DE2326831A1

DE2326831A1 - Flugregler

Info

Publication number: DE2326831A1
Application number: DE2326831A
Authority: DE
Inventors: Frederic L Swern
Original assignee: Bendix Corp
Current assignee: Bendix Corp
Priority date: 1972-05-25
Filing date: 1973-05-25
Publication date: 1973-12-06
Also published as: US3824381A; JPS4942100A; JPS56280B2; FR2185798A1; FR2185798B1; GB1434305A; CA1000837A

Description

Patentanwälte

Dr. Ing. H. Negendank Dfpf. Ing. H. Halide - Dipl. Phys. W. Schmitz

, Dipl. Ing. E. Graalis - Dipl. Ing. W. Wehnelt

i 8 München 2, MozartstraSe 25

^: ' Telefon 5380586

;The Bendix Corporation

■Executive Offices

^Bendix Center 17. Mai E73

Southfield, Mich. 4-8o75, USA Anwaltsakte M-2663

Flugregler

Die Erfindung betrifft Flugregler im allgemeinen und insbesondere Flugzeugregler_$ die zur Steuerung des Flugzeuges den Leitstrahl eines Funkfeuers auffangen. Ferner betrifft die Erfindung eine Einrichtung zur Regelung des Flugzeugs, mit welcher der Leitstrahl eines Funkfeuers ohne große Eigenerhöhung der Steuersignalempfindlichkeit aufgefangen wird.

Um die Möglichkeit der Flugzeugregelung unter Verwendung von Signalen des Gleitweg- und Landekurs-Leitstrahls zu verbessern, läßt man den Gleitweg- oder Landekurs-Koppler in zwei Betriebsarten arbeiten: 1) Betriebsart Auffangen und 2) Betriebsart Bahnverfoljgung oder Obergrund-Kurs. Der Zweck der Betriebsart Auffangen besteht darin, das Flugzeug von einer zulässigen Anfangsbedingung auf eine Bahn zu steuern,, die der des Leitstrahls angenähert ist. per Zweck der Betriebsart Bahnverfolgung oder Übergrund-Kurs be-

steht darin, Abweichungen gegenüber dem Leitstrahl möglichst klein zu halten.

-2-

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Das Auffangen des Leitstrahls ist ein dynamisches Manöver, das jheißt, es treten hohe Flugzeugbeschleunigungen auf_? und um einen ! puhigen Flug zu gewährleisten, müssen Sollc-Regelgrenzen eingehalten !werden. Eine minimale Empfindlichkeit für Störgeräuschwirkungen jsowie eine minimale Zeitspanne beim Umschalten auf die Betriebsart ; !Bahnverfolgung sind die erforderlichen Faktoren für die Leistung jder Regeleinrichtung. Ein minimales Über schwingen oder beidsedtiges

Überfliegen des Leitstrahls erhöht die Betriebssicherheit und das-Selbstvertrauen des Flugzeugführers und gilt daher ebenfalls als j ein wünschenswerter Faktor für die Leistung der Regeleinrichtung.

Die alleinige Verwendung von LeitstrahlfehTersignalen bei Einrichtungen der vorstehend beschriebenen Art ergibt zwar eine gute Leistung, doch werden Rauschfrequenzgang und Steuerknüppelwirkung in hohem Maße verschlechtert. Bei den frühreren Einrichtungen wird das Fehlersignal für den Gleitwinkelstrahl zum Integral des Leitstrahls und den Nickwinkelsignalen, addiert. Das Einschalten ier Betriebsart Auffangen erfolgt bei einem festen Leitstrahlfehleu Bei Einrichtungen, die mit diesen Parametern arbeiten» ist die

i

jSystemstabilität gut, doch ergeben sich große systemimmanente Leit-< btrahlüberschwingungen. Bei anderen Einrichtungen wird ein Leit-

: _J

istrahlfehlersignal mit einem ausgesiebten Nickwinkelsignal addiert. In diesem Falle wird das Leitstrahl-Überschwingen verringert, aber andererseits verschlechtert sich auch die Stabilität des Systems. Gleiche. Nachteile ergeben sich für Einrichtungen, die mit Fehlerpignalen des Landekurs-Leitstrahls und Kurssignalen für die

Dämpfung des Systems arbeiten.

