DE2310828B2 - Steueranordnung zum Heranführen eines Flugzeuges an einen Leitstrahl - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft eine Steueranordnung zum

2·; Heranführen eines Flugzeuges an einen Leitstrahl, zum Verfolgen des Leitstrahl und zum Ausrichten des Flugzeuges auf die Landebahn beim Aufsetzen, bestehend aus einem Versetzungsfehlergeber, einem Kursfehlergeber und einem Driftwinkelgeber, die mit

so Verstärkern und Sdmmiergliedern verbunden sind, von denen Steuersignale erzeugt werden, die wahlweise einem Flugregler oder einem Flugleitgerät aufschaltbar sind.

Steueranordnungen dieser Art sind bekannt (DE-AS

,-, 14 81 596, DE-AS 12 50 275). Dabei wird dem Flugregler ein Summensignal aus dem Kursfehlersignal und dem Versetzungssignal aufgeschaltet. Ferner wird der Versetzungsfehler des Fahrzeuges gegenüber dem Leitstrahl zusätzlich berücKsichtigt, indem zu dem

.κ, Summensignal ein der Geschwinrligkeitskomponente des Flugzeuges senkrecht zum Leitstrahl entsprechendes Signal hinzuaddiert wird.

Bei Steueranordnungen für Flugzeuge wird ferner der Versetzungsfehler gegenüber einem Leitstrahl als

4-, Führungsgröße für einen proportionalen Neigungswinkel verwendet, um die Position des Flugzeuges gegenüber der Mittellinie des Leitstrahls zu korrigieren. Obwohl der Leitstrahl theoretisch raumfest ist, wird er tatsächlich durch Terrainänderungen und Reflexionen

-,o an Bodenfahrzeugen und über fliegenden Flugzeugen verzerrt. Da die Steueranordnung das Flugzeug zwingt, seitliche, vom Bordfunkempfänger festgestellte Versetzungsfehler möglichst klein zu halten, soll das Flugzeug auf Strahlunregelmäßigkeiten nur sehr träge anspre-

-,-, chen.

Unabhängig von der Leitstrahlqualität ist die Berücksichtigung der Voreilung oder der Änderungsgeschwindigkeit erforderlich, um das sinusförmige Öberschwingen zu dämpfen, das sich bei einer reinen

Wi Proportionalregelung ergibt. Bisher erfolgte diese Dämpfung fteilweise durch Aufschalten des Versetzungsfehlersignals auf ein Bandfilter, um so näherungsweise eine reine Differenzierung des Versetzungsfehlersignals in dem zu interessierenden Bereich zu erhalten.

„-, Das Bandpaßfilter muß dabei schmalbandig und das Versetzungsfehlersignal begrenzt sein, damit das Flugzeug nicht auf hochfrequente Störsignale und Strahlunregelmäßigkeiten reagiert.

Infolge dieser Schwierigkeiten beim Ableiten eines Signals für die Änderungsgeschwindigkeit trifft man auch andere Maßnahmen. So stellen Kursfehlersignale bzw. Abweichungen vom voreingestellten Kurs ein Maß der Änderungsgeschwindigkeit dar, da Kursänderungen bei konstantem Seitenwind oder bei keinem Seitenwind proportional zur Geschwindigkeit quer zur Leitstrahlmittellinie sind Das KurssignaJ wird im allgemeinen auf den neuesten Stand gebracht oder auf der Basis einer großen Zeitkonstante ausgefiltert oder geglättet, um einen jeden stetigen Schiebewinkel zu berücksichtigen, bei dem der Leitstrahl bei Seitenwind verfolgt werden soll. Wenn das Glätten während des Heranführens des Flugzeugs an den Leitstrahl vorgenommen wird, so ergibt sich im allgemeinen ein Überschwingen der Leitstrahlmittellinie durch das Flugzeug, wobei die Zeit für das Rückschwingen zur Leitstrahlmittellinie von der Verstärkung des Versetzungsfehlersignals abhängig ist. Wird das Glätten verzögert, bis das Versetzungsfehlersigna! einen bestimmten unteren Schweüwert erreicht hat, so könnte Seitenwind verhindern, d-.Q dieser Schwellwert erreicht wird, woraus sich ein Flug parallel zur Leitstrahlmittellinie ergibt

Außer den vorstehend erwähnten Schwierigkeiten, die beim Glätten des Kursfehlersignals entstehen, hat dieses Signal auch gewisse Nachteile bei Turbulenzen und bei Windscherung. Unter diesen Bedingungen hat nämlich das Flugzeug eine natürliche Tendenz, luvgierig zu werden oder in den relativen Wind zu scheren, und zwar momentan beim Auftreten von Böen oder dauernd beim Auftreten von Windscherung. Das Kursfehiersignal vermeidet Luvgierigkeit und ermöglicht es dem Flugzeug, seitlich von der Flugbahn zu beschleunigen.

