abdriftwinkel in der Berechnung gelöscht werden. Im Gegensatz zu einem GIied für den idealen Kurs ermöglicht es das Glied für den Schiebewinkel dem Flugzeug sofort in Abhängigkeit von Böen und Windscherungen sich luvgierig zu verhalten.

Obwohl relativ störungsfrei, kann das Schiebewinkelglied Schräglageoder Abdriftfehlern unterworfen sein, die in der Kompaßanlage oder der Trägheitsnavigationsplattform entstehen. Bei Aufschaltung des Autopiloten werden diese Fehler durch einen Integrator für die Strahlablage gelöscht, wenn das Flugzeug auf die Betriebsart Verfolgung des Landekurssenderstrahls übergegangen ist. Bei Betrieb mit Steuerkommandogeber kann die statische Integrierung des Strahlablagefehlers durch eine Ausfilterung des Schiebewinkels (Y) ersetzt werden. Schaltschwierigkeiten in Verbindung mit einer Ausfilterung aus einem vorgegebenen Kursfehlerterm alleine entstehen nicht, da vor der Aufschaltung der Ausfilterungsfunktion unter Windbedingungen die Möglichkeit für eine asymptotisch angenäherte Einfangung des Landekurssenderstrahls besteht. Da die "Auswaschfunktion" oder Ausfilterung nur zur Unterdrückung stabiler Versetzungen des Querablage- oder Schiebewinkelbezugssigrials dienen soll und keine Bedingung für einen statischen Vorhaltewinkel bei Seitenwinden ist, ist eine längere Zeitkonstante zulässig als bei der herkömmlichen Anlage.

Nachdem sich das Flugzeug auf seinem Flugweg stabilisiert hat, spricht der Term für die Querablage empfindlich auf Bewegung quer zu einer inertialen Bezugslinie im Raum an und nicht quer

' ■.■:'■ ^:·· ·■···■ ■ -12-:

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zur momentanen Strahlenmittellinie wie im Falle eines mit einem Filter abgeleiteten Terms. Als Ergebnis kann das Flugzeug mit

schwerer Dämpfung in Abhängigkeit von Leitstrahlstörungen und Unbestimmtheiten der Seitenbewegung nur träge folgen.

Unter Seitenwindbedingungen ist vor dem Aufsetzen bzw. der Bodenberührung ein weiteres Manöver erforderlich, um die Kurssteuerung des Flugzeuges gegenüber der Rollbahn auf Null auszumitteln und für eine möglichst geringe Seitenbelastung des Fahrgestells beim Aufsetzen zu sorgen. Ohne Vorhaltewinkel beschleunigen die Winkelkräfte das Flugzeug seitlich, wenn nicht eine genaue Größe eines entgegenwirkenden Querneigungswinkels eingehalten wird. Ba der Term für den Abdriftwinkel die quer zur Flugzeugmittellinie verlaufende Komponente der Geschwindigkeit über Grund mißt, stellt dieser Term ein Maß für die auf das Fahrwerk beim Aufsetzen einwirkenden Seitenkräfte dar. Wenn die Kurssteuerung während des Ausrichtemanövers auf die Landebahn über das Seitenruder des Flugzeugs erfolgen soll, dann kann in die Regelkette für das Querruder ein Abdriftwinkelterm eingeführt werden, um vor dem Aufsetzen seitliche Streungen zu verhindern. Im allgemeinen wird ein zusätzliches Glied gebraucht, um für das Slipmanöver eine statische Querruder- und Querneigungsregelung zu erhalten. Dieses Glied oder dieser Term kann ein dem erforderlichen statischen Seitenruder proportionaler . Quervorschub sein wie das Integral des vorgegebenen Kurses oder ein de für den Flugweg gespeicherten ursprünglichen Vorhaltewinkel proportionaler Term sein. Der Zweck des Gliedes für den Abdriftwinkel besteht darin, eine kurzfristige Information über die Änderungsgeschwindigkeit des Schiebewinkels abzugeben, um der Abdrift entgegen zu wirken, besonders im Falle

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von Windscherung in der Nähe des Bodens.