I 309849/ 0 57 8 -3-

;Erfindungsgemäß ist ein Flugregler vorgesehen, der in Abhängigkeit ivon Funkfeuerstrahlen arbeitet und mit Leitstrahl-Kopplern vergehen ist, um die Quer- und Längsregelung des Flugzeugs zum Auffangen der Leitstrahlen durchzuführen. Die Einrichtung verwendet ,ein Fehiersignal mit einer bestimmten Richtcharakteristik sowie

sNickwinkel- und normale Beschleunxgungssignale (Trägheitssignale),

jum ein Signal für das Höhenruder zu erzeugen, sowie ein Fehler-

jsignal mit Richtcharakteristik, ein Kursfehlersignal sowie ein

Rollwinkelsignal (Trägheitssignal) zur Erzeugung eines Signals für das Seitenruder. Die Steuersignale werden in der Betriebsart Auffangen zur maximalen Rauschunterdrückung gefiltert, wobei diese Betriebsart eingeschaltet wird, wenn das Steuersignal eine Polarität besitzt, welche das Flugzeug veranlaßt, parallel zum Leitstrahl, zu fliegen.

Die Aufgabe der Erfindung besteht darin, eine Einrichtung unter Verwendung von Signalen eines Funkfeuerstrahls und Trägheitsnavigation Signalen für die Seiten- und Höhensteuerung eines Flugzeugs zu schaffen, um denflLeitstrahl aufzufangen. Ferner soll erfindungsgemäß der Leitstrahl asymptotisch von beiden Seiten her aufgefangen wsrden, ohne daß eine Empfindlichkeit für Windböen oder andere Störungen.auftritt. Ferner soll erfindungsgemäß eine !Einrichtung der vorstehend beschriebenen Art geschaffen werden,

die verhältnismäßig unempfindlich für Regelabweichungen der Fühler ist, welche die Trägheitsnavigationssignale erzeugen. In weiterer [Ausgestaltung der Erfindung ist eine Einrichtung der vorstehend ^beschriebenen Art vorgesehen, welche Funkfeuerstrahlen ohne eine

309849/0578 "*"

igroße Eigenerhöhung der Empfindlichkeit für Störsignale auffangen !kann. Sodann wird erfindungsgemäß eine Einrichtung der vorstehend beschriebenen Art geschaffen, bei welcher während der Betriebsart Leitstrahl-Auffangen eine maximale Rauschfilterung durchgeführt :wird. Ferner ist erfindungsgemäß vorgesehen, die Betriebsart Leit-. strahl-Auffangen einzuschalten, wenn die Polarität des gefilterten ^Steuersignals 33 ist, daß das Flugzeug veranlaßt wird, parallel zum' ;Funkfeuerseitstrahl zu fliegen. Schlfeßlich werden erfindungsgemäß

die Filterzeitkonstanten auf eine gute Leistung bei Windböen und j Windscherungen eingestellt. i

Die Erfindung ist nachstehend näher erläutert. Alle in der Beischreibung enthaltenen Merkmale und Maßnahmen können von erfindungswesentlicher Bedeutung sein. In den Zeichnungen ist: ;

Fig. 1 ein Kurvenbild mit der Geometrie für das Querruderverhalten Fig. 2 ein Kurvenbild mit der Geometrie für das Höhenruderverhalten, Fig. 3 ein Blockschaltbild der Bordeinrichtung zur Regelung des

Höhenruders des Flugzeugs,
Fig. 4 ein" Blockschaltbild der Bordeinrichtung zur Regelung des Seitenruders des Flugzeugs,

Fig. 3 zeigt eine Einrichtung zur Regelung des Höhenruders eines Flugzeugs 1 (Fig. 2). Die Einrichtung enthält eine Schaltung 2 zur Erzeugung eines Gleitwinkel-Fehlersignals, das einem herkömmlichen

! Dämpfungsglied U eingespeist wird. Das Signaldämpfungsglied 4 ι

gibt ein Signal ab, das der Höhenänderung des Flugzeugs proportio-j

3 008 49/067 8 -5-

nal ist und mit Λ. h bezeichnet ist.