Um die Luvgierigkeit zu berücksichtigen, ersetzen einige Steueranordnungen den größten Teil des Kurssignals durch ein nacheilendes Rollsignal oder ein Pseudokurssignal, sobald das Flugzeug auf der Flugbahn stabilisiert ist. Ein Nacheilfilter mit großer Zeitkonstante liefert näh-irungsweise das Integral der Rollage, die proportional den Kursänderungen ist, die sich aus der Querneigung ergeben, die aber solche Änderungen nicht berücksichtigt, die sich durch Luvgierigkeit oder seitliches Abrutschen ergeben. Das nacheilende Rollsignal bewirkt die gewünschte Dämpfung der Änderungsgeschwindigkeit, wobei sich nun das "lugzeug bei Böen und Windscherung luvgierig verhalten kann. Der Nachteil dieses Signals besteht darin, daß Schwingungen mit großer Zeitkonstante, wie sie sich beim Filtern ergeben können, keine Teine Integration darstellen. Abhängig von der kritischen Einstellung der Verstärkung können diese Schwingungen Amplituden annehmen, die für eine automalische Regelung nicht wünschenswert sind und somit für Flugleitgeräte unzulässig sind.

Die der Erfindung zugrundeliegende Aufgabe besteht darin, die Steueranordnung der eingangs geschilderten Art so auszubilden, daß das Heranführen des Flugzeuges an den Leitstrahl sowie die Verfolgung des Leitstrahls verbessert werden und die Signale so verarbeitet werden, daß sie dem Flugregler öder Flugleitgerät zur automatischen Verarbeitung zugeführt werden können.

Diese Aufgabe ist erfindungsgemäß durch c!ie Merkmale im Kennzeichen des Anspruchs 1 gelöst.

Beim Heranführen des Flugzeuges an den Leitstrahl und während des Vcrfoig *ns des Leitstrahls werden die Signale für den Kurslehler und den Driftwinkel kombiniert und wird der Verstärkungsfaktor des kombinierten Signals eingestellt. Der Verstärkungsfaktor des Signals für den Versetzungsfehler wird eingestellt und alle diese Signale werden miteinander kombiniert und einem Flugregler oder einem Flugleitgerät aufgeschaltet. Für den Betrieb mit dem Flugregler wird das verstärkungsgeregelte Versetzungsfehlersignal integriert, um Schräglage- oder Driftfehler im Kompaßsystem des Flugzeuges oder der Trägheitsnavigationsplattform während des Verfolgens des Leit-Strahls zu löschen. Beim Betrieb mit dem Flugleitgerät wird die Integration durch eine Filterung des kombinierten Kursfehler- und Driftwinkelsignals ersetzt. Beim Ausrichten des Flugzeuges auf die Landebahn wird der Verstärkungsfaktor des Versetzungsfehlersignals und des Driftwinkelsignals geregelt und diese Signale werden mit einem stetigen BefehlssigYial zum Betätigen des Flugreglers oder des Flugleitgerätes kombiniert.

Der besondere Vorteil der erfindungsgemäßen Steueranordnung liegt darin, daß die Größe der Abweichungen des Flugzeuges vom Le'tstrah! erheblich gedämpft und so verringert wird, daß ein automatischer Betrieb mittels Flugregler oder Flugleitgerät möglich ist. Insbesondere sind die von der Steueranordnung gelieferten Signale von momentan auftretenden falsehen Komponenten nahezu frei, so daß es möglich ist, z. B. das Heranführen des Flugzeuges auf den Leitstrahl von Hand durchzuführen und dann zum Verfolgen des Leitstrahls auf den Flugregler umzuschalten, ohne daß transiente Signalveränderungen auftreten, die ein