Anhand der vorstehenden Analyse erfolgt nun die Beschreibung anhand der Fign. 2 bis 7.

Fig. 2 zeigt den Bordabtaster 2 für den Strahlenablagefehler, der ein Signal entsprechend der Versetzung des Flugzeugs 1 gegen die Mittellinie des Landekurssenderstrahls abgibt. Das Strahlablagesignal gelangt an den Verstärkungsregler 4, in welchem die Verstärkung des Strahlablagesignals als Funktion der Höhe oder der Zeit eingestellt wird, v^obei die Höhe als Erläuterungsbeispiel dargestellt ist.

Das verstärkungsgeregelte Fehlerablagesignal gelangt an den Verstärker 6 mit dem konstanten Verstärkungsfaktor K~ und von dort aus an das Summierglied 8.

Der Fühler 10 für die Autopilotenaufschaltung gibt ein Signal ab, wenn das Flugzeug 1 durch den Autopiloten gesteuert wird, um den Landekurssenderstrahl zu verfolgen. Das Ausgangssignal des Fühlers 10 für die Autopilotenaufschaltung beaufschlagt das Relais 12, welches seinerseits den Arbeitskontaktschalter 14 schließt.

Das verstärkungsgeregelte Strahlenablagesignal des Verstärkungsreglers 4 gelangt über den Schalter 14 an den Integrator 16 und von dort an das Summierglied 8, welches das integrierte Signal und das Ausgangssignal des Verstärkers 6 summiert.

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Der Bordfühler 20 für den Kurs fehler gibt ein Kursfehlers igi,al j ab und der Abdriftwinkelfühler 22, der Teil der Bord-Trägheits- : navigationsplattform sein kann, gibt ein Abdriftwinkelsignal ab, j das wie bereits erwähnt, der Differenz zwischen dem Übergrundkurs und der Kurssteuerung des Flugzeugs 1 entspricht. Das Kursfehler- j

j ι

signal des Fühlers 20 und das Abdriftwinkelsignal des Fühlers 22 i gelangen an das Summierglied 24, welches die beiden Signale !

i addiert. Das sich daraus ergebende Schiebewinkelsignal wird dem :

Summierglied 26 eingespeist. i

Der Fühler 28 für die Aufschaltung des Steuerkommandogebers gibt ein Signal ab, wenn der Steuerkommandogeber des Flugzeugs für die Verfolgung des Landekurssenderstrahles verwendet wird. Das Signal des Steuerkonunandogebers 28 beaufschlagt das Relais 30, welches seinerseits den Arbeitskontaktschalter 32 schließt.

Das Signal des Summiergliedes 24 gelangt über den Schalter 32 an die Verzögerungsschaltung 34, die ein herkömmliches Tiefpaßfilter sein kann. Das Signal der Verzögerungsschaltung 34 gelangt an das· Summierglied 26 und wird dort zum Signal des Summiergliedes 24 addiert.

Das Signal des Summiergliedes 26 liegt am Verstärker 36 mit dem Verstärkungsfaktor K . an, der eine Funktion der durchschnittlichen Obergrundgeschwindigkeit ist, und das verstärkungsgeregelte Signal gelangt an den Verstärker 38 mit dem konstanten Verstärkungsfaktor Κγ. Das Ausgangssignal des Verstärkers 38 liegt am Inversionssummierglied 40 an und wird dort zum Signal des

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Summiergliedes 8 addiert. Das Signal des Summiergliedes 40 gelangt an die Begrenzun[;sschaltung 42, die das Befehlssignal E~ abgibt

Wenn somit das Flugzeug in der Betriebsart "Einfangen des Leitstrahls" fliegt, dann werden das Kursfehler- und das Abtriebswinkelsignal addiert, und die Verstärkung des kombinierten Signali wird über die Verstärker 36 und 38 geregelt und zum Fehlerablagesignal addiert, dessen Verstärkung über den Regler 4 und den Verstärker 6 geregelt wird, um das Befehlssignal E,, abzugeben. Während der Leitstrahlverfolgung mit Flugregelung durch den Steuer- ;

kommaadogeber wird ein gefiltertes kombiniertes Kursfehler- und Abdriftwinkelsignal zum ungefilterten kombinierten Signal addiert } und mit Autopilotensteuerung wird ein integriertes Strahlenablage·!· signal, dessen Verstärkung über den Regler 4 geregelt wird, zum !

nicht integrierten Fehlerablagesignal addiert, dessen Verstärkung!