Der Höhenkreisel 6 gibt ein Signal entsprechend de Nickwinkel
;des Flugzeugs 1 ab. Das Nickwinkelsignal liegt vom Verstärkungs-

YTr

regler 8 mit dem konstanten Verstärkungsfaktor an, der

: 57.3

nachstehend näher erläutert Wird. Das Signal des Verstärkungsäreglers 8 gelangt an das Summierglied Io und wird dort zum Signal

!Δ h des Dämpfungsgliedes 4 addiert.

Das Signal des Summiergliedes Io gelangt an das Filter 12 für das ;

s j

jAblage-Geschwindigkeitssignal mit der Zeitkonstante — . '

Das Filter 12 für das Ablage-Geschwindigkeitssignal gibt ein \ jSignal h* entsprechend der Nickgeschwindigkeit* ab. Das Signal h* j

;wird dem Verstärker 14 mit den konstanten Verstärkungsfaktor K„

ίingespeist. ;

Das Signal Δ. des Dämpfungsgliedes 4 und das Ausgangssignal des
Verstärkers 14 gelangen an das Summierglied 16 und werden dort
addiert. Das Ausgangssignal des Summiergliedes 16 liegt am Summierglied 18 an. Der normale Beschleunigungsmesser 2o erzeugt ein
normales Beschleunigungssignal, das an den Verstärker 22 mit dem
!konstanten Verstärkungsfaktor K. abgegeben wird. Das Ausgangssignal des Verstärkers 22 gelangt an das Summierglied 18 und wird dort

^;zum Ausgangssignal des Summiergliedes 16 addiert. Das normale Be- j

I '

!schleunxgungssxgnal wxrd von der Träghextsnav,xgatxOnsanlage afegege-j

ι - ' i

ben und stellt somit das vorstehend erwähnte Trägheitssignal..dar.^,. j

Γ !

Das Ausgangssignal des Summiergliedes 18 gelangt an das Rauschfilter 24 mit der Zeitkonstante . Das Ausgangssignal des

Tn S + 1

Filters 24· wird dem Verstärker 26 mit dem konstanten Verstärkungsfaktor K_ eingespeist. Der Verstärker 26 gibt das Gleitwinkel-Steuersignal θ ab.

Das Signal der Schaltung 2 für die Erzeugung des Gleitwinkel-Fehlers ignals gelaigt an den herkömmlichen Polungsabgriff oder Polungsdetektor 28, und das Signal θ des Verstärkers 26 wird einem gleichen Polungsdetektor 3ο eingespeist. Die Ausgangssignale der Polungsdetektoren 28 und -3o liegen am NAND-Tor 3 2 und am ODER-I Tor 34 an. Die Ausgangssignale des NAND-Tores 3 2 und ODER-Tores 34: gelangen an das UND-Tor 36. Die Tore 32,34 und 36 arbeiten als Antivalenzglied, sodaß das Tor 36 ein Ausgangssignal zur Erregung des Relais 38 abgibt, das mechanisch mit dem rbeitskontakt—bestückten Schalter 4o verbunen ist, wenn die Polarität des mit der (Polarität des Ausgangssxgnales der Schaltung 2 zur Erzeugung des jGleitwinkel- Fehlersignals verglichenen Signals θ so ist, daß 'das Flugzeug 1 veranlaßt¹ wird, parallel zum Leitstrahl zu fliegen. Das angesteuerte Relais 38 schließt den Schalter 4o und verbindet i [damit den Verstärker 26 mit dem Signalbegrenzer 42.

Das Ausgangssignal der Begrenzungsschaltung 42 gelangt an den Nickwinkelregler 44, der ein herkömmlicher Servo mit einer Regel-

.einrichtung für die Leitflächen des Flugzeugs sein kann, um den Nickwinkel des Flugzeugs zu regeln.

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jDas Ausgangssignal (Fig. 4) der Schaltung 45 zur Erzeugung eines iLandekurs-Fehlersignals liegt am herkömmlichen Signaldämpfungs- ;glied 46 an, welches das Signal Ay abgibt, das proportional der Kursänderung des Flugzeugs ist. Das Signal Ay liegt an den

Summiergliedern 48 und 5o an.

jDer Kreisel 52 gibt ein Kursfeh lersignal ab, das an den Verstärkungsregler 54 mit dem konstanten Verstärkungsfaktor

57.3

gelangt und dann in der nachstehend näher erläuterten Weise j weiterverarbeitet wird. Das Ausgangssignal des Verstärkungsreglers] 54 wird dem Summierglied 5o eingespeist und dort zum Signal /^y j des Dämpfungsgliedes 46 addiert.