in solches Umschalten gefährlich machen. Dabei wird das für die Dämpfung des Systems erforderliche Signal der Änderungsgeschwindigkeit als Funktion des Flugbahnquerwinkels erzeugt, der die Summe aus dem eingestellten Kurswinkel und Driftwinkel darstellt. Ferner wird

r> das Heranführen des Flugzeuges auf den Leitstrahl und dessen Verfolgung sowie die Ausrichtung des Flugzeuges auf die Landebahn bei Turbulenzen und Windscherung dadurch verbessert, daß anstelle der Signale der Änderungsgeschwindigkeit und der nacheilenden RoIIage e^:n Querwinkelsignal für den Kurs verwendet wird. Dieses Querwinkelsignal soll als eine wirkliche inertielle Bezugsgröße abgegeben werden, um das Flugzeug unabhängig von Leitstrahlunregelmäßigkeiter, auf die verlängerte Mittellinie der Landebahn heranzuführen.

ti Ferner erfolgt die Signalverstärkung optimal und unabhängig von Störgeräuschen. Schließlich erfolgt beim Übergang vom Heranführen auf den Leitstrahl auf die Leitstrahlverfolgung keine Änderung der Verstärkung, so daß die sich hierbei einstellenden Schwierigkei-

>(i ten vermieden werden.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist nächste hend anhand der Zeichnung näher erläutert. Es zeigt

Tig. 1 eine geometrische Darstellung eines Flugzeuges beim Landeanflug,

>i F i g. 2 ein Blockschaltbild der Steueranordnung,

F i g. 3 ein Blockschaltbild der in F i g. 2 dargestellten Steueranordnung für den Betrieb mit einem Flugleitgerät.

F i g. 4 ein Blockschaltbild der in F i g. 2 dargestellten

,(i Steueranordnung für den Betrieb mit einem Flugregler, Fig. 5 ein Blockschaltbild der Anordnung beim Ausrichten auf die Landebahn.

Fig. 6 ein Blockschaltbild in Verbindung mit der Anordnung nach F-' · g. 5 heim Betrieb mit einem

, ■ Flugleitgerät.

F i g. 7 ein Blockschaltbild in Verbindung mit der Anordnung in F i g. 5 für den Betrieb mit rin-m Flugregler.

In Fig. 1 ist ein landendes Flugzeug 1 dargestellt, das den seitlichen Abstand ygegenüber dem Leitstrahl bzw. der verlängerten Mittellinie der Landebahn besitzt. Die Vektoren für die Geschwindigkeit über Boden und Luft sind mit p, g und a für das Flugzeug, den Boden und die Luft bezeichnet. Die in Landebahnkoordinaten dargestellten Komponenten dieser Vektoren sind mit den Indizes χ und y bezeichnet, während die auf die Flugzeugachsen bezogenen Komponenten mit den Indizes Ar'und ^'bezeichnet sind.

Somit ergeben sich die folgenden Definitionen der in F i g. 1 gezeigten Parameter:

Vp/a - Gesamtgeschwindigkeit 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 LeiiMrahlsender
η = Winkelfehler von der Strahlenmittellinie

(Versetzungsfehler) positiv, wenn sich das

Flugzeug rechts von der Mittellinie befindet ψ = vorgegebener Kursfehler oder Differenz zwischen Steuerkurs des Flugzeugs und

Richtung der Landebahn, positiv wenn sich der Bug rechts von der Landebahn befindet (Kursfehler)

β - Slipwinkel oder Winkel des relativen Windes

ß\ = Driftwinkel zwischen dem Übergrundkurs und dem Steuerkurs des Flugzeugs, positiv, wenn das Flugzeug nach rechts schiebt. Als Geschwindigkeitsvektor ausgedrückt ergibt sich

sin ß\ = Vp/gy'/Vp/g xy + ß\ = Querversetzungswinkel oder Winkel des

Übergrundkurses relativ zt>r Richtung der

Landebahn
Φ = Rollage, positiv bei angesenkter rechter Tragfläche.

