DE2310828C3 - - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft eine 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

jo Verstärkern und Summiergliedern 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 Summensignal ein der Geschwinäigkeitskomponente des Flugzeuges senkrecht zum Leitstrahl entsprechendes Signal hinzuaddiert wird.

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

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

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

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

Infolge dieser Schwierigkeiten beim Ableiten eines Signals for die Änderungsgeschwindigkeit trifft man auch andere Maßnahmen. So steilen 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 Kurssignal 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 LeitstrahlmitteUinie durch das Flugzeug, wobei die Zeit für das Rückschwingen zur Leitstrahlmittellinie von der Verstärkung des Versetzungsfehlersignals abhängig ist Wird das Glätten verzögert, bis das Versetzungsfehlersignal einen bestimmten unteren Schwellwert erreicht hat, so könnte Seitenwind verhindern, daß 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, iuvgierig zu werden oder in den relativen Wind zu scheren, und zwar momentan beim Auftreten von Böen oder dauernd beim Auftreten von Windscherung. Das Kursfehlersignal 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 näherungsweise 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 Flugzeug bei Böen und Windscherung Iuvgierig verhalten kann. Der Nachteil dieses Signals besteht darm, daß Schwingungen mit großer Zeitkonstante, wie sie sich beim Filtern ergeben können, keine reine Integration darstellen. Abhängig von der kritischen Einstellung der Verstärkung können diese Schwingungen Amplituden annehmen, die für eine automatische 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 co verarbeitet werden, daß sie dem Flugregler oder e>o Flugleitgerät zur automatischen Verarbeitung zugeführt werden können.

Diese Aufgabe ist erfindungsgemäß durch die Merkmale im Kennzeichen des Anspruchs 1 gelöst.

Beim Heranführen des Flugzeuges an den Leitstrahl μ und während des Verfolgens des Lettstrahls werden die Signale für den Kursfehler und den Driftwinkel kombiniert und wim 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 Leitstrahls 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 Befehlssignal zum Betätigen des Flugreglers oder des Flugleitgerätes kombiniert

Der besondere Vorteil der erfindungsgemäßen Steueranordnung liegt darin, daß die Größe der Abweichungen des Flugzeuges vom Leitstrahl erheblich gedämpft und so verringert wird, da? -;in automatischer Betrieb mittels Flugregler oder Flugiei'.gerät möglich ist Insbesondere sind die von der Steueranordnung gelieferten Signale von momentan auftretenden falschen Komponenten nahezu frei, so daß es möguch ist z. B. dar Heranführen des Flugzeuges auf den Leitstrahl von Hand durchzuführen und dann zum Verfolgen des Leitstrahls auf den Flugregler umzuschalten, ohne c'aü transiente Signalveränderungen auftreten, die i;iii solches Umschalten gefährlich machen. Dabei wird dai 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 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 nachei'ender Rollage ein Querwinkelsignal für den Kurs verwendet wird. Dieses Querwinkelsignal soll als eine wirkliche inertieile Be-jugsgröße abgegeben werden, um das Flugzeug unabhängig von Leitstrahlunregelmäßigkeiten auf die verlängerte Mittellinie der Landebahn heranzuführen. 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 Schwierigkeiten vermieden werden.

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

F i g. 1 eine geometrische Darstellung eines Flugzeuges hsim Landeanflug,

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 Steueranordnung i'ür den Betrieb mit einem Flugregler,

Fig.5 ein Blockschaltbild der Anordnung beim Ausrichten auf die Landebahn,

F i g. 6 ein Blockschaltbild in Verbindung mit der Anordnung nach Fig.5 beim Betrieb mit einem Flugleitgerät,

F i g. 7 ein BlocKichaltbild in Verbindung mit der Anordnung in Fig.5 für den Betrieb mit einem Flugregler.

In F i g. 1 ist ein landendes Flugzeug 1 dargestellt, das den seitlichen Abstand Vgegenüberdem 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 at'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

>' = Abstand vom Schwerpunkt des Flugzeuges zur verlängerten Mittellinie der Landebahn

X = Abstand vom Schwerpunkt des Flugzeugs zum Leitstrahlsender

η = Winkelfehler von der Strahlenmittellinie

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

ij· = 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 cirh

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

Übergrundkurses relativ zur Richtung der

Landebahn
Φ = Rollage, positiv bei angesenkter rechter Tragfläche.

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

Y = Vp, g sin (Ψ +

U)

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

Y= Vp/g

57.3

(2)

worin [ψ+βι) in Grad ausgedrückt ist. Somit ist fur eine konstante Geschwindigkeit über Grund bei der Landeannäherung der Ausdruck \f>+ß\ 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 0/Γ Querneigung je Fuß (ca. 0,3 m) je Sekunde Ϋ, Jede Änderung der Geschwindigkeit über Grund während

id 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 Jer linearen seitlichen Abweichung ergibt sich aus Fig. 1:

/. * 57.3 YX

Bei einem Bereich von eiwa 29 000 FuG (ua. SS4G in), 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 Versetf .ing. die vom unempfindlich gemachten Versetzungsfehlersignal abgeleitet wird.