'Das Ausgangssignal des Summiergliedes 5o gelangt an das Filter 56 ifür das Ablage-Geschwindigkeitssignal mit der Zeiirkonstante

s"+!" * ^Das

⁵⁶

das der Kursänderungsgeschwindigkeil:

entsprechende Signal y* ab. Das Ausgangssignal y* des Filters 56 für die Ablagegeschwindigkeit gelangt an den Verstärker 58 mit dem konstanten Verstärkungsfaktor K_R. Das Ausgangssignal des Verstärkers 58 wird dem Summierglied 48 eingespeist und dort zum Signally des Dämpfungsgliedes 46 addiert. Der Kreisel 6o gibt ein Rollwinkelsignal ab, das an den Verstärker 62 mit dem konstanten Verstärkungsfaktor K: gelangt. Das Ausgangssignal des Verstärkers 62 wird dem Summierglied 54 eingespeist und dort zum Ausgangssignal des Summiergliedes 48 addiert.

Jetzt sei angenommen, daß das Flugzeug 1 eine geregelte Kurve

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·— ö —

ausfliegt und seine Sextenbeschleunxgung daher gleich Null sei. Wenn man den Slippwinkel als vernachlässigbar außer Betracht läßt, dann ist die. Kursänderungsgeschwxndigkeit gleich dem Rollwinkel. In diesem Sinne ist das Ausgangssignal des Kreisels 60 ein Signal der Trägheitsnavigationsanlage und stellt das vorstehend erwähnte Trägheitssignal dar.

Das Ausgangs signal des Summiergliedes 54 gelangt an das Rausch-

jfilter 78 mit der Zeitkonstante τψ ött— · Das Aus gangs signal

■ ^J N ^{b X}

N
jdes Rauschfilters 78 wird dem Verstärker 80 mit dem konstanten !Verstärkungsfaktor K_ eingespeist. Der Verstärker 80 gibt das Seitenrudersignal 0 ab.

!Das Ausgangssignal der Schaltung 45 für das Landekurs-Fehlersignal !gelangt an den herkömmlichen Polungsdetektor 60, und das Ausgangssignal des Verstärkers 58 an einen gleichen Polungsdetektor 62.

Die Ausgangssignale der Polungsdetektoren 60 und 6 2 liegen am NAND-Tor 64 und am ODER-Tor 66 an. Die Ausgangssignale des NAND-Tors 64 und ODER-Tors 66 werden dem UND-Tor 68 eingespeist. Die Tore, 64,66 und 68 arbeiten als Antivalenzglied wie die Tore 32,

ein 34 und 36 der Fig. 3, sodaß das Tor 68 Signal zur Ansteuerung jdes Relais 7o abgibt, das mechanisch mit dem arbeitskontakt—bestückten Schalter 72 verbunden ist, wenn die Polarität des mit der Polarität des Ausgangssignals der Schaltung 45 für das Landekursfehlersignal verglichenen Signals 0 so ist, daß das Flugzeug 1 veranlaßt wird, parallel zum Leitstrahl zu fliegen. Das erregte Relais 7o schließt den Schalter 72 und verbindet damit den Ver-

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2 3 2 as 31

.stärker 8o mit der Sxgnalbegrenzungsschaltung 74. Das Ausgangssignal der Begrenzungsschaltung 74 gelangt an den Rollwinkelregler 76 der einen herkömmlichen Servo mit Regeleinrichtungen für die Leitfläche umfaßt, um das Flugzeug in der.Rollachse zu regeln.

Die Arbeitsweise der erfindungsgemäßen Einrichtung wird nun anhand ider Kurvenbilder für die Fluglagen der Fig. ί und 2 beschrieben.

Aus geometrischen Erwägungen über die Längsachse (Fig. 2) erkennt iman, daß das Fehlersignal für die Neigungswinkel "ft eine Funktion' !der Höhe h und der Entfernung R plus dem Gleitneigungswinkel ist, •der ca. 2,75 beträgt. Diese Beziehung kann wie folgt ausgedrückt

werden:

= 57,3 I - 2,75 Cl)

Um die Strahlablagegeschwindigkeit zu erhalten, muß dieser Aus- ^: !druck differenziert werden, worauf sich die folgenden Gleichungen

ι ■ -

jergeben: ·

I -V* - 57 3 £ - -5I^3_Vh - J

i HP / R 2R

! ^V

(2)

^{= 57}'³§' -i% ^{+ 2}'⁷⁵⁾

wobei V die Geschwindigkeit des Flugszeugs 1 ist.

Die Beschleunigung auf demLeitstrahl ti ergibt sich wieder durch [Differenzierung und wird wie folgt ausgedrückt: .

ORiGINALINSPECTED 3098 49/0 67 8

= - (57,3 h" - 2vY) -"h V - 2,75 V : ρ R ' ¹P¹P-P P

Angenommen^ (Vorwärtsbeschleunxgung) sei«vernächlässigbar, dann ergibt sich die folgende Gleichung für die Beschleunigung auf dem Leitstrahl:

₌ 1. . ( c. τ q w·· _ ο y^ \ (α)

~ r, I O / ι O II — £. V ' I J . · \ O J

Gleichung 3 zeigt_? daß die Beschleunigung auf dem Leitstrahl ("fj ) nur von der Vertxkalbeschleunigung und dem Fehlersignal für die Ablagischwindigkeit gegenüber dem Leitstrahl abhängt. Wenn das Aus-f gangssignal (A_n) des normalen Beschleunigungsmesfers 2o (Fig. 3) j zur Annäherung an die Vertxkalbeschleunigung .dient, dann ergibt sich die .folgende Gleichung:

R R ¹P

Eine Gleichung für das Steuersignal θ bewirkt ein exponentielle^ Manöver und kann wie folgt angeschrieben werden:

⁹c ^{= (}^c ^{s +} ^1} ^KD -^p;- ⁽⁵⁾

dies stellt ein Rückführungssystem mit gedämpftem Leitstrahlfehler-· signal für die Ablagegeschwindigkeit dar. In der Gleichung 5 ist

jTc die Zeitkonstänte für das Auffangen des Leitstrahls. Ein Äquivalenzsignal kann durch Multiplizierung des Zählers und Nenner^ mit der Filterzeitkonstaftte ^_n wie folgt aufgebaut werden:

3«^849/067S OBIGffJAL INSPECTED

θ = —

p ⁺ V ·

S + 1

(6)

Wenn Gleichung 4 in Gleichung 6 substituiert wird, dann ergibt sich die folgende Beziehung:

θ =
c

57,3T_nT₀

(7)

Die Verstärkungsfaktoren K. und K_R der Fig. 3 können durch die folgenden Gleichungen bestimmt werden:

Wenn eine Form von Dämpfung für das Entfernungssignal zur Verfügung] steht, dann können die vorstehend erwähnten Verstärkungsfaktoren Ln K-Konstanten umgerechnet werden. Um noch eine weitere Umempfind-Lichkeit gegen Leitstrahlstörgeräusche zu schaffen, werden bei hohen Frequenzen die folgenden Annäherungen durchgeführt:

'ΞΞΞ/ 0 und

CIo)

57_;3 . 57 j 3

worinOCder Winkel zwischen der Kursrichtung des Flugzeugs und dessen Geschwindigkeitsvektor V . ist.

■ Jr

-12-

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Somit wird ein zweites Filternetz-wepk geschaffen. Dies sorgt für ' maximale Rauschfilterung während der· Betriebsart Auffangen. Die Einrichtung wird eingeschaltet, d.h. der Schalter 4-o schließt, \ wenn das gefilterte Steuersignal CQp) eine solche Polarität be- ; sitzt, daß das Flugzeug veranlaßt wird, parallel zum Leitstrahl zu fliegen. Der sich daraus ergebende Weg, den das Flugzeug verfolgt, ist gegenüber dem Leitstrahl ein exponnentieHer Weg und gegenüber der Mittellinie des Leitstrahls symmetrisch.