Nach den in F ι g. I gezeigten Beziehungen kann die folgende Gleichung angeschrieben werden:

Y= Kp/gsinC/'

Für die kleinen Querversetzungswinkel, die während der Verfolgung des Leitstrahls auftreten, kann die Beziehung durch die folgende Gleichung angenähert werden:

y =

;g

ψ +

57.3

(2)

worin (ψ + βι) in Grad ausgedrückt ist. Somit ist für eine konstante Geschwindigkeit über Grund bei der Landeannäherung der Ausdruck ψ+jSi praktisch die Querversetzungsgeschwindigkeit oder die Empfindlichkeit der Abnahme der Änderungsgeschwindigkeit der Versetzung. Bei einer angenommenen Anfluggeschwindigkeit über Grund von 135 Knoten oder 229 Fuß pro Sekunde (ca. 70 m/s) entspricht 1 Grad des Querversetzungswinkels einer Geschwindigkeit von 4 Fuß pro

■-, Sekunde (ca. 1,2 m/s) quer zur Mittellinie des Strahls. Eine angenommene Zunahme von 1,6° Querneigung pro Grad Querversetzungswinkel ergibt annähernd 0A° Querneigung je Fuß (ca. 0,3 m) je Sekunde Y. Jede Änderung der Geschwindigkeit über Grund während ο des Landeanflugs kann dahingehend betrachtet werden, daß sie kleine Änderungen der Systemverstärkung beeinflußt, aber nicht im Widerspruch mit den betrachteten Grundlagen steht.

Die Beziehung zwischen dem Versetzungsfehler in

-, Grad und der linearen seitlichen Abweichung ergibt sich aus Fig. 1:

ϊ 57.1 V -V

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 Versetzung. Unter der Annahme eines vollkommenen Absinkens der Empfindlichkeit des Versetzungsfehlers über die Regelung der Verstärkung ist die Signalstärke des Querversetzungswinkels analog der Änderungsgeschwindigkeit der Versetzung, die vom unempfindlich gemachten Versetzungsfehlersignal abgeleitet wird.

Der Ausdruck für den Querver*etzungswinkel in der Darstellung ersetzt die Ausdrücke für die von einem Filter abgeleitete Änderungsgeschwindigkeit der Versetzung und für die nacheilende Rollbewegung und macht einen eigenen Kursregler überflüssig. Der Ausdruck für den Querversetzungswinkel ist Null, wenn das Flugzeug die Mittellinie des Leitstrahls verfolgt, und zwar unabhängig vom Seitenwind, da der Vorhalte- und Driftwinkel in der Berechnung gelöscht werden. Im Gegensatz zu einem Signal für den idealen Kurs ermöglicht das Signal für den Querversetzungswinkel. daß sich das Flugzeug sofort in Abhängigkeit von Böen und Windscherungen luvgierig verhalten kann.

Obwohl relativ störungsfrei, kann der Querversetzungswinkelglied Schräglage- oder Driftfehlern unterworfen sein, die in der Kompaßanläge oder der Trägheitsnavigationsplattform entstehen. Bei Aufschaltung des Autopiloten werden diese Fehler durch einen Integrator für den Versetzungsfehler gelöscht, wenn das Flugzeug auf die Betriebsart Verfolgung des Leits'-ahls übergegangen ist. Bei Betrieb mit Flugleitgerät kann die stetige Integrierung des Versetzungsfehlers durch eine Ausfilterung des Querversetzungswinkels (Y) ersetzt werden. Schaltschwierigkeiten in Verbindung mit einer Ausfilterung aus einem vorgegebenen Kursfehler alleine entstehen nicht, da vor der Aufschaltung der Ausfilterungsfunktion unter Windbedingungen die Möglichkeit für ein asymptotisch angenähertes Heranführen an den Leitstrahl besteht. Da das »Glätten« oder die Ausfilterung nur zur Unterdrückung stabiler Versetzungen des Querversetzungsbezugssignals dienen soll und keine Bedingung für einen statischen Vorhaltewinkel bei Seitenwinden ist ist eine längere Zeitkonstante zulässig als bei einer herkömmlichen Anlage.

Nachdem das Flugzeug auf der Flugbahn stabilisiert ist, spricht der Term für die Querversetzung empfindlich auf Bewegungen quer zu einer inertialen Bezugslinie im

Raum an und nicht quer zur momentanen Strahlmittellinie wie bei einem mit einem F iltcr abgeleiteten Term. Im Ergebnis kann das Flugzeug bei der starken Dämpfung bezüglich Leitstrahlstörungen seitliche Bewegungen nur träge ausführen.