über den Regler 4 und den Verstärker 6 geregelt wird. Das inte- i grierte Strahlenablagesignal löscht während der Steuerung durch j den Autopiloten Schräglagen- oder Abdriftfehler in der Kompaßan- j

lage oder der Trägheitsnavigationsplattform und wird bei Steue- j

ι rung durch den Steuerkommandogeber durch das gefilterte Signal

ersetzt.

Wie in Fig. 3 gezeigt ist, liegt das Befehlssignal Ep am Summierglied 44 an und wird dort zum Signal des Rollagen- oder Wende kreisels 46 addiert. Das Signal des Summiergliedes 44 gelangt an den Lagenrichtungsanzeiger 48 des Steuerkommandogebers.

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Das Signal lip der Fig. 4 liegt am Summierglied 44 an und v/ird dort zum Signal des Wendekreisels 46 addiert. Das Signal des Summiergliedes 44 gelangt an das Summierglied 48 und wird dort zum Signal des Wendekreisels SO addiert. Pas Signal des Summiergliedes 48 liegt am Verstärker 52 mit dem konstanten Verstärkungsfaktor K^ an und gelangt von dort an den Autopilotenservo 54 zur Steuerung der Querruder 56 des Flugzeugs 1.

Fig. 5 zeigt die Einzelheiten der Ausrichtung des Flugzeugs auf die Rollbahn. Hier gelangt das Signal des Fühlers 2 für den Strahiablagefehler an den Verstärker 60 mit dem konstanten Verstärkungsfaktor Ky. und das Signal des Fühlers 22 für den Abdriftwinkel liegt am Verstärker 64 mit dem konstanten Verstärkungsfaktor K_ß

an. Die Signale der Verstärker 60 und 64 gelangen an das Inversionssummierglied 66, welches die beiden Signale addiert. Das Signal des Summiergliedes 66 liegt am Summierglied 68 an und v;ird dort zum statischen Befehlssignal des Signalgebers 70 addiert, um das Befehlssignal E_r' abzugeben.

In Fig. 6 gelangt das Signal L· ' an das Summierglied 72 und v.'ird dort zum Signal des Wendekreisels 46 addiert. Das Ausgangssignal des Summiergliedes 72 gelangt an den Lagenrichtungsanzei^er 48 des Steuerkommandogebers.

In Fig. 7 wird das Signal des Wendekreisels 46 durch das Summierglied 72 zum Signal Ep' addiert. Das Signal des Summiergliedes 72 liegt am Summierglied 80 an und v/ird dort zum Signal des Wendekreisels 50 addiert. Das Signal des Summiergliedes 80 gelangt

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an den Verstärker 84 mit dem konstanten Verstärkungsfaktor K^ und von dort aus an den Autopilotenservo 54, v/elcher die Querruder 56 des Flugzeugs einsteuert.

iian erkennt jetzt, daß die vorstehend erwähnte Aufgabe gelöst ist und daß die offenbarte Erfindung Vorteile gegenüber herkömmlichen Anlagen insoweit besitzt, daß sie sowohl für Steuerkommandogeber als auch für Autopiloten anwendbar ist. Da keine verzögerten RoIl-

der

signale und vonfVeränderungsgeschwindigkeit der Ablage vom Leitstrahl abgeleiteten Signale gebraucht werden, sind die dem Flugzeugführer über einen Lagairichtungsanzeiger gebotenen Signale

praktisch störungsfrei und enthalten keine falschen Befehle, Dieses

Merkmal gibt beispielsweise die Möglichkeit zum handgesteuerten Einfangen des Landekurssenderstrahls mit anschließender Aufschal- ι tung des Autopiloten. ^]

Außer den vorstehend aufgeführten Ausführungsbeispielen sind noch weitere möglich, ohne den Rahmen der Erfindung zu verlassen. Beispielsweise können verschiedene Äiderungen in der Konstruktion und Anordnung der Teile vorgenommen werden.

