DE2353831B2 - Vorrichtung zum Bestimmen der Fluglage eines Flugzeuges - Google Patents
Vorrichtung zum Bestimmen der Fluglage eines FlugzeugesInfo
- Publication number
- DE2353831B2 DE2353831B2 DE2353831A DE2353831A DE2353831B2 DE 2353831 B2 DE2353831 B2 DE 2353831B2 DE 2353831 A DE2353831 A DE 2353831A DE 2353831 A DE2353831 A DE 2353831A DE 2353831 B2 DE2353831 B2 DE 2353831B2
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- aircraft
- voltage
- probes
- probe
- output signal
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01R—MEASURING ELECTRIC VARIABLES; MEASURING MAGNETIC VARIABLES
- G01R29/00—Arrangements for measuring or indicating electric quantities not covered by groups G01R19/00 - G01R27/00
- G01R29/12—Measuring electrostatic fields or voltage-potential
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C9/00—Measuring inclination, e.g. by clinometers, by levels
- G01C9/18—Measuring inclination, e.g. by clinometers, by levels by using liquids
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
- G01P3/00—Measuring linear or angular speed; Measuring differences of linear or angular speeds
- G01P3/42—Devices characterised by the use of electric or magnetic means
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
- G01P3/00—Measuring linear or angular speed; Measuring differences of linear or angular speeds
- G01P3/42—Devices characterised by the use of electric or magnetic means
- G01P3/50—Devices characterised by the use of electric or magnetic means for measuring linear speed
- G01P3/52—Devices characterised by the use of electric or magnetic means for measuring linear speed by measuring amplitude of generated current or voltage
Description
Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zum Bestimmen der Fluglage eines Flugzeuges mit einer außen am
Flugzeug vorgesehenen Sondenanordnung.
Nach den US-PS'en 35 25 866 und 32 76 725 sind
Fluglagenanzeigevorrichtungen mit Sonden bekannt, die für Satelliten bestimmt sind. D;'.· hierbei vorgesehenen
Sonden sind lonensonden, die die lonendichte ermitteln, die beim Auftreffen der Ionen auf die
lonensonden bei sehr hohen Fluggeschwindigkeiten erzeugt wird. Diese Fluglagenanzeigevorrichtungen
arbeiten nur bei sich mit hohen Geschwindigkeiten bewegenden Flugobjekten, da man die positiven Ionen
im Verhältnis zur Geschwindigkeit des Flugkörpers, wie zum Beispiel des Satelliten, als stillstehend betrachten
kann, und alle die in den US-PS'en beschriebenen Vorrichtungen auf dieser Annahme basieren.
Aus der US-PS 24 54 630 ist eine Methode zur Feldstärkenmessung des elektrostatischen Feldes ganz
allgemein beschrieben. Hierbei werden die Feldstärkenkomponenten in vertikaler und horizontaler Richtung
gemessen und hieraus die Resultierende gebildet, die die Feldstärke nach den Grundprinzipien der Vektoranalyse
darstellt. Die dort beschriebene Feldstärkenmessung verfolgt den Zweck einer absoluten Messung und
Ermittlung der Feldstärke an einem bestimmten Punkt. Eine hierfür erforderliche Vorrichtung ist äußerst
kompliziert, nimmt viel Platz in Anspruch und verbraucht viel Energie, so daß sich insbesondere
Schwierigkeiten bei kleineren Flugzeugen aufgrund des zur Verfügung stehenden Einbauraumes und bei
größeren Flugzeugen im Hinblick auf die nach Möglichkeit vollständig auszunutzende Zuladung ergeben.