Ähnliche Gleichungen gelten für seitliche Versetzungen gegenüber dem Leitstrahl und werden anhand der Fig. 1 und dem Blockschaltbild der Fig. 4 nachstehend näher erläutert:

= 1 (57j3 Y - V\i) (11)

V= i |δ7_;3 Y -

(12)

Die folgenden Gleichungen ergeben sich, wenn Annäherungen für kleine Winkel eingesetzt werden und ein kleiner Slippwinkel angenommen wird:

57_;3
Unter der Annahme von geregelt ausgeflogenen Kurven ergibt sich:

γ s —E—Έ— (;

57; 3

Man erkennt jetzt, daß für die Filter 12 und 24 der Fig. 3 sowie ,

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|78 und 56 der Fig. 4 genügend Zeit vorhanden sein muß, um die Anfangsbedingungen zu erhalten, die vor der Einschaltung der Betriebsart Auffangen des Leitstrahls über die Schalter 4ο und 72 herrschen. Erfolgt die Umschaltung früh, dann kann das Auffangen des Leitstrahls noch immer zum Erfolg führen, wenn der Anfangsfehler am Ende des Auffangmanövers auf den neuesten Stand gebracht worden ist.

Ebenso muß genügend Zeit "zur Verfügung stehen, damit sich die Einrichtung an Böen anpassen kann, welche den Anstell- oder Slippwinkel verändern. Bei Windscherungen tritt warscheinlich ein Fehler Lm Leitstrahl-Auffangmanöver auf, doch liegt dieser Fehler inner~ :ialb der Grenzen des zulässigen Leistungsbereichs. Ferner kann geneigt werden, daß infolge der Zeitdauer des Auffangmanövers und

der Bedingungen, unter welchen es durchgeführt wird, Windscherungen ron merklicher Größe unwarscheinlich sind. ;

Sine Untersuchung der vorstehend beschriebenen Einrichtungen zeigt, <jlaß eine gute Leistung erreicht wird, wenn die Zeitkonstante J _R j jfür die Strahlablagegeschwindigkeit etwa ein Drittel der Zeitkon- i

i -γ ■

£tante J_n für das Auffangen des Strahls beträgt. Die Zeitkonstante

ί '

\J„ des Leitstrahl-Rauschfilters muß auch auf ein Drittel oder \ weniger der Zeitkonstante J„ für das Auffangen des Leitstrahls |· eingestellt werden. Außer den vorstehend beschriebenen Ausführungsbeispielen sind noch weitere möglich, ohne den Rahmen der Erfindung: Zu. verlassen. Dies gilt auch für Änderungen in der Konstruktion ]

und der Anordnung der Teile. j

-14.- i 309849/0S78 ι

Claims

Patentanwälte Df. ing. H. Negendank Dipl. Inn. H. H-tick - üipl Pnys. V/. Schmitz Dipl.ii :·Γ. ~-r -^r-Oy. Ir 3. W. Wehnert The Bendix Corporation 8 ft&n—.cn 2, Mszartsiraße 2S Telefon 5 38 Q5 86 Executive Offices Bendix Center 17. Mai 197 3 Southfield, Mich. 48o75, USA - Anwaltsakte M-2663 Patentansprüche

1. ,/Flugregler in Abhängigkeit von Flugfeuerleitstrahlen, dadurch _:

gekennzeichnet, daß er die folgenden Baugruppen umfaßt: Eine Schaltung zur Erzeugung eines Leitstrahl-Fehlersignals (2;45), eine Einrichtung zur Erzeugung eines Anderungsgeschwindxgkeits- '. signals für die Fluglage (2,4,6,8,Io , 12,14 ; 45 ,46,52,54,5o,56 , j

58), eine Einrichtung zur Abgabe eines Trägheitsnavigationssignals (2o,22; 6o,62), eine Einrichtung zur Addition (16,18; 48, 54) des Leitstrahl-Fehlersignals, des Anderungsgeschwindxgkeits-! signals für die Fluglage und des Trägheitsnavigationssignals , | ferner Filter (24,78) für das summierte Signal und schließlich eine mit den Filtern verbundene Einrichtung (44,76) zur ^l Steuerung des Flugzeugs in Abhängigkeit von den gefilterten j Summensignalen. ;

2. Flugregler nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß er die folgenden Baugruppen umfaßt: Arbeitskontakt-bestückte Schalter (38,4o; 7o,72), zur Verbindung der Filter (24,78) mit der

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Steuereinrichtung (44,76), einen an den Ausgang der Filter (24,78) geführten ersten Polungsdetektor (3o,63), ferner einen an den Ausgang der Schaltung zur,Erzeugung des Leitstrahl-Fehlersignals (2;45) angeschlossenen zweiten Po lungs detektor (28,60) und schließlich eine mit dem Ausgang des ersten (3o,62) und zweiten (28,60) Polungsdetektors sowie den arbeitskontaktbestückten Schaltern (38,4o; 7o,72) verbundene Vergleichsschaltung (32,31,36; 64,65,68), welche für das Schließen der Schal-

; ter sorgt, um das gefilterte, Summensignal der Steuerung (44,76) einzuspeisen, wenn die Polarität des mit der Polarität des j Leitstrahl-Fehlersignals verglichenen gefilterten Signals be- j wirkt, daß das Flugzeug parallel zum Leitstrahl fliegt. ^;

i.

3. Flugregler nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die ' Vergleichsschaltung (32,34,36; 64,65,68) ein Antivalenztor um- i faßt.

:4. Flugregler nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet,daß das Anti valenztor die folgenden Baugruppen umfaßt: Ein an den Ausgang

: des ersten (3o,62) und zweiten (28,60) Polungsdetektors geführtes NAND-Tor (32,64), ein mit dem Ausgang des ersten (3o, 62) und zweiten (28,60) Polungsdetektors verbundenes ODER-Tor (34, 65) und schließlich ein UND-Tor (36,68), das eingangsseitig an den Ausgang des NAND-Tors und des ODERJ-Tors und ausgangsseitig an die Spule (38,7o) des arbeitskontakt—bestückten SchaLters (4o,72) angeschlossen ist.

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5. Flugregler nach Anspruch I₉ dadurch gekennzeichnet, daß die Schaltung zur Erzeugung eines Änderungsgeschwindigkeitssignals für die Fluglage aus folgenden Baugruppen besteht: Eine Einrichtung zur Erzeugung eines Fluglagensignals (6,52), eine Einrichtung Cb; 5o) zur Addierung des Fluglagensignals und des Leitstrahl-Fehlersignals (2;45) und schließlich Filter (12,56) zur Filterung des Summensignals, um ein Änderungsgeschwindigkeitssignal für die Fluglage abzugeben.

6. Flugregler nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß das Leitstrahl-Fehlersignal ein Gleitwinkel-Fehlersignal (2)ist, ferner dadurch, daß das Fluglagensignal ein durch einen Höhenkreisel

(6) erzeugtes Nickwinkelsignal ist und schließlieh dadurch, daß das Trägheitsnavigationssignal durch einen normalen Beschleunigungsmesser (2o) abgegeben wird.

7. Flugregler nach Anspruch 5 , dadurch gekennzeichnet, daß das ',

Leitstrahl-Fehlersignal ein Landekurs-Fehlersignal (45) ist so-

j wie dadurch, daß das Fluglagensignal ein von einem Kreisel (-52) erzeugtes Kurssignal ist und schließlich dadurch, daß das Trägheitsnavigationssignal ein von einem anderen Kreisel (6o) abge-ι gebenes Rollwinkelsignal ist. ^!

|8. Flugregler nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das j Summierglied aus folgenden Baugruppen besteht: Eine erste Ein- ' richtung (16;48) zur Addition des Leitstrahl-Fehlersignals (2, 45) und des Änderungsgeschwindigkeitssignals für die Fluglage (2,4,6 ,8,lo,12,14; 45,46 ,52,54 ,5o ,56 ,58) sowie eine zweite.

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Einrichtung (18,54) zur Addition des Ausgangssignals der ersten Einrichtung (16,48) und des Trägheitsnavigationssignals (2o,6o).

ι. Flugregler nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß er die folgenden Baugruppen umfaßt: Ein Dämpfungsglied (4,46) für das Leitstrahl-Fehlersignal, sowie dadurch, daß das Dämpfungsglied (4,46) an den Ausgang der Schaltung (2, 45) zurjErzeugung des Leitstrahl-Fehlersignals geführt ist«

1(5. Flugregler nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß eine !

i Begrenzungsvorrichtung (42_S74) zwischen den Schalter (4o,72) und die Einrichtung (44,76) zugsteuerung des Flugzeugs geschaltet ^: ist. ■ . !

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