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Claims

Dr. Ing. H. Ncgondank Dipl. Ing. H. Haurk - Hit.1 ^hys. W. Schmitz DIpI. Ing. E. Grcsirs - D>.i. i:-g. 1V. Wehnert 8 Münciic.j 2, [,,-,züitiiraße 23 Telefon 5380586 The Bendix Corporation Executive Offices Bendix Center 28. Februar 1973 Southfield,Mich.48075,USA Anwaltsakte ίί-2543 Patentansprüche

1. /Verfahren zur Verwendung eines Flugreglers, der in Abhängigkeit vom Fehlerablage-, Kurs fehler- und Abdriftwinkelsignal der Trägheitsnavigationslage arbeitet und während des Einfangens und des Verfolgens des Landekurssenderstrahls sowie auch während der Ausrichtung auf die Landebahn das Flugzeug über einen Autopiloten oder Steuerkommandogeber regelt, gekennzeichnet durch die folgenden Verfahrensschritte: Summierung des Kursfehler- und Abdriftwinkelsignals und Regelung der Verstärkung des kombinierten Signals während des Einfangens und des Verfolgens des Landekurssenderstrahls, Verstärkungsregelung des Strahlablagesignals und Addierung der verstärkungsgeregelten Signale zur Beaufschlagung des Autopiloten oder Steuerkommandogebers, Integration des verstärkungsgeregelten Fehlerablagesignals bei Autopilotenbetrieb zur Löschung der Schräglagen- oder Abdriftfehler der Flugzeugkompaßanlage oder der Trägheitsnavigationsplattform während der Leitstrahlverfolgung, Filterung des kombinierten Kursfehler- und Adrift-

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winkelsignals bei Betrieb mit Steuerkomiuandogeber, Verstärkungsj regelung des Fehlcrablage- und Abdriftwinkelsignals bei Ausrief tung auf die Landebahn und Addition der verstärkungsgeregeltea Signale zu einem statischen Befehlssignal zur Beaufschlagung des Autopiloten oder des Steuerkommandogebers.

2. Flugregler, der nach dem Verfahren des Anspruchs 1 unter Verwendung von Signalen der Bord-Trägheitsnavigationsplattform arbeitet, dadurch gekennzeichnet, daß er die folgenden Baugruppen umfaßt: Einen Fühler (2) für den Strahlablogefehler, einen ersten an den Ausgang des Fühlers (2) für den Strahlablagefehler angeschlossenen Verstärkungsrepler (6 oder 60), einen Abdriftwinkelfühler (22), einen zweiten an den Ausgang des Abdriftv.'inkelfühlers (22) angeschlossenen Verstärkungsregler (64), ein erstes an die Ausgänge des ersten (CO) und des zweiten (64) Verstärkungsreglers angeschlossenes algebraisciies Suinmierglied (66 oder 40) sowie einen statischen Befehlssignalgenerator (70), der an den Eingang des zweiten algebraischen Summiergliedes (68) geführt ist, dessen zweiter Eingang mit dem Ausgang des ersten algebraischen Sunuiiergliedes (66) verbunden ist sowie dadurch, daß das zweite algebraische Summierglied (63) an seinem .Ausgang ein erstes Befehlssignal (Ii'c) erzeugt, das zur Steuerung des Flugzeuges bei der Ausrichtung auf die Landebahn dient.

3. Flugregler nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß sich der Abdriftwinkelfiihler (22) auf der Bord-Trägheitsnavigations plattform befindet.