Unter Seitenwindbedingungen ist vor dem Aufsetzen b/.</. der Bodenberührung ein weiteres Manöver erforderlich, um die Kurssteueriing des Flugzeugs gegenüber der Rollbahn auf Null auszurnitteln 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. Da der Geber für den Driftwinkel die quer zur Flugzeugmittellinie verlaufende Komponente der Geschwindigkeit über Grund mißt, stell; dieser Ausdruck ein Maß für die auf das VsViTnCTk beim Aüfsei/c-n eiiiwiikc-iueii Seitenkräfte dar. Wenn die Kurssteuerung während des Ausrichtemanövers auf die Landebahn über das Seitenruder des Flugzeugs erfolgen soll, dann kann in die Regelschleife für das Querruder ein Driftwinkel eingeführt werden, um vor dem Aufsetzen seitliche Streuungen zu verhindern. Im allgemeinen wird ein zusätzliches Glied gebraucht, um für das Slipmanöver eine statische Querruder- und Querneigungsregelung zu erhalten. Dieses Glied kann ein dem erforderlichen statischen Seitenruder proportionaler Quervorschub sein wie das Integral des vorgegebenen Kurses oder ein dem für den I l.gweg gespeicherten ursprünglichen Vorhaltewinkcl proportionaler Term sein. Der Zweck des Gliedes für den Drif!winkel bestem um in. eine kurzfristige information über die Änderungsgeschwindigkeit des Versetzungswinkcls abzugeben, um der Drift entgegen zu wirken, besonders im Fülle von Windscherung in der Nähe des Bodens.

Anhand der vorstehenden Analyse erfolgt nun die Beschreibung anhand der F-" i g. 2 bis 7.

F i g. 2 zeigt den Versetzungsfchlergeber 2. der ein Signal entsprechend der Versetzung des Flugzeugs 1 gegen die Mittellinie des Leitstrahls abgibt. Das Versctzungsfehlersignal gelangt an den Regelvcrstärker 4. in welchem die Verstärkung des Signals als Funktion der Höhe oder der Zeit eingestellt wird, wobei die Höhe als Erläuterungsbeispiel dargestellt ist.

D;is vcrstärkungsgeregelte Versetzungsfehlersignal gelangt an den Verstärker 6 mit dem konstanten Verstärkungsfaktor Kp und von dort aus an ein erstes Summierglied 8.

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

Das verslärkungsgeregelte Versetzungsfehlersignal des Verstärkungsreglers 4 gelangt über den Schalter 14 an die Integratorstufe 16 und von dort an das erste Summierglied 8. welches das integrierte Signal und das Ausgangssignal des Verstärkers 6 summiert.

Der Kursfehlergeber 20 gibt ein Kursfehlersignal ab und der Driftwinkelgeber 22, der Teil der Bord-Trägheitsnavigationsplattform sein kann, gibt ein Driftwinkelsignal ab, das, wie bereits erwähnt, der Differenz zwischen dem Ubergrunukurs und der Kurssteuerung des Flugzeugs 1 entspricht. Das Kursfehlersignal des Gebers 20 und das Driftwinkelsignal des Gebers 22 gelangen an ein zweites Summierglied 24, welches die beiden Signale addiert. Das sich daraus ergebende Querversetzungswinkelsignal wird einem dritten Summierglied 26 eingespeist.

Der Fühler 28 für die Aufschaltung des Flugleitgeräts gibt ein Signal ab, wenn das Flugleitgerät des Flugzeugs für die Verfolgung des Lcitstrahles verwendet wird. Das Signal des Flugleitgeräts 28 beaufschlagt das Relais 30, welches seinerseits den Arbeitskontakt 32 schließt.

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

Das Signal des dritten Summiergliedes 26 liegt am Verstärker 36 mit dem Verstärkungsfaktor K₁, _f an, der eine Funktion der durchschnittlichen Übergrundgeschwindigkeit ist, und das verstärkungsgeregelte Signal gelangt an den Verstärker 38 mit dem konstanten Verstärkungsfaktor Ky. Das Ausgangssignal des Verstärkers 38 liegt an einem vierten Summierglied 40 an und wird dort zum Signal des ersten Summiergliedes 8 addiert. Das Signal des vierten Summiergliedes 40 gelangt an die Begrenzungsschaltiing 42, die die Steuerspannung £7 abgibt.

Wenn somit das Flugzeug in der Betriebsart »Heranführen an den Leitstrahl« fliegt, dann werden das Kursfehler- und das Driftwinkelsignal addiert, und die Verstärkung des kombinierten Signals wird über die Verstärker 36 und 38 geregelt und zum Versetzungsfehlersignal addiert, dessen Verstärkung über den Regelverstärker 4 und den Verstärker 6 geregelt wird, um die Steuerspannung £'< abzugeben. Während der Leitstrahlvcrfolgung mit Flugregelung durch das Fluglcitgerät wird ein gefiltertes kombiniertes Kursfehlerund Driftwinkelsignal zum ungefilterten kombinierten Signal addiert, und bei Autopilotensteuerung wird ein integriertes Versetzungsfehlersignal, dessen Verstärkung über den Regelverstärker 4 geregelt wird, /ur' nicht integrierten Versetzungsfehlersignal addiert, dessen Verstärkung über den Regelverstärker 4 und den Konstant-Vcrstärker 6 geregelt wird. Das integrierte Versetzungsfehlersignal löscht während der Steuerung durch den Autopiloten Schräglagen- oder Driftfehler in der Kompaßanlage oder der Trägheitsnavigationsplattform und wird bei Steuerung durch das Flugleitgerät durch das gefilterte Signal ersetzt.

Wie in F i g. 3 gezeigt ist. lieg die Stcuerspannung £~, am Summierglied 44 an und wird dort zum Signal des Winkelgebers 46 (Rollagenkrcisel) addiert. D;is Signal ües Summiergliedes 44 gelangt an das Lage- und Kursanzeigegerät 48 des Flugleitgeräts.

Die Steuerspannung E( der Fi g. 4 liegt am Summierglied 44 an und wird dort zum Signal des Winkelgebers 46 addiert. Das Signa! des Summiergliedes 44 gelangt an das Summierglied 48 und wird dort zum Signal des Winkelgeschwindigkeitsgebers 50 (Rollagenkreisel) addiert. Das Signal des Summiergliedes 48 liegt am Verstärker 52 mit dem konstanten Verstärkungsfaktor Κη, an und gelangt von dort an den Autopilotenservo 54 zur Steuerung der Querruder 56 des Flugzugs 1.

F i g. 5 zeigt die Einzelheiten der Ausrichtung des Flugzeugs auf die Landebahn. Hier gelangt das Signal des Gebers 2 für den Versetzungsfehler an den Verstärker 60 mit dem konstanten Verstärkungsfaktor K_D und das Signal des Gebers 22 für den Driftwinkel liegt am Verstärker 64 mit dem konstanten Verstärkungsfaktor Kb\ an. Die Signale der Verstärker 60 und

64 gelangen an ein fünftes Summierglied 66, welches die beiden Signale addiert. Das Signal des fünften Summiergliedes 66 liegt an einem sechsten Summierglied 68 an und wird dort zum statischen Befehlssignai des Befehlssignalgebers 70 addiert, um die Steuerspannung F(' abzugeben.

In Fig. 6 gelangt die Steuerspannung E₁' an das Summierglied 7? und wird dort zum Signal des Winkelgebers 46 addiert. Das Ausgangssignal des .Summiergliedes 72 gelangt an das Lage- und Kursanzeigegerät 48 des Flugleitgerätes.

In F i g. 7 wird das Signal des Winkelgebers 46 durch das Summierglied 72 zur Steuerspannung £'<' addiert. Das Signal des Summiergliedes 72 liegt am Summierglied 80 an und wird dort zum Signal des Winkelge-

10

schwindigkeitsgebe; · 50 addiert. Das Signal des Summiergliedes 80 gelangt an den Verstärker 84 mit el' 'M konstanten Verstärkungsfaktor Κφ und von dort aus an den Autopilotenservo 54, welcher die Querruder 56 des Flugzeugs einstellt.

Da keine verzögerten Rollsignalti und von der Veränderungsgeschwindigkeit der Versetzung vom Leitstrahl abgeleiteten Signale gebraucht werden, sind die dem Flugzeugführer über das Lage- und Kursanzeigegerät gebotenen Signale praktisch störungsfrei und enthalten keine falschen Befehle. Dieses Merkmal gibt beispielsweise die Möglichkeit zum handgesteuerten Heranführen an den Leitstrahl mit anschließender Aufschaltung des Autopiloten.

ΙΙκΎ/ιι 4 IUaIl /cichniiniicn

Claims (5)

Patentansprüche:

1. Steueranordnung zum Heranführen eines Flugzeuges an einen Leitstrahl, zum Verfolgen des Leitstrahls und zum Ausrichten des Flugzeuges auf die Landebahn beim Aufsetzen, bestehend aus einem Versetzungsfehlergeber, einem Kursfehlergeber und einem Driftwinkelgeber, die mit Verstärkern und Summiergliedern verbunden sind, von denen Steuersignale erzeugt werden, die wahlweise einem Flugregler oder einem Flugleitgerät aufschaltbar sind, gekennzeichnet durch folgende Merkmale:

a) an ein erstes Summierglied (8) ist der Ausgang des Versetzungsfehlergebers (2) über einen anpaßbaren Verstärker (4) und einen Konstantverstärker (6) angeschlossen, wobei parallel zum Konstantverstärker (6) ein Integrator (16) am enten Summierglied (8) angeschlossen ist, der bei Inbetriebnahme des Flugreglers (10) durch einen Schalter (14) zuschaltbar ist,

b) an ein zweites Summierglied (24) ist der Ausgang des Kursfehlergebers (20) angeschlossen,

c) an ein drittes Summierglied (26) ist der Ausgang des zweiten Summiergliedes (24) direkt und über eine Verzögerungsschaltung (34) angeschlossen, wobei die Verzögerungsschaltung (34) über einen Schalter (32) bei Inbetriebnahme des FlUfcieitgerätes (28) zuschaltbar ist,

d) an ein viertes Surnmierg*'":d (40) ist der Ausgang des ersten Summi<;rgliedes (8) direkt und der Ausgang des dritten Sum: iergliedes (26) über zwei anpaObare Verstärker (36,38) angeschlossen, wobei der Ausgang des vierten Summiergliedes (40) über eine Begrenzerschaltung (42) eine erste Steuerspannung (E_c) liefert,

e) an ein fünftes Summierglied (66) ist der Ausgang des Versetzungsfehlergebers (2) und des Driftwinkelgebers (22) über je einen Konstantverstärker (60,64) angeschlossen,

f) an ein sechstes Summierglied (68) ist der Ausgang des fünften Summiergliedes (66) und der eines Signalgebers (70), der ein Befehlssignal erzeugt, angeschlossen, wobei der Ausgang des sechsten Summiergliedes (68) eine zweite Steuerspannung (E'_c) liefert,

g) die Steuerspannungen (E₁. E'_c) sind über Anpassungsschaltungen dem Flugregler und dem Flugleitgerät aufschaltbar.

2. Steueranordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß in einer ersten Anpassungsschaltung der ersten Steuerspannung E_c in einem Summierglied (44) das Signal eines Winkelgebers (46) aufschaltbar ist und an den Ausgang des Summiergliedes ein Lage- und Kursanzeigegerät (48) angeschlossen ist.

3. Steueranordnung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß in einer zweiten Anpassungsschaltung der ersten Steuerspannung (E₁-) in einem Summierglied (44) das Signal eines Winkelgebers (46) aufgeschaltet ist, der Ausgangsspannung des Summiergliedes in einem weiteren Summierglied (48) das Signal eines Winkelgeschwindigkeitsgebers (50) aufgeschaltet ist und an das weitere Summierglied eine Servoeinrichtung (54) zum Betätigen einer Flugzeugsteuerfläche (Querru

der 56) angeschlossen ist.

4. Steueranordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß in einer dritten Anpassungsschaltung der zweiten Steuerspannung (E',) in einem Summierglied (72) das Signal eines Winkelgebers (46) aufschaltbar ist und an den Ausgang des Summiergliedes ein Lage- und Kursanzeigegerät (48) angeschlossen ist

5. Steueranordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß in einer vierten Anpassungsschaltung der zweiten Steuerspannung (Ec) in einem Summierglied (72) das Signal eines Winkelgebers (46) abgeschaltet ist, der Ausgangsspannung des Summiergliedes in einem weiteren Summierglied (80) das Signal eines Winkelgeschwindigkeitsgebers (50) aufgeschaltet ist und an das weitere Summierglied eine Servoeinrichtung (54) zur Betätigung einer Flugzeugsteuerfläche (Querruder 56) angeschlossen ist.