Der Ausdruck für den Querversetzungswinkel 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 Windscheruneen luveierie verhalten kann.

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

Nachdem das Flugzeug auf der Flugbahn stabilisier ist, spricht der Term für die Querverset2ung empfindiicl auf Bewegungen quer zu einer inertialen Bezugslinie in

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

Unter Seitenwindbedingungen ist vor dem Aufsetzen bzw. der Bodenberührung ein weiteres Manöver erforderlich, um die Kurssteuerung des Flugzeugs 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. Da der Geber für den Driftwinkel die quer zur Flugzeugmittellinie verlaufende Komponente der Geschwindigkeit über Grund mißt, stellt dieser Ausdruck 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 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 Flugweg gespeicherten ursprünglichen Vorhaltewinkel pronortionaler Term sein. Der Zweck des Gliedes für den Driftwinkel besteht darin, eine kurzfristige Information über die Änderungsgeschwindigkeit des Versetzungswinkels abzugeben, um der Drift entgegen zu wirken, besonders im Falle 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 Versetzungsfehlergeber 2, der ein Signal entsprechend der Versetzung des Flugzeugs 1 gegen die Mittellinie des Leitstrahls abgibt. Das Versetzungsiehlersigna! gelangt an den Regelverstärbeiden 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 Leitstrahles 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 Summierglicdcs 26 liegt am Verstärker 36 mit dem Verstärkungsfaktor K_p/_g 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 Begrenzungsschaltung 42, die die Steuerspannung frabgibt.

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 Ec abzugeben. Während der Leitstrahlverfolgung mit Flugregelung durch das Flugleitgerät 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, zum nicht integrierten Versetzungsfehlersignal addiert, dessen Verstärkung über den Regelverstärker 4 und den Konstant-Verstärker 6 geregelt wird. Das integrierte

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Funktion der Höhe oder der Zeit eingestellt wird, wobei die Höhe als Erläuterungsbeispiel dargestellt ist.

Das verstärkungsgeregelte Versetzungsfehlersignal gelangt an den Verstärker 6 mit dem konstanten Verstärkungsfaktor Kd 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 14 schließt

Das verstärkungsgeregelte 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 Übergrundkurs und der Kurssteuerung des Flugzeugs 1 entspricht Das Kursfehlersignai des Gebers 20 und das Driftwinkelsignal des Gebers 22 gelangen an ein zweites Suir.mierglied 24, welches die 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, liegt die Steuerspannung Ec am Summierglied 44 an und wird dort zum Signal des

-,ο Winkelgebers 46 (Rollagenkreisel) addiert Das Signal des Summiergliedes 44 gelangt an das Lage- und Kursanzeigegerät 48 des Flugleitgeräts.

Die Steuerspannung £cder F i g. 4 liegt am Summierglied 44 an und wird dort zum Signal des Winkelgebers 46 addiert Das Signal des Summiergliedes 44 gelangt an das Summierglied 48 und wird dort zum Signal des Winkelgeschwindigkeitsgebers 50 (Rollagenkreisel) addiert Das Signal des Sumnjiergliedes 48 liegt am Verstärker 52 mit dem konstanten Verstärkungsfaktor

to Κφ an und gelangt von dort an den Autopilotetiservo 54 zur Steuerung der Querruder 56 des Flugzugs 1.

Fig.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 Kd und das Signal des Gebers 22 für den Driftwinkel liegt am Verstärker 64 mit dem konstanten Verstärkungsfaktor Kbi 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 Befehlssignal des Befehlssignalgebers 70 addiert, um die Steuerspannung Ec abzugehen.

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

In Fig. 7 wird das Signal des Winkelgebers 46 durch das Summierglied 72 zur Steuerspannung E₍' addiert. Das Signal des Summiergliedes 72 liegt am Summierglied 80 an und wird dort zum Signal des Winkelge-

schwindigkeitsgebers 50 addiert. Das Signal des Summiergliedes 80 gelangt an den Verstärker 84 mit dem konstanten Verstärkungsfaktor Κφ und von dort aus an den Autopilotenservo 54, welcher die Querruder 56 des Flugzeugs einstellt.

Da keine verzögerten Rollsignale 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.

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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 ernten 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 Flugleitgerätes (28) zuschaltbar ist,

d) an ein viertes Summierglied (40) ist der Ausgang des ersten Summierglieies (8) direkt und der Ausgang des dritten Summiergliedes (26) über zwei anpaßbare Verstärkt (36,38) angeschlossen, wobei der Ausgang des vierten Summiergliedes (40) über eine Begrenzerschaltuhg (42) eine erste Steuerspannung [E₀) 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 [E_a 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 Sumrniergliedes ein Lage- und Kursanzeigegerät (48) angeschlossen ist.

3. Steueranordnung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß in einer zweiten Anpässüngsschaltung der ersten Steuerspannung (E_c) 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'c) 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 [E'c) in einem Summierglied (72) das Signal eines Winkelgebers (46) aufgeschaltet 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