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4. Flugregler nach Anspruch 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, daß !

er außerdem noch folgende Baugruppen umfaßt: Einen Fühler (20) j für den Kursfehler, ein drittes an den Ausgang des Fühlers (20) für den Kursfehler und den Abdriftwinkelfühler (22) geführtes algebraisches Summierglied (24), einem dritten, einerseits mit dem Ausgang des dritten algebraischen Summiergliedes (24) und andererseits mit einer Begrenzungsschaltung (42) am Ausgang des ersten algebraischen Summiergliedes (40) verbundenen Verstärkungsregler (36,38), an dessen Ausgang ein zweites Befehlssignal (E_c) zur Steuerung des Flugzeuges erzeugt wird.

5. Flugregler nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß er die folgenden Baugruppen umfaßt: Einen Fühler (28) zur wahlweisen Aufschaltung des Steuerkommandogebers zur Steuerung des

Flugzeuges, ein Filter (34), einen ersten Schalter (30,32) mit' Arbeitskontakten, der das Filter (34) parallel zu einer Ver- j bindungsleitung schaltet, welche den Ausgang des dritten al- j

gebraischen Summiergliedes (24) mit einem Eingang des vierten j algebraischen Summiergliedes (26) verbindet sowie dadurch, daß! die Steuerspule (30) eines dem ersten Schalter (32) zugeordneten Relais an den Ausgang des Fühlers (28) zur Aufschaltung des Steuerkommandogebers geführt ist.

6. Flugregler nach Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, daß er folgende Baugruppen umfaßt: Einen in Abhängigkeit von der Höhe oder der Zeit arbeitenden Verstärkungsregler (4), der zwischen den Ausgang des Fühlers (2) für den Strahlablagefehler und den Eingang des ersten Verstärkungsreglers (6) geschaltet ist. -21-

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7. Flugregler nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß er die folgenden Baugruppen umfaßt: Einen Fühler (10) zur wahlweisen Aufschaltung des Autopiloten zur Steuerung des Flugzeuges,einer Integrator (16), einen zweiten Schalter (12,14) mit Arbeitskontakten, der den Integrator (16) parallel zum ersten Verstärkungsregler (6) schaltet sowie dadurch, daß die Steuerspule (12) des dem zweiten Schalter (14) zugeordneten Relais

j an den Ausgang des Fühlers (10) zur Aufschaltung des Autopiloi

ten geführt ist.

8. Flugregler nach Anspruch 2 bis 7, gekennzeichnet durch ein I

fünftes algebraisches Summierglied zur Addierung des ersten (E'_c) und zweiten (E_c) Befehlssignals zur Steuerung des Flugzeugs.

9. Flugregler nach einem der Ansprüche 2, 4, 5 oder 7, dadurch gekennzeichnet, daß er ferner an seinem Ausgang, an welchem das Befehlssignal (E oder E'_c) anliegt, ein sechstes algebraisches Summierglied (72) besitzt, dessen zweiter Eingang an einen Wendekreisel (46) und dessen Ausgang an ein Gerät (48) zur Anzeige der Lage und Richtung des Flugzeugs geführt ist.

10. Flugregler nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß an den Ausgang des sechsten algebraischen Summiergliedes (72) ein siebtes algebarisches Summierglied (80) geschaltet ist, dessen zweiter Eingang an einen Wendekreisel (50) und dessen Ausgang an einen Servo (54) geführt ist, welcher eine Leitfläche (56) des Flugzeugs betätigt. -22-

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11. Flugregler nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß der erste (6 oder 60) und der zweite (64) Verstärkungsregler Verstärker mit einem konstanten Verstärkungsfaktor besitzen.

12. Flugregler nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß der dritte Verstärkungsregler (36, 38) einen Verstärker (36) besitzt, dessen Verstärkungsfaktor (K„/ ) eine Funktion der durchschnittlichen Übergrundgeschwindigkeit ist und der mit einem Verstärker (38) mit einem konstanten Verstärkungsfaktor in Reihe geschaltet ist.

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