DE2348530B2 - Vorrichtung zur automatischen Flugbahnführung - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zur automatischen Flugbahnführung von Flugzeugen längs einer Flugbahn über Höhenruder und Triebwerk, mit einem Höhenruderstellglied und einem schubsteuernden

r> Triebwerkstellglied, einem Höhenfühler und einem Fühler für den aerodynamischen Strömungszustand, einem Flugbahngeber zur Erzeugung einer Höhenführungsgröße, einem Sollwertgeber zur Erzeugung einer Führungsgröße für den aerodynamischen Strömungszustand, einem ersten Vergleicher zur Erzeugung eines ersten Regelabweichungssignals nach Maßgabe der Abweichung der von dem Höhenfühler gemessenen Isthöhe von der Höhenführungsgröße und einem zweiten Vergleicher zur Erzeugung eines zweiten

■r> Regelabweichungssignals nach Maßgabe der Abweichung des von dem Fühler gemessenen aerodynamischen Strömungszustandes von der durch den Sollwertgeber gelieferten Führungsgröße, bei welcher das Höhenruderstellglied in Abhängigkeit von wenigstens

w dem ersten Regelabweichungssignal und das Triebwerkstellglied in Abhängigkeit von wenigstens dem zweiten Regelabweichungssignal steuerbar ist.

Üblicherweise erfolgt die automatische Flugbahnführung von Flugzeugen mittels zweier unabhängig voneinander arbeitender Einheiten: Ein Geschwindigkeits- oder Anstellwinkelregler regelt die Flugzeuggeschwindigkeit gegenüber der umgebenden Luft durch Veränderung des Triebwerkschubes und ein Autopilot führt das Flugzeug über z. B. das Höhenruder längs

bo eines gewünschten Gleitpfades, wobei von einem Leitstrahlempfänger ein Signal nach Maßgabe der Abweichung von dem gewünschten Gleitpfad entweder an einem Instrument angezeigt und über den Piloten in ein Lenkkommando umgesetzt wird oder unmittelbar

<r> als Lenkkommando auf den Autopiloten geschaltet ist. Bei einem bekannten Fluggeschwindigkeitsregler wird der Sollwert der Fluggeschwindigkeit während des Landeanfluees, wenn die Landeklappen mehr und mehr

ausgefahren werden, in Abhängigkeit von der Ladeklappensiellung verändert und die Fluggeschwindigkeit dementsprechend bis zur Landegeschwindigkeit vermindert (DE-OS 18 02 243).

Getrennte Reglereinheiten für Geschwindigkeitsund Flugbahnregelung führen zu Schwierigkeiten insofern, als die beiden Regelkreise über die Regelstrekke miteinander verkoppelt sind: Eine Regelabweichung und ein korrigierender Eingriff durch das Höhenruder im Bahnregelkreis führt z. B. zu einer Änderung der Fluggeschwindigkeit, also zu einer Störung des Geschwindigkeitsregelkreises. Das führt dazu, daß mit konventionellen Reglern der vorstehend geschilderien Art eine genaue Bahnführung nicht möglich ist, wie sie insbesondere für STOL-Anflüge längs nichtgeradliniger Flugbahnen erforderlich ist.

Es ist daher schon ein integrierter Flugregler vorgeschlagen worden, bei welchem ein System von Zustandsvariablen des Flugzeuges, darunter Anstellwinkelabweichungen, Höhenabweichung, Winkelgeschwindigkeit um die Nickachse und Längs- und Vertikalbeschleunigung, teils durch direkte Messung und teils durch Verarbeitung gemessener Größen mittels geeigneter Filter, gebildet wird und über eine Matrixschaltung alle diese Zustandsvariablen mit geeigneten Faktoren linearkombiniert sowohl auf das Schubstellglied als auch auf das Höhenruderstellglied geschaltet sind. Die Zustandsvariablen und die Faktoren werden dabei so gewählt, daß mit tragbarem Aufwand ein gewünschtes Führungs- und Störverhalten optimal angenähert wird.

Um dabei kleine Regelabweichungen zu erhalten, müssen bei einer reinen Regelung mit geschlossenem Regelkreis die Aufschaltfaktoren relativ groß gewählt werden. Das ist aber aus Gründen der Schubruhe und insbesondere bei integral aufgeschalteten Signalen nicht immer wünschenswert.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, bei einer Vorrichtung zur Flugbahnführung der eingangs erwähnten Art eine genaue Bahnführung bei sicher stabilem Verhalten des Reglers zu ermöglichen.

Erfindungsgemäß wird das dadurch erreicht, daß das Triebwerkstellglied außerdem von einem aus dem Flugbahngeber abgeleiteten, von dem kommandierten Flugbahnwinkel abhängigen Steuersignal zur Erzeugung eines diesem Flugbahnwinkel flugmechanisch zugeordneten Schubs beaufschlagt ist.

Die erfindungsgemäße Vorrichtung ist vorteilhafterweise gekennzeichnet durch eine Verknüpfungsschaltung zur Aufschaltung beider Regelabweichungssignale mit Übertragungsfunktionen, die zur Erzielung optimalen Führungsverhaltens ausgelegt sind, sowohl auf das Höhenruderstellglied als auch auf das Triebwerkstellglied. Die Schaltung kann dabei so aufgebaut sein, daß die Verknüpfungsschaltung außer von den Regelabweichungssignalen von Wendekreisel- und/oder Beschleunigungsgebersignalen als Eingangssignalen beaufschlagt ist und Filter zur Erzeugung eines Satzes von Signalen aus den Eingangssignalen enthält, wobei jedes dieser Signale einer Zustandsvariablen des Systems analog ist und daß die Verknüpfungsschaltung weiterhin eine Matrixschaltung enthält zur Linearkombination aller Signale des Satzes sowohl an einem auf das Höhenruderstellglied geschalteten Höhenruderausgang als auch an einem auf das Triebwerkstellglied geschalteten Triebwerksausgang.

Es wird bei Anwendung der Erfindung der Schub einmal in Abhängigkeit von dem kommandierten Bahnwinkel gesteuert, wobei vorzugsweise von der für den stationären Flugzustand gültigen Beziehung

s = a

(1)

Gebrauch gemacht werden kann, wobei gilt:

5 = Schub,

C = Flugzeuggewicht,

γ = Bahnwinkel,

Ch = Widerstandsbeiwert,

C\ = Auftriebsbeiwert.

Zu jedem Bahnwinkel γ und aerodynamischen Strörriiingszustandi —— jgehört ein entsprechender

Schub. Sind nun γ und J —^- j als kommandierte Sollwerte V^i/

bekannt, so läßt sich aus diesen Werten der erforderliche Schub S»,,//ermitteln.

•S\„» = (i

(2)

Die Regelung in dem geschlossenen Regelkreis hat dann nur noch die Störungen herauszuregeln, so daß die Aufschaltfaktoren für die Zustandsvariablen bei gleicher Genauigkeit der Bahnführung kleiner gewählt werden können und somit bessere Stabilität und Schubruhe möglich sind.

Zur Verbesserung der Steuerung kann bei höheren Anforderungen (sehr langsame oder schnelle Flugzeuge) vorgesehen sein, daß zusätzliche Steuekommandos direkt sowohl auf das Höhenruderstellglied als auch auf das Triebwerkstellglied aufschaltbar sind und daß jedes Steuersignal eine zeitunabhängige Kombination von Signalen ist, die aus Höhenführungsgröße und Führungsgröße des aerodynamischen Strömungszustandes entsprechend der inversen Übertragungsmatrix des Flugzeuges abgeleitet sind.

Weiterhin kann der Flugbahngeber von einem Signal von einem Leitstrahlsender nach Maßgabe des Schrägabstandes (z. B. Abstand vom Aufsetzpunkt) beaufschlagt und als Rechner einmal zur Bildung der Höhenführungsgröße und zum anderen des besagten Steuersignals als Funktion dieses Schrägabstandssignals eingerichtet sein.

Dabei ist es weiterhin vorteilhaft, daß die Führungsgröße für den aerodynamischen Strömungszustand bei Annäherung an den Leitstrahlsender bis zu einer vorgegebenen Schrägentfernung oder Flughöhe einen konstanten Auftriebsbeiwert und im Abfangbereich unterhalb dieser vorgegebenen Schrägentfernung oder Flughöhe einen Anstieg auf einen erhöhten Auftriebsbeiwert kommandiert.

Es kann so in der Abfangphase mit großem Anstellwinkel geflogen werden, so daß das Flugzeug mit geringer Landegeschwindigkeit aufsetzen kann, ohne daß andererseits während des übrigen Landeanfluges die mit dem erhöhten Anstellwinkel verbundene Verschlechterung der Sicherheit und des Regelverhaltens in Kauf genommen werden muß.

Die Erfindung ist nachstehend an einem Ausführungsbeispiel unter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher erläutert:

F i g. 1 zeigt ein Blockschaltbild einer Vorrichtung, bei der die Erfindung verwendet wird; ι

Fig. 2 ist ein Diagramm und zeigt den Zusammenhang zwischen Bahnwinkel und Schub im stationären Zustand;

Fig. 3 ist ein Diagramm und zeigt übereinander in Abhängigkeit von der Schrägentfernung R den Bahn- in verlauf, den zugehörigen Bahnwinkelverlauf und den Schubverlauf;

F i g. 4 zeigt eine Ausführungsform des Flugbahngebers mit einem Funktionsgeber zur Erzeugung eines bahnwinkelabhängigen Steuersignals für das Triebwerk ι > als Funktion der Schrägentfernung;

Fig. 5 zeigt den Aufbau eines Funktionsgebers bei der Ausführung von F i g. 4;

Fig. 6 ist ein Blockdiagramm des Regelsystems in seiner allgemeinsten Form bestehend aus Regelung und :n Steuerung;

Fig. 7 zeigt die Abhängigkeit des den aerodynamischen Strömungszustand charakterisierenden Verhältnisses cwIca von c.i;

F i g. 8 zeigt den Verlauf des kommandierten Anstell- r> winkeis oder Auftriebsbeiwertes in Abhängigkeit von der Schrägentfernung;

Fig. 9 ist ein Blockdiagramm einer Steuerung und zeigt die Aufschaltung der Bahnwinkel- und Auftriebsbeiwertsignale auf Triebwerk und Höhenruder: m

Fig. 10 zeigt eine technische Realisierung des Blockdiagramms von F i g. 9;

Fig. 11 zeigt eine Ausführung eines Sollwertgebers für den Auftriebsbeiwert;

Fig. 12 zeigt den mit der Anordnung von Fig. 11 r> erhaltenen Verlauf von Ca s„ii:

Fig. 13 zeigt eine andere Ausführung eines Sollwertgebers für den Auftriebsbeiwert und

Fig. 14 zeigt den mit der Anordnung von Fig. 13 erhaltenen Verlauf von c.i *..* -»o

In F i g. I wird von einem Flugbahngeber IO eine Höhenführungsgröße h_wu in Abhängigkeit vom Schrägabstand von einem Leitstrahlsender geliefert. Die Höhenführungsgröße Λ,,,« wird an einem Vergleicher 12 mit einem Höhenistwert h verglichen, der über eine -ti Logikschaltung 14 je nach Betriebsart und Höhenbereich entweder als barometrische Höhe h_h von einem barometrischen Höhenmesser 16, als vom Leitstrahl abgeleiteter Höhenmeßwert hi von einem Leitstrahlempfänger 18 oder als Radarhöhe h_r von einem m Radarhöhenmesser 20 geliefert wird. Der Vergleicher 12 bildet das Regelabweichungssignal Ah für die Höhe. Das Regelabweichungssignal h für die Höhe wird von einer Filteranordnung 22 differenziert, proportional und integriert auf drei Ausgänge 24,26,28 geschaltet j >

Von einem Sollwertgeber 30 wird eine Führungsgröße für den aerodynamischen Strömungszustand, und zwar bei dem vorliegenden Ausführungsbeispiel als Führungsgröße ««,// für den Anstellwinkel oc geliefert. Der Anstellwinkel « wird von einem Anstellwinkelmes- t,o ser 32 gemessen und in einem Vergleicher 34 zur Bildung des Regelabweichungssignals Δ mit der Führungsgröße α«,;/verglichen. Das Regelabweichungssignal Δα wird auf eine Filteranordnung 36 geschaltet, die zwei Ausgangssignale proportional zu Δα. und ti J Δα. di an Ausgängen 38 bzw. 40 liefert.

Weitere Sensoren sind ein Wendekreisel 42, der die Nickwinkelgeschwindigkeit ω, liefert und Beschleunigungsmesser 44 zur Erzeugung von Signalen nach Maßgabe der Vertikalbeschleunigung ζ und der Längsbeschleunigung x.

Das Signal ω, von dem Wendekreisel 42 wird auf eine Filteranordnung 46 geschaltet, die das Signal von drei Ausgängen 48, 50, 52 differenziert als Winkelbeschleunigung, proportional Und pseudointegriert als Lagewinkel überträgt. An einem vierten Ausgang 53 der Filteranordnung erscheint ein Signal, das der zweifach differenzierten Nickwinkelgeschwindigkeit ώ, proportional ist. Die Nickwinkelbeschleunigung ώ, ist näherungsweise proportional dem tatsächlichen Höhenruderausschlag, und die Höhenruderlaufgeschwindigkeit ή ist proportional ω,. Dieses oiy-Signal am Ausgang 53 bewirkt somit eine Geschwindigkeitsrückführung für die Höhenruderbewegung. Es ist dabei zu beachten, daß zwar die Bewegung des Höhenruderstellmotors mit üblichen Mitteln bequem meßbar ist, daß aber die daraus resultierende tatsächliche Höhenruderbewegung damit keineswegs übereinstimmt und direkt praktisch nicht gemessen werden kann. Die Signale χ und 2'von den Beschleunigungsmessern werden auf Filteranordnungen 54 bzw. 56 gegeben. Das Signal V wird von der Filteranordnung einmal pseudointegriert zur Bildung eines Längsgeschwindigkeitssignals und einmal im wesentlichen proportional aus Ausgängen 58 bzw. 60 übertragen. Das Vertikalbeschleunigungssignal ζ wird über das Filterglied 56 pseudointegriert und bei 62 mit dem durch Differentiation des Höhenabweichungssignal am Ausgang 24 erhaltenen Vertikalgeschwindigkeilssignal kombiniert. Auf diese Weise wird an einem Ausgang 64 über einen weiten Frequenzbereich hinweg ein brauchbares Vertikalgeschwindigkeitssignal gewonnen (komplementäre Filterung).

Mit 66 ist eine Matrixschaltung bezeichnet, mittels derer die an den verschiedenen Ausgängen der Filteranordnungen gewonnenen Signale mit Faktoren, die so gewählt sind, daß ein bestmöglicher Kompromiß aus

Bahnführungsgenauigkeit,

Einhaltung des aerodynamischen Strömungszustandes,

Passagierkomfort und
Schubruhe

erreicht wird, auf die Stellglieder für Höhenruder 68 und Triebwerk 70 aufgeschaltet werden. Bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel werden die Ausgänge 38, 40 der Filteranordnung 36, die Ausgänge 58, 60 der Filteranordnung 54 und 64, 26 und 28 der Filteranordnung 22 sowohl auf das Höhenruder 68 als auch auf das Triebwerk 70 aufgeschaltet.

Die Ausgänge der Filteranordnung 46 sind hier nur auf das Höhenruder geschaltet.

Der Flugbahngeber 10 liefert eine Höhenführungsgröße hsoii in Abhängigkeit von der Schrägentfernung R des Flugzeuges von einem Leitstrahlsender. Diese Schrägentfernung R wird von einem Leitstrahlempfänger in bekannter Weise geliefert, und der Flugbahnrechner enthält Funktionsgeber, welche aus diesem Signal die Höhenführungsgröße A₅₀//als Funktion von R liefern. Die von dem Flugbahngeber vorgegebene Flugbahn hsoii(R) '.λππ, wie in Fig.3 oben dargestellt, aus Geraden- und Parabelstücken zusammengesetzt sein. Bei einer solchen Flugbahn ist der Verlauf des kommandierten Bahnwinkels γ_Μη als Funktion der Schrägentfernung R, wie im mittleren Teil von F i g. 3 dargestellt aus Geradenstücken zusammengesetzt

Im stationären Zustand hängt der für einen Bahnwinkel γ erforderliche Schub 5¹ nach der oben angegebenen Beziehung und gemäß Fig. 2 linear vom Bahnwinkel γ ab. Unter diesen Bedingungen müßte also der Schub S nach der im unteren Teil von Fig. 3 dargestellten Funktion in Abhängigkeit von der Schrägentfemung R verändert werden, um die im oberen Teil von F i g. 3 dargestellte Bahn zu fliegen.

Bei der in F i g. 1 dargestellten Anordnung gibt der Flugbahngeber 10 außer dem Höhenführungssignal h_suii ein Schubsteuersignal S{y_soi) z.B. nach der in Fig. 3 dargestellten Funktion von R ab, welches unmittelbar auf das Triebwerkstellglied geschaltet ist und dem Regelsignal von der Mat.rixschaltung 66 im Punkt 72 überlagert wird.

In ähnlicher Weise gibt der Sollwertgeber 30 z. B. in Abhängigkeit von der Schrägentfemung R einen Anstellwinkel a_5O//bzw. einen kommandierten Auftriebsbeiwert casoii vor, der in größerem Abstand vom Leitstrahlsender einen konstanten, für das Führungsverhalten des Flugzeuges günstigen konstanten Wert besitzt. In der Abfangphase (F i g. 3) wird ein erhöhter Auftriebsbeiwert kommandiert, was eine Landung mit verminderter Landegeschwindigkeit ermöglicht. Natürlich muß der erhöhte Anstellwinkel noch sicher unter dem Abreißwinkel liegen. Auch diese Änderung der Führungsgröße kann im Sinne einer Steuerung unmittelbar auf Höhenruder und Triebwerk aufgeschaltet werden.

Der Flugbahngeber 10 ist in Fig.4 als Blockdiagramm dargestellt.

Ein Leitstrahlempfänger 74 bekannter Bauart empfängt über eine Antenne 76 Signale von einem Leitstrahlsender, nämlich einmal ein erstes Signal nach Maßgabe des Elevationswinkels γι, unter dem das Flugzeug vom Leitstrahlsender gesehen wird, ein zweites Signal R_a entsprechend der mit einer DME gemessenen Schrägentfemung von einem Leitstrahlsender und ein drittes Signal Rl entsprechend der Landebahnlänge, d.h. dem Abstand des besagten am Ende der Landebahn angeordneten Leitstrahlsenders vom Aufsetzpunkt. Die Signale R_a und Rl werden zur Bildung eines mit guter Näherung der Schrägentfemung des Flugzeuges vom Aufsetzpunkt entsprechenden Signals R subtrahiert.

Ein Multiplizierer 78 bildet das Produkt der Signale y*. und R, welches der Isthöhe Λ über Grund entspricht: Jh=YlR Diese Anordnung entspricht der Einheit 18 in F i g. 1. Der so gewonnene Wert Λ/ liegt zusammen mit Signalen A^ und Λ_Γνοη dem barometrischen Höhenmesser 16 bzw. dem Radarhöhenmesser 20 an einer Logik 14 an, welche je nach Meßbereich eines der Signale als Isthöhensignal h ausgibt.

Der Fiugbahngeber 10 enthält einen Funktionsgeber 80, der eine Sollhöhe Λ«,//als Funktion der Schrägentfernung liefert Dieser Funktionsgeber kann einen Funktionsgeber enthalten, der den Soll-Elevationswinkel γL so« als Funktion der Schrägentfemung R liefert, und dieser Soll-Elevationswinkel }>/.«,//kann mittels eines Multiplizierers mit der Schrägentfemung R multipliziert werden, um ein Signal proportional Λ»;/zu erzeugen. Ein Funktionsgeber für den Soll-Elevationswinkel läßt sich besonders einfach aufbauen, da bei einer aus Parabelstücken zusammengesetzten kommandierten Flugbahn die Funktion yLsoU=f(R) aus Geradenstücken zusammengesetzt ist Der Ausgang /?«,// des Funktionsgebers 80 wird über eine Ajo/rLogik 82 auf eine Vergleicherstelle 84 gegeben und mit der Isthöhe h verglichen, und es wird das Regelabweichungssignal Ah auf das Beobachtungsfiiter 22 (F i g. 1) gegeben.

Das Schrägentfernungssignal R wird außerdem auf einen zweiten Funktionsgeber 86 gegeben. Dieser zweite Funktionsgeber 86 liefert den kommandierten Bahnwinkel y_s„u als Funktion der Schrägentfemung R. Da

)\ull

ist, ist bei einer aus Parabelstücken zusammengesetzten kommandierten Flugbahn die Funktion ywii=g(R) ebenfalls aus Geradenstücken zusammengesetzt, wie in

ij F i g. 3 dargestellt ist und das gleiche gilt für das davon nach F i g. 2 linear abhängige Schubsteuersignal.

F i g. 5 zeigt einen z. B. zur Darstellung der Funktion in der zweiten Zeile von F i g. 3 geeigneten Funktionsgeber.

Das Schrägentfernungssignal R von dem Leitstrahlempfänger 74 wird über einen (nicht dargestellten) Vorverstärker verstärkt an ein Einstellpotentiometer 88 angelegt. Der Ausgang des Einstellpotentiometers 88 liegt über einen invertierenden Summierverstärker 90

2) am Eingang eines Summierverstärkers 94. Am Eingang des Verstärkers 90 liegt weiter der Ausgang eines Potentiometers 92, das an einer konstanten Spannung liegt. Am Eingang dieses Summierverstärkers 94 liegt über einen als Schalter wirkenden Feldeffekttransiscor

jo 96 einmal die Signalspannung vom Potentiometer 88 und zum anderen eine an einem Potentiometer 98 abgegriffene feste Spannung. Der Ausgang des Summierverstärkers 94 liegt über einen als Schalter wirkenden Feldeffekttransistor 100 und einem Sums'; mierverstärker 102 an einem Ausgang 104 des Funktionsgebers.

Das Signal R vom Vorverstärker liegt über ein Potentiometer 106 an einem invertierenden Verstärker 108. Der Ausgang des Verstärkers 108 liegt über einen Feldeffekttransistor 112 an dem Summierverstärker 102. An einem Potentiometer 114 kann eine feste Spannung eingestellt werden. Das Potentiometer 114 kann über einen Schalter 116 wahlweise an eine positive oder eine negative Gleichspannung angelegt werden.

Die an dem Potentiometer abgegriffene feste Spannung liegt über den Feldeffekttransistor 112 ebenfalls am Eingang des Summierverstärkers 102. An einem Potentiometer 118 wird eine Spannung entsprechend der Schrägentfemung A(F i g. 3) eingestellt, bei welcher

der Übergang von dem Geradenstück 119 zu dem Geradenstück 121 erfolgen soll. An einem weiteren Potentiometer 120 wird eine Spannung entsprechend der Schrägentfemung R\ eingestellt, bei welcher der Übergang von dem mit wachsendem R abfallenden Geradenstück 123 zu dem horizontalen Geradenstück 119 erfolgt Das Potentiometer 118 liegt an einem Eingang eines !Comparators 122, an dessen anderem Eingang das Schrägentfernungssignal R liegt und von welchem über eine Diode 124 der Feldeffekttransistor 96 gesteuert ist, und zwar derart, daß der Feldeffekttransistor 96 für R< Ro sperrt, und für R>Ro leitet Das Potentiometer 120 liegt am Eingang eines zweiten !Comparators 125, dessen anderer Eingang ebenfalls mit dem Schrägentfernungssignal R beaufschlagt ist Der Komparator 125 steuert über eine Diode 126 den Feldeffekttransistor 100 und über eine Diode 128 den Feldeffekttransistor 112, und zwaj derart, daß für Schrägentfernungen R< R\ (F i g. 3) der Feldeffekttran-

sistor 100 leitet und der Feldeffekttransistor 112 sperrt und für Schrägentfernungen R> R\ der Feldeffekttransistor 100 sperrt und Feldeffekttransistor 112 leitend wird.

Die Verstärker und Komparatoren sind mit geeignet beschalteten Operationsverstärkern aufgebaut. Die Summierverstärker sind dabei so beschaltet, daß sich der Verstärkungsgrad eins ergibt. Der Aufbau und die Beschattung der einzelnen Verstärkung und der Komparatoren ist übliche Technik und daher hier nicht im einzelnen beschrieben.

Die Wirkungsweise des beschriebenen Funktionsgenerators ist folgende:

Die Verstärker 90 und 94 mit dem Potentiometer 88 bestimmen das Geradenstück 119 (Fig.3). Das Potentiometer 98 bestimmt das horizontale Geradenstück 121 und der Verstärker 108 mit den Potentiometern 106 und 114 bestimmen das sich daran anschließende Geradenstück 123. Die Umschaltung von einem Geradenstück zum nächsten in Abhängigkeit von der Schrägentfernung wird durch die Komparatoren 122, 125 über die Feldeffekttransistoren 96,100 und 112 bewirkt.

Im einzelnen arbeitet die Schaltung in folgender Weise:

Für R<R₀ ist Feldeffekttransistor % gesperrt, Feldeffekttransistor 100 leitend und Feldeffekttransistor 112 gesperrt. Das Schrägentfernungssignal R wird über das Potentiometer 88 und die Verstärker 90 und 94 proportional übertragen mit einem an dem Potentiometer 88 einstellbaren Proportionalitätsfaktor, der die Steigung des Geradenstücks 119 in Fig.3 bestimmt. Durch das Potentiometer 92 wird diesem proportional übertragenen Schrägabstandssignal R eine konstante Spannung überlagert, die den Wert γο (F i g. 3) bestimmt. Diese von den Verstärkern 90 und 94 übertragene Summe gelangt über den leitenden Feldeffekttransistor 100 und Verstärker 102 zum Ausgang 104. Die Ausgangsspannung steigt gemäß Gerade 119 an.

Bei R= R₀ wird Feldeffekttransistor % leitend. Damit wird das am Potentiometer 88 abgegriffene Schrägentfernungssignal unter Umgehung des invertierenden Summierverstärkers 90 unmittelbar auf den Eingang des Summierverstärkers 94 gegeben. Damit heben sich die an dem Verstärker 94 anliegenden entfernungsabhängigen Signalanteile heraus, so daß die Steigung der Funktion null wird. Die Höhe des am Ausgang erhaltenen Signals kann in diesem Bereich mittels des Potentiometers 88 eingestellt werden, wobei diese Einstellung natürlich so gewählt werden muß, daß die Geradenstücke sich bei Rc wenn der Komparator 122 schaltet, stetig aneinanderschließen.

Bei der Schrägentfernung R= R\, die am Potentiometer 120 eingestellt wird, schaltet der Komparator 125 und sperrt den Feldeffekttransistor 100. Damit wird der gesamte Kanal mit den Verstärkern 90,94 vom Ausgang abgetrennt. Dafür wird über den leitend werdenden Feldeffekttransistor 112 der Verstärker 108 angeschaltet, an dem ebenfalls das Schrägentfernungssignal anliegt Es entsteht wieder ein dem Schrägentfernungssignal R proportionaler Signalanteil am Ausgang 104. Diesem Signalanteil wird eine feste aber einstellbare Spannung vom Potentiometer 114 überlagert Diese Spannung muß natürlich so eingestellt werden, daß das Ausgangssignal stetig ist, die Geradenstücke sich also bei J?i aneinander anschließen.

In ähnlicher Weise kann ein Funktionsgeber für den Elevationswinkel yi_ in dem Funktionsgeber 80 aufgebaut sein.

Der Flugbahngeber 10 kann auch — oder wahlweise — in anderer Weise aufgebaut sein, wie in Fig.4 ebenfalls dargestellt ist.

Durch einen vom Piloten betätigbaren Sinkgeschwin-) digkeitsgeber 130, z. B. in Form eines Potentiometers, wird eine gewünschte Sinkgeschwindigkeit Η_Μιι vorgegeben. Das /!«,//-Signal wird mittels eines Integrators 132 integriert und liegt an der /(„,//-Logik 82 an, über die wahlweise dieses h_soii-S\gna\ oder der Ausgang des

in Funktionsgebers 86 auf die Vergleicherstelle 84 geschaltet werden kann. Durch die Logik wird erreicht, daß nur eine der beiden Betriebsarten (raumfeste Bahnkurve oder Sinkgeschwindigkeitsvorgabe) eingeschaltet ist.

i^r> Die vom Sinkgeschwindigkeitsgeber 130 vorgegebene Sinkgeschwindigkeit /ι«,//wird eirierr. Quotientenbildner 134 zugeführt, der außerdem von einem Fartmesser oder Air Data Computer 136 mit der Fluggeschwindigkeit u beaufschlagt ist. Der Quotientenbildner 134 bildet den kommandierten Flugbahn winkel y_sun aus

(4)

Näherungsweise kann der Quotientenbildner 134 durch einen Verstärker mit festem Verstärkungsgrad ersetzt werden. Dieser Verstärkungsgrad entspricht dem Reziprokwert der mittleren Fluggeschwindigkeit.

Über eine Logik 138 wird dieses Signal oder das Ausgangssignal des Funktionsgebers 86 auf ein Potentiometer 140 geschaltet. Das Potentiometer 140 ist nach Maßgabe des Fluggewichtes G gemäß der oben angegebenen Beziehung (2) verstellbar, und der Ausgang des Potentiometers 188 ist als Steuersignal auf das Triebwerk 70 aufgeschaltet und im Punkt 72 dem Schubregelsignal von der Matrixschaltung 66 (Fig. 1) überlagert.

F i g. 6 zeigt das Regel- und Steuersystem in seiner allgemeinsten Form.

4(i Von den Führungsgrößengebern, die hier durch einen Block 142 dargestellt sind, werden Führungsgrößen abgegeben, die man durch einen Führungsvektor

darstellen kann.
Das Flugzeug kann durch eine Matrix C (Flugzeug-Übertragungsmatrix) dargestellt werden, die angibt, wie sich die Bewegungsgrößen (h(t) und c_A(t)) in Abhängigkeit von Stellgrößen (Höhenruderausschlag η, Schub S) ändern. Faßt man Höhenruderausschlag η und Schub S zu einem Steuervektor u(t) und die Bewegungsgrößen h(t) und c_A(t) zu einem Bewegungsgrößenvektor y(t) zusammen, so wird

y = G ■ u .

Man kann G aus den Flugzeugeigenschaften bestimmen. Zu der Flugzeugübertragungsmatrix G gibt es eine inverse Matrix G-'. Mit Hilfe dieser inversen Flugzeugübertragungsmatrix G-' ist es möglich, den Steuervektor Usouzu bestimmen, der zur Erzielung eines gewünschten, dem Fflhrungsvektor y_Mg entsprechenden Bewegungsgrößenvektors erforderlich ist:

"«,a = G

Gemäß F i g. 6 wird der FOhrungsvektor ysouOber eine Matrixschaltung 144, die der inversen Flugzeugübertragungsmatrix C^-1 entspricht, aufgeschaltet, so daß sich der Steuervektor U₅₀^t) ergibt.

Das Flugzeug, das durch den gestrichelten Block 146 dargestellt ist, ist außerdem Störungen ausgesetzt, die durch einen Block 148 symbolisiert sind und durch einen Störungsvektor ζ dargestellt werden können. Auf die Störungen z_ reagiert das Flugzeug 146 mit einer Änderung j« des Bewegungsgrößenvektors, die mit dem Störungsvektor ζ über eine in F i g. 6 durch Block 150 symbolisierte Störungsübertragungsmatrix Gs₁ verknüpft ist

Regelabweichungssignale die Stabilität der Regelung nicht gefährdet und bei hoher Bahnführungsgenauigkeit die Schubruhe grcß ist

Der Flugzustand ändert sich relativ langsam und damit erfährt auch die Steuerung nur eine relativ langsame Änderung. Infolgedessen kann man auch die inverse Flugzeugübertragungsmatrix bei der Auslegung der Steueranordnung auf den stationären Zustand zurückführen und alle Glieder höherer Ordnung wie

ίο Winkelgeschwindigkeit und Beschleunigung vernachlässigen. Unter diesen Bedingungen ergibt sich aus den Bewegungsgleichungen des Flugzeuges:

Kräfte parallel zur Flugbahn: <⁸> '"· O = S- W + G

(9)

Das Flugzeug 146 zeigt einen Flugzeugbewegungs- größenvektor^t), der sich zusammensetzt aus dem aus dem Steuervektor u(t) resultierenden Bewegungsgrößenvektor y^t) und der durch die Störung z(t) hervorgerufenen Änderung y_s{t), die in dem Blockdiagramm von F i g. 6 bei 152 überlagert werden.

Der Führungsvektor y_soy wird bei 154 mit dem Bewegungsgrößenvektor y(t) verglichen. Die Abweichungen, die durch einen Vektor A dargestellt sind, werden von einem Beobachter 156, der eine Übertragungsmatrix ß-' hat, in einen Zustandsvektor χ umgesetzt, welcher etwa die Signale an den Ausgängen 38, 40, 48, 50, 52, 58, 60, 64, 26, 28 von Fig. 1 zusammenfaßt. Dieser Zustandsvektor ijwird über den Regler 158 (entsprechend etwa Teil 66 von Fig. 1) mit einer Übertragungsmatrix C in einen Steuervektor ur des geschlossenen Regelkreises umgesetzt. Die Steuervektoren ο_1ο;/ und ü£ werden zu dem resultierenden Steuervektor^y überlagert.

Durch die Steuerung allein wird der Flugzeugbewegungsgrößenvektor^udem Führungsvektor y_su;/nachgeführt, so daß der geschlossene Regelkreis nur die Störungen ζherauszuregeln braucht. Es läßt sich zeigen, daß dadurch die Übertragungsmatrix Cdes Reglers 158 regeltechnisch wesentlich günstiger gewählt werden kann, so daß z. B. auch die integrale Aufschaltung der

Kräfte senkrecht	zur Flugbahn:	(10)
O= G-A
Nickmomente:		(11)
O- M„a '+	M„n + My-S.
wobei gilt:
A S W G CK V	= Auftrieb = Schub = Luftwiderstand = Gewicht = Anstellwinkel = Höhenruderausschlag

Mol, Μη, M, = flugzeugabhängige Konstanten.

Die Auflösung dieser Gleichungen nach Schub und Höhenruderausschlag liefert

S = G

Ch- = Widerstandsbeiwert und
C.\ = Auftriebsbeiwert

entsprechend Gleichung (1) und

C„„ G

C₁,,,

Cm,,

(12)

Dabei sind bekanntermaßen (Luftfahrtnorm LN 9300)

Cm₁₁ — Schubmomentenbeiwert

CM,, = Höhenrudermomentenbeiwert

Cm_x — Anstellwinkelmomentenbeiwert

und Ca\ ist die Änderung des Auftriebsbeiwertes Ca mit

dem Anstellwinkel öl.
/"

Der Ausdruck——ist bei fester Tragflächengestalt und

C ι
nicht zu großen Mach-Zahlen nur vom Auftriebsbeiwert C.\ der Anstellwinkel λ abhängig nach der in F i g. 7 dargestellten Funktion

in oder Anstellwinkels oc ist. Umgekehrt folgt daraus, daß eine kommandierte Flugbahn

/»„,„ = /ί (Λ)

V) und ein kommandierter aerodynamischer Strömungszustand

wobei Λ die P'lügelstreckung und Cn,,cinc Konstante ist.

Aus Gleichung (1) und Gleichung (12) folgt, daß der

erforderliche Schub und Höhenruderausschlag nur eine Funktion des Flugbahnwinkels }■ und des O-Wertes

μ) mittels einer entsprechenden Verstellung des Höhenruders und des Schubs S aufrechterhalten werden kann. Der Steuervektor Umi(t) besteht daher aus wenigstens zwei Elementen

(14)

Für eine kommandierte Flugbahn ist der Flugbahnwinkel nach Gleichung (3) ebenfalls gegeben. Daher hat die Steuerung mit offenem Kreis die Form:

iisoll —

oder nach Gleichung (1; und (12) und Gleichung (3):

"soll

(15)

dR

(G)

CjIf1,	Win	f	KlI
C Mn C-Kr	CkIn		CA Mill
Gf

(16)

wobei

r- Cw₀ J_

■' <"2 7 "

^ A soll ΚΛ

Es ist, wie schon am Anfang erwähnt wurde, vorteilhaft, im Abfangbereich einen erhöhten Auftriebsbeiwert zu kommandieren. F i g. 8 zeigt eine vorteilhafte Art der Abhängigkeit des kommandierten Auftriebsbeiwertes Cyi sou vom Schrägabstand R. Der so ebenfalls variable kommandierte Auftriebsbeiwert c_A soil und der kommandierte-Flugbahnwinkel ot_Soii werden in der in F i g. 9 dargestellten Weise als Steuersignale S_son und ijsow auf den Schub- und den Höhenruderstellmotor aufgeschaltet.

Fig. 10 zeigt eine technische Realisierung der Aufschaltung von F i g. 9.

In Fig. 10 ist der Ausgang j>_so//eines Flugbahngebers 10 (F i g. 1 und 4) über einen Summierwiderstand 160 auf einen Eingang eines Summierverstärkers 162 geschaltet. Mit 164 ist ein Landeklappen-Sollwertgeber bezeichnet, der einen Landeklappen-Sollwert ηκίοΐι liefert. Der Sollwertgeber 30 für den Auftriebsbeiwert Hefen ein Signal c_Asoii. Das η*.«,//-Signal von dem Landeklappen-Sollwertgeber ist über einen invertierenden Verstärker 166 mit einem Faktor multipliziert als — civo-Signal auf den Zählereingang eines Quotientenbildners 168 geschaltet. Am Nennereingang des Quotientenbildners 168 liegt das c_A «,//-Signal von dem Sollwertgeber 30. Der Ausgang des Quotientenbildners 168 ist dann analog

_ C₁,,,

modifiziert, so daß ein Steuersignal

vom Schleifer des Potentiometers 140 über einen Widerstand 176 am Eingang eines Verstärkers 178 liegt, der den Triebwerkstellmotor steuert. Der Eingang des Verstärkers 178 bildet den Summierpunkt 72 von Fig. 1. Auf diesen Punkt sind über entsprechend bemessene

jo Widerstände 180, 182, 184, 186, 1«8, 190 und 192 die Filterausgänge 28,26,64,60,58,40 und 48 geschaltet.

Der Ausgang des invertierenden Verstärkers 172 liegt über einen Widerstand 194 am Eingang eines Summierverstärkers 196. An dem Eingang 198 des Summierver-

j> stärkers 1% liegt weiterhin der Schleifer 204 des Potentiometers 140 über einen Widerstand 200. Die Widerstände 194 und 200 sind so bemessen, daß die Signale

(·■ - mj

vom Punkt 204 und C_Ason vom Verstärker 172 mit Faktoren proportional zu

C,

bzw.

Cw«

und liegt über einen Summierwiderstand 170 ebenfalls am Eingang des Summierverstärkers 162. Das c_{A So}//-Signal des Sollwertgebers 30 ist weiterhin über einen invertierenden Verstärker 172 als - c_A .„,//-Signal und über einen geeignet bemessenen Summierwiderstand 174 ebenfalls auf den Eingang des Summierverstärkers 162 geschaltet. Am Ausgang des Summierverstärkers 162 erscheint daher ein Signal proportional zu

C,<„„

τΑ J

π Λ

Y »,ii

oder, wegen Gleichung (13):
C₁₁

Dieses Signal wird mittels des Potentiometers 140 (vgl. Fig.4) nach Maßgabe des Flugzeuggewichtes C multipliziert überlagert werden. Der Ausgang des Summierverstärkers 196 steuert den Höhenruder-Stellmotor.

Am Punkt 198 (vgl. auch F i g. 1 und 9) liegen weiter über Widerstände 206,208, 210,212, 214,216,218, 220, 222 und 226 die Filterausgänge 38, 40, 48,50,52,53, 58, 60, 64, 26 und 28 an. Die Widerstände 180 bis 192 und 206 bis 226 bilden die Matrixschaltung 66 von F i g. 1.

Der Sollwertgeber 30 (Fig. 1 und 10) für den Auftriebsbeiwert c_A kann in verschiedener Weise aufgebaut sein.

Eine Möglichkeit ist in Fi g. 11 dargestellt:

Der in der Abfangphase wirksame Radarhöhenmesser 20 (F i g. 1 und 4) liefert ein Signal h_R an einem Komparator 228, durch den ein Schalter 230 umschaltbar ist. In der Praxis ist der Schalter 230 natürlich ähnlich F i g. 5 elektronisch aufgebaut. Der Komparator 228 vergleicht das Signal vom Radarhöhenmesser 20 mit einem Referenzsignal, das an einem Potentiometer 232 abgegriffen wird und durch das eine einstellbare

Schalthöhe vorgegeben werden kann. Bei der Schalthöhe durch den Schalter 230 erfolgt eine Umschaltung von einem Geber 234 in Form eines Potentiometers, der ein erstes Signalniveau U\ abgibt, auf einen zweiten Geber 236 in Form eines Potentiometers, der ein zweites Signalniveau Ui abgibt Der Ausgang des Schalters 230 wird zur Glättung des Signalverlaufs über ein Zeitglied 238 geleitet, so daß bei der Umschaltung der in Fi g. 12 gezeigte Zeitverlauf des Ca sott Ausgangssignals entsteht. Das Potentiometer 234 ist vom Piloten einstellbar. Es entspricht U\ dem c^-Wert im Anflug und Ui dem Ca-Wert beim Aufsetzen.

Eine andere Möglichkeit zeigt Fig. 13. Der Leitstrahlempfänger 74 (F i g. 4) liefert ein Schrägabstandssignal R. Dieses wird einem Funktionsgeber 242 zur Bildung des ^«,//-Signals zugeführt Der Funktionsgeber 242 kann nach Fig.5 ausgebildet und zur Erzeugung der in Fig. 14 dargestellten, aus Geraden-

stücken zusammengesetzten Funktion eingestellt sein.

Die Vorteile der einer Regelung überlagerten Steuerung sind:

1. höhere Bahnführungsgenauigkeit,

2. präzisere Einhaltung des aerodynamischen Strömungszustandes, was kürzere Landebahnlängen und größere Hindernisfreiheit bei gleichem Sicherheitsabstand ermöglicht

3. verbesserte Schubruhe,

4. schnelleres regeltechnisches Einschwingverhalten und

5. bessere Dämpfung.

Die erfindungsgemäße Steuerung ist auch verwendbar in Verbindung mit konventionellen getrennten Autopiloten und Schubreglern und ggf. auch bei Handregelung durch den Piloten.

Hierzu 10 Blatt Zeichnungen

Claims (13)

Patentansprüche:

1. Vorrichtung zur automatischen Flugbahnführung von Flugzeugen längs einer Flugbahn über Höhenruder und Triebwerk, mit einem Höhenruderstellglied und einem schubsteuernden Triebwerkstellglied, einem Höhenfühler und einem Fühler für den aerodynamischen Strömungszustand, einem Flugbahngeber zur Erzeugung einer Höhenführungsgröße, einem Sollwertgeber zur Erzeugung einer Führungsgröße für den aerodynamischen Strömungszustand, einem ersten Vergleicher zur Erzeugung eines ersten Regelabweichungssignals nach Maßgabe der Abweichung der von dem H Höhenfühler gemessenen Isthöhe von der Höhenführungsgröße und einem zweiten Vergleicher zur Erzeugung eines zweiten Regelabweichungssignals nach Maßgabe der Abweichung des von dem Fühler gemessenen aerodynamischen Strömungszustandes von der durch den Sollwertgeber gelieferten Führungsgröße, bei welcher das Höhenruderstellglied in Abhängigkeit von wenigstens dem ersten Regelabweichungssignal und das Triebwerkstellglied in Abhängigkeit von wenigstens dem zweiten 2^r> Regelabweichungssignal steuerbar ist, dadurch gekennzeichnet, daß das Triebwerkstellglied außerdem von einem aus dem Flugbahngeber (10) abgeleiteten, von dem kommandierten Flugbahnwinkel (ysoil) abhängigen Steuersignal zur Erzeugung in eines diesem Flugbahnwinkel (γ_5Οιϊ) flugmechanisch zugeordneten Schubs (S₅₀Ii) beaufschlagt ist.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch eine Verknüpfungsschaltung zur Aufschaltung beider Regelabweichungssignale (Aol, Ah) mit Über- i^r> tragungsfunktionen, die zur Erzielung optimalen Führungsverhaltens ausgelegt sind, sowohl auf das Höhenrudersteilglied als auch auf das Triebwerkstellglied (F ig. 1).

3. Vorrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Verknüpfungsschaltung außer von den Regelabweichungssignalen(Aot,Ah)von Wendekreisel- und/oder Beschleunigungsgebersignalen (a>_y bzw. x, z) als Eingangssignalen beaufschlagt ist und Filter (36, 46,54, 56,22) zur Erzeugung eines Satzes von Signalen aus den Eingangssignalen enthält, wobei jedes dieser Signale einer Zustandsvariablen des Systems analog ist, und daß die Verknüpfungsschaltung weiterhin eine Matrixschaltung (66) enthält zur Linearkombination aller Signale des Satzes und daß Ausgangssignale der Matrixschaltung sowohl an einem auf das Höhenruderstellglied geschalteten Höhenruderausgang (198) als auch an einem auf das Triebwerkstellglied geschalteten Triebwerkausgang (72) anliegen.

4. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß zusätzliche Steuerkommandos direkt sowohl auf das Höhenruderstellglied als auch auf das Triebwerkstellglied aufschaltbar sind und daß jedes Steuersignal eine Kombination von Signalen ist, die aus Bahnführungsgröße (hioii) und Führungsgröße des aerodynamischen Strömungszustandes (ca soil) entsprechend der stationären inversen Übertragungsmatrix (C"') des Flugzeuges abgeleitet sind.

5. Vorrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß der Steuervektor (u_s_o//) mit dem Führungsvektor (y_soi) durch die nachstehende Matrix (G,„/;-') miteinander verknüpft sind:

».wll

dfl

(G)

wobei

ist.

Cl πΛ

6. Vorrichtung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß ein dem kommandierten Bahnwinkel entsprechendes y_IO/rSignal mit einem vom Anstellwinkel oder Auftriebsbeiwert Ca abgeleiteten Signal -£j-(cw= Widerstandsbeiwert) kombiniert und das kombinierte Signal nach Maßgabe des Flugzeuggewichtes zur Erzeugung eines Schubsteuersignals multiplikativ modifiziert wird, und das besagte

'■'Ma

C_Att

(c_Ma = Anstellwinkelmonientanbeiwert, *- Mn

Schubsteuersignal multipliziert mit dem Verhältnis

von Schubmomentenbeiwert (cm„) zu Höhenrudermomentenbeiwert (cm_v) einem dem kommandierten Auftriebsbeiwert {casoii) entsprechenden Signal multipliziert mit

C\t = Höhenrudermomentanwert und r,„ -■ Verhältnis von AuCtriebswert zu Anstellwinkel)

f ■'■'

additiv zur Bildung eines Höhenrudersteuersignals b-> überlagert ist.

7. Vorrichtung nach Anspruch 6, gekennzeichnet durch :

(a) einen Flugbahngeber (10) in Form eines Bahnwinkel-Sollwertgebers,

(b) einen Auftriebsbeiwert-Sollwertgeber (30),

(c) einen Landeklappen-Sollwertgeber (164),

(d) einen Quotientenbildner (168) an dessen Zählereingang der Ausgang (ηκ soil) des Landeklappen-Sollwertgebers (164) über einen invertierenden Verstärker (166) anliegt und dessen Nennereingang mit dem Ausgang (c* _so/;) des Auftriebsbeiwert-SolIwertgebers (30) verbunden ist,

(e) einen ersten Summierversiärker, an dessen Eingang über Widerstände (160, 170, 174) der Ausgang des Flugbahngebers (10). der Ausgang des Quotientenbildners (168) sowie über einen invertierenden Verstärker (172) der Ausgang des Auftriebsbeiwert-Sollwertgebers (30) anliegen und dessen Ausgang wiederum an einem nach Maßgabe des Flugzeuggewichtes (G) einstellbaren Potentiometer (140) liegt,

(f) einen zweiten Summierverstärker (178) an dem über einen Widerstand der Potentiometerabgriff (204) des Potentiometers (140) anliegt und auf dessen Eingang weiterhin Regelsignale geschaltet sind,

(g) einen dritten Summierverstärker (196), an dem über einen Widerstand (200) der Potentiometerabgriff (204) und über einen weiteren Widerstand (194) sowie einen invertierenden Verstärker (172) der Ausgang (caso/;) des Auftriebsbeiwert-Sollwertgebers (30) anliegt und auf dessen Eingang weiterhin Regelsignale geschaltet sind.

8. Vorrichtung nach einem der Ansprücne 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß der Flugbahngeber (10) von einem Signal von einem Leitstrahlempfänger (74) nach Maßgabe des Schrägabstande;. (R) (z. B. Abstandes vom Aufsetzpunkt) beaufschlagt ist und als Rechner einmal zur Bildung der Höhenführungsgröße (hsoii) und zum anderen des besagten Steuersignals als Funktionen dieses Schrägabstandssignals (7?,) eingerichtet ist.

9. Vorrichtung nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß der Flugbahngeber (10) einen von dem Schrägentfernungssignal (R) beaufschlagten Funktionsgebers (86) enthält, der als ein dem kommandierten Bahnwinkel (y_JO;/) entsprechendes Signal eine aus Geradenstücken (F i g. 3) zusammengesetzte Funktion des Schrägabstandes liefert, und daß dieses Signal auf ein nach Maßgabe des Flugzeuggewichtes (G) einstellbares Potentiometer (140) zur Bildung eines Schub-Steuersignals geschaltet oder schaltbar ist.

10. Vorrichtung nach Anspruch 8 oder 9, dadurch gekennzeichnet, daß der Flugbahngeber (10) einen vom Piloten einstellbaren Sinkgeschwindigkeitsgeber (130) enthält, der ein Signal proportional einer kommandierten Sinkgeschwindigkeit (Λ'_5Ο//) liefert, daß das besagte Signal (H_soi!) einmal über einen Integrator (132) auf einen Höhensollwertausgang schaltbar ist und zum anderen als Zähler proportional auf einen Quotientenbildner (134) geschaltet ist, der als Nenner von einem FluggesduvnKligkeitssignal (u) beaufschlagt ist. und il.iH der Ausgang (y_soi) des Quotientenbildners auf ein nach Maßgabe des Flugzeuggewichtes (G) einstellbares Potentiometer (140) zur Bildung eines Schub-Steuersignals schaltbar ist.

11. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Führungsgröße für den aerodynamischen Strömungszustand beim Anflug einen konstanten Auftriebsbeiwert (ca) und im Abfangbereich einen Anstieg auf einen erhöhten Auftriebsbeiwert kommandiert.

12. Vorrichtung nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet daß der Sollwertgeber (30) für den aerodynamischen Strömungszustand {c_A) einen ersten und einen zweiten Signalgeber (234, 235) enthält, die auf verschiedene Signalniveaus (U_h U2) einstellbar sind und von denen über Umschaltmittel (230) jeweils einer über ein Zeitglied (238) auf einen Führungssignal-Ausgang aufschaltbar ist, und daß die Umschaltmittel (230) von einem Komparator (228) steuerbar sind, an dem einmal ein Signal (Λ«) von einem Höhenmesser (20), z. B. einem Radarhöhenmesser, und zum anderen ein an einem Geber (232) einstellbares Referenzsignal anliegt

13. Vorrichtung nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß der Sollwertgeber (30) für den aerodynamischen Strömungszustand (ca) einen Funktionsgeber (242) enthält, von einem Signal (R) von einem Leitstrahlempfänger (74) nach Maßgabe des Schrägabstandes beaufschlagt ist, der als ein dem kommandierten Auftriebsbeiwert {casoiI) oder Anstellwinkel (λ) entsprechendes Signal eine aus Geradenstücken (F i g. 14) zusammengesetzte Funktion des Schrägabstandes (Abliefert.