Bekanntlich ist in der Erdatmosphäre ein elektrostatisches Feld vorhanden. Nach neueren wissenschaftlichen
Erkenntnissen hat dieses elektrostatische Feld einen vertikalen Potentialgradienten und die Potentialänderung
pro Meter nimmt mit zunehmender Höhe ab. In jeder Höhe oder in jedem Abstand von der Erdoberfläche
verlaufen jedoch die Äquipotentiallinien und -ebenen im wesentlichen horizontal, insbesondere, wenn
man die Größe eines Flugzeuges beispielsweise im Verhältnis zu der Länge der Äquipotentiallinien
betrachtet
Auf der Grundlage dieser Erkenntnis und unter Ausnutzung der Äquipotentiallinien und -ebenen des
elektrostatischen Feldes in der Erdatmosphäre liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, eine Vorrichtung der
eingangs genannten Art mit möglichst einfachem Aufbau und vielseitigen Anwendungsmöglichkeiten, wie
zum Beispiel zur Ausrichtung oder Stabilisierung des
Flugzeuges oder zum Umfahren von Hindernissen in der Flugbahn zu schaffen. Insbesondere soll die
erfindungsgemäße Vorrichtung mit geringem Energiebedarf störungssicher arbeiten und platzsparend in
einem Flugzeug untergebracht werden können.
Zur Lösung dieser Aufgabe zeichnet sich eine Vorrichtung zum Bestimmen der Fluglage eines
Flugzeuges mit einer außen am Flugzeug vorgesehenen Sondenanordnung dadurch aus, daß die aus Spannungssonden bestehende Sondenanordnung zum Messen des
Spannungspotentials des elektrostatischen Feldes der Erdatmosphäre an einem ersten vorgewählten Punkt
gegenüber einem zweiten vorgewählten Punkt ausgebildet ist, wobei die vorgewählten Punkte im Abstand
voneinander auf einer Bezugslinie angeordnet sind, und daß eine mit der Sondenanordnung verbundene
Einrichtung zum Erzeugen eines Ausgangssignals vorgesehen ist, das der Differenz zwischen den
gemessenen Spannungspotentialen des elektrostatischen Feldes an dem ersten und dem zweiten
vorgewählten Punkt proportional ist, und den Winkel zwischen der genannten Bezugslinie und einer der in
dem elektrostatischen Feld der Erde vorhandenen Äquipotent:illinien anzeigt.
Durch die Bestimmung einer horizontalen Äquipotentiallinie oder -ebene in der Atmosphäre kann man
eine Bezugslinie oder Bezugsebene beispielsweise für die Stabilisierung der Fluglage eines Flugzeuges oder
für die Anzeige einer Turbulenz im Luftraum nach der Erfindung schaffen. Durch die Bestimmung von
geneigten Äquipotentiallinien oder -ebenen in der Nähe von Objekten kann man erfindungsgemäß eine Bezugsebene
oder -linie mit der Vorrichtung ermitteln, nach deren Maßgabe man Fi:7idernisse im Luftraum umfahren
kann. Die erfindiingsgemäße Vorrichtung basiert
auf dem Grundprinzip Jer relativen Messung und Bestimmung von Äquipotentiallinien und -ebenen. Mit
Hilfe der erfindungsgemäßen Vorrichtung werden Äquipotentiallinien oder -ebenen im Bereich des
vertikalen Potentialgradienten des elektrostatischen Feldes der Erdatmosphäre kontinuierlich bestimmt und
die Vorrichtung liefert ein Gleichspannungssignal, das zur Ausführung verschiedener Funktionen weiterverarbeitet
und gegebenenfalls verstärkt werden kann. Das hierbei erhaltene Ausgangssignal mit Gleichspannung
kann unmittelbar in automatischen Pilotenanlagen verarbeitet werden, so daß dieselben hierdurch wesentlich
vereinfacht werden können. Da die erfindungsgemäße Vorrichtung nur wenige und leichte einzelne
Bauteile, wie zum Beispiel die Spannungsmeßsonden, umfaßt, kann die erfind ingsgemäße Vorrichtung auch
bei gedrängten Platzverhältnissen ohne Schwierigkei-
ten selbst nachträglich eingebaut werden, ohne daß das Eigengewicht des Flugzeuges stark beeinflußt wird, so
daß sich mit der erfindungsgemäßen Vorrichtungen eine beachtliche Gewichtsersparnis erzielen läßt.
Bevorzugte Weiterbildungen nach der Erfindung sind in den Unteransprüchen wiedergegeben.
Bei der Ausführungsform nach Anspruch 2 ist die Einrichtung zum Erzeugen des Ausgangssignales mit
einer Stabilisierungseinrichtung gekoppelt, die nach Maßgabe des ermittelten Ausgangssignales die Fluglage
des Flugzeuges derart verändert, daß das Ausgangssignal gleich Null ist und sich die Bezugslinie mit der
Äquipotentiallinie deckt Wenn die beiden Spannungsmeßsonden dieselbe Spannung ermitteln, so daß die
Differenzspannung Null ist, liegen die Spannungsmeßsonden
auf einer horizontalen Äquipotentiallinie. Sobald mit der erfindungsgemäßen Vorrichtung eine
Spannungsdifferenz ermittelt wird, kann man die entsprechenden Steuerruder oder -klappen mit Hilfe
der Stabilisierungseinrichtung der^-t betätigen, daß
dieser Differenzwert Null wird, und das Flugzeug nunmehr wieder seine gewünschte Fluglage einnimmt
Nach den Ansprüchen 3 bis 9 werden bevorzugte Anordnungen der Spannungsmeßsonden wiedergegeben,
die für spezielle Anwendungszwecke wesentliche Vereiriiachungen der Signalverarbeitung und Ermittlung
ergeben.
Bei der Ausführungsform nach Anspruch 10 wird das Ausgangssignal der Einrichtung zum Erzeugen eines
Ausgangssignales mit Hilfe eines Differenzverstärkers verstärkt, um als Steuersignal entsprechenden angeschlossenen
Steuereinrichtungen zugeführt zu werden.
Bei den Ausführungsformen der erfindungsgemäßen Vorrichtung nach den Ansprüchen 11 und 12 werden
mindestens zwei Spannungssondenpaare in bevorzugter Lage einander zugeordnet, um eventuell auftretende
Spannungsdifferenzwerte auf Null abzugleichen.
Alle diese Ausführungsformen der erfindungsgemäßen Vorrichtung zeigen auf, daß man durch die
entsprechende Wahl der Anordnung und Zuordnung der Spannungsmeßsonden nahezu jede beliebige Navigationsfunktion
bei einem Flugzeug steuern kann. Demzufolge ist die erfindungsgemäße Vorrichtung
vielseitig verwendbar und kann die unterschiedlichsten Aufgaben im Rahmen der Flugnavigation übernehmen.
Die Erfindung wird nachstehend anhand der Zeichnung an Ausführungsbeispielen näher erläutert. Es zeigt
Fig. 1 schematisch einen für die Verwendung an Bord eines Flugzeuges geeigneten Differenzspannungsmesser
für elektrostatische Spannungen,
Fig.2 ein ausführliches Schaltschema des Differenzspannungsmessers
nach Fig. 1,
Fig. 3 schematisch Flugzeuge in verschiedenen Quei neigungslagen,
Fig.4 schematisch Flugzeuge in verschiedenen Längsneigungslagen,
Fig. 5 eine idealisierte schematische Darstellung einer aus zwei Differenzspannungsmessern für elektrostatische
Spannungen bestehenden Vorrichtung zum Bestimmen einer Äquipotentialebene,
Fig. 6 eine idealisierte schemaiische Darstellung einer Vorrichtung zum Bestimmen einer äquipotentialebene
mit zusätzlichen Spannungsmeßsonden für eine automatische Verstärkungsregelung und
Fig. 7 ein ausfül rlichcs Schaltschema der Vorrichtung
zum Bestimmen der Rollgeschwindigkeit eines Flugkörpers.
Gemäß den F i g. 1 und 2 besitzt ein Differenzspan-
nungsmcsser 10 für elektrostatische Spannungen zwei Sonden 12 und einen Differenzspannungsverstärker 14.
Die Sonden 12 sind beispielsweise an den Flügelspitzen eines Flugzeuges 16 montiert. Das Ausgangssignal des
Spannungsmessers 10 bzw. des Verstärkers 14 wird an eine bekannte servomechanische Vorrichtung 18 angelegt,
die eine bestimmte Funktion ausführt, z. B. mit Hilft: des Querruders 20 eine Stabilisierung des
Flugzeuges 16 um seine Längsachse bewirkt. Die Sonden 12 können aus Metallblöcken 22 bestehen, die
mil einer Schicht 24 aus einem radioaktiven Metall oder einem radioaktiven Metallsalz überzogen sind, damit
infolge der Emission von Alphateilchen und der dadurch bewirkten Ionisation der Luft die Leitfähigkeit der Luft
in der Nähe der Sonden erhöht und dadurch der elektrische Kontakt zwischen den Sonden und der Luft
verbessert wird. Die Sonden 12 können auch von leitenden nadelartigen Spitzen oder dünnen zugespitzten
Metalldrähten. Chemikalien-Spriihnebeln, heißen Gasen usw. gebildet werden. Die Sonden sprechen
schnell auf Veränderungen der elektrostatischen Spannung in der Atmosphäre an. Die von den Sonden 12
gemessene Spannung wird an den Differenzspannungsverstärker 14 angelegt.
Wie besonders aus der F i g. 2 hervorgeht, sind die Sonden 12 mit dem Verstärker 14 durch Koaxialkabel
oder andere elektrische Verbindungen 26 verbunden, die einen hohen Isolationswiderstand besitzen, so daß
Kriechwege vermieden werden. Der Differenzspannungsverstärker 14 umfaßt zwei Operationsverstärker
28a und 286, an deren Eingänge je eine der Sonden 12 angeschlossen ist. An die Verbindung zwischen jeder
Sonde und dem dazugehörigen Verstärker ist eine Reihenschaltung angeschlossen, die aus einem Widerstand
30a oder 306 und einem Potentiometer 32 besteht. Die Operationsverstärker 28a und 286 haben eine hohe
Eingangsimpedanz. Der Ausgang des Verstärkers 28a wird über den Widerstand 34 an den Minuspol des
Verstärkers 286 angelegt, dessen Pluspol direkt an den Widerstand 306 angeschlossen ist. Das Ausgangssignal
des Verstärkers 286 ist das Ausgangssignal des Differenzspannungsverstärkers 14 und ist der Differenz
zwischen den von den beiden Sonden 12 gemessenen Spannungen proportional. Wenn die Sonden 12 auf ein
und derselben Äquipotentiallinie oder -ebene liegen, ist die Spannungsdifferenz gleich Null. Wenn eine der
Sonden 12 oberhalb der anderen Sonde liegt, wird ein Spannungsdifferenzsignal erzeugt, daß dem Höhenunterschied
zwischen den Sonden proportional ist. Diese Spannungsdifferenz ist auf den vertikalen
elektrostatischen Potentialgradienten zurückzuführen, der in der Erdatmosphäre vorhanden ist. Man erkennt,
daß der Differenzspannungsmesser 10 für elektrostatische Spannungen zu verschiedenen Funktionen herangezogen
werden kann, u. a. zur Stabilisierung eines
Flugkörpers um seine Quer- oder Längsachse. Wenn man die Sonden 12 von dem Verstärker 14 trennt, kann
man den Widerstand 30a so einstellen, daß bei 36 eine Spannung von 0 Volt vorhanden ist, und kann man den
Widerstand 306 so einstellen, daß ein gewünschtes Ausgangssignal erhalten wird, das einem neutralen
horizontalen Gradienten entspricht Wenn man die beiden Sonden 12 an den einander entgegengesetzten
Flügelspitzen des Flugzeuges 16 anordnet, ist der Ausgang des Spannungsmessers dem Quemeigungswinke!
des Flugzeuges 16 proportional. Wenn man die
Sonden 12 eines Spannungsmessers 10 längs der Längsachse des Flugzeuges 16 anordnet, ist der
Ausgang des Spannungsmesser 10 dem Längsnci
gungswinkel des Flugzeuges proportional. Die Ausgangssignale der an Bord des Flugzeuges 16 vorgesehenen
Spannungsmesser 10 können dann gesiebt und an die servomechanische Vorrichtung 18 angelegt werden
Auf diese Weise kann man eine Stabilisierung des Flugkörpers um seine Quer- oder Längsachse bewirken
Mit Hilfe von zwei miteinander kombinierten Spannungsmessern 10 kann man einen Flugkörper um seine
Quer- und Längsachse stabilisieren.
Fig. 3 zeigt drei mit Spannlingsmessern versehene
Flugzeuge 50a, 506 und 50c in dem elektrostatischer Feld £ Die Sonden 12 sind an den Flügelspitzen jedes
Flugzeuges erkennbar. Das Feld fhat einen vertikalen
Gradienten, wobei die Veränderung des elektrostatischen Potentials pro Meter in der Atmosphäre mil
zunehmender Höhe abnimmt. Infolgedessen sind die Kraftlinien 52 des elektrostatischen Spannungsfeldes I
parallele Linien, die in der Nähe der Erdoberfläche 5A kleinere Abstände voneinander haben. Im Bereich vor
Bergen 57 oder ähnlichen Hindernissen sind die Linier 52 verformt und geneigt. Man erkennt, daß das Flugzeug
50a horizontal fliegt und die Flügelspitzen de« Flugzeuges auf einer Linie 56 liegen, die zu dei
Erdoberfläche 54 parallel ist. Die Sonden 12 braucher nicht unbedingt an den Flügelspitzen des Flugzeuge;
50a angeordnet sein, sondern können sich nahe beieinander in einem kleinen Gehäuse befinden, da«
praktisch an jeder Stelle des Flugzeuges angeordnei sein kann. Die Sonden 12 sind im wesentlichen auf dei
horizontalen Linie 56 angeordnet. Im allgemeiner erzielt man bei einem größeren Abstand der Sonden 12
voneinander eine größere Empfindlichkeit gegenübei einer Neigung des Flugzeuges. Bei der für das Flugzeug
50a dargestellten Querneigungslage messen beide Sonden dieselbe elektrostatische Spannung, so daß dei
mit den Sonden 12 versehene Spannungsmesser eir Ausgangssignal erzeugt, das der Spannungsdifferens
Null entspricht und anzeigt, daß das Flugzeug der Querneigungswinkel Null hat. Dagegen ist das Flugzeug
506 nach links geneigt, weil seine linke Flügelspitze weniger weit von der Erdoberfläche entfernt ist als
seine rechte Flügelspitze. In dieser Fluglage wird eir Ausgangssignal erzeugt, das dem Höhenunterschied
zwischen den an den Flügelspitzen vorhandenen Sonden 12 proportional ist. Dieser Höhenunterschied
zwischen den Sonden ist dem Querneigungswinkel θ zwischen der horizontalen Linie 56 und der die Sonden
12 verbindenden Geraden proportional. Dagegen ist das Flugzeug 50c nach rechts geneigt. Infolge des
Höhenunterschiedes zwischen den an den Flügelspitze" des Flugzeuges angeordneten Sonden 12 ist der
Ausgang des Spannungsmessers dem Querneigungswinkel des Flugzeuges proportional. Wenn man den
Querneigungswinkel des nach links geneigten Flugzeuges 506 als positiv und den Querneigungswinkel des
nach rechts geneigten Flugzeuges 50c als negativ bezeichnet, zeigt der Ausgang des Spannungsmessers IC
nicht nur den Betrag, sondern auch das Vorzeichen des Querneigungswinkels θ an. Wie vorstehend angegeber
wurde, kann man den Ausgang des Differenzspannungsmessers
an eine bekannte servomechanische Regelungsvorrichtung anlegen, die dazu dient das Flugzeug
506 oder 50c automatisch in einer horizontaler Querlage zu halten.
In der F i g. 4 sind die P.ugzeuge SOa, 506 und 50c ir
dem elektrostatischen Feld E der Erde in einei Seitenansicht gezeigt, so daß der Längsneigungswinke!
'/»des Flugzeuges gegenüber einer horizontalen Linie 60
erkennbar ist. Die Längsachse des Flugzeuges 50a ist zu der horizontalen Linie 60 und damit zu der Erdoberfläche
54 parallel. Da die Sonden 12 im wesentlichen auf der Längsachse des Flugzeuges 50a angeordnet sind.
messen sie dieselbe elektrostatische Spannung und erzeugt der mit den Sonden 12 versehene Spannungsmesser
eil. Ausgangssignal, das der Spannungsdifferenz Null entspricht und anzeigt, daß das Flugzeug den
Längsneigungswinkel Null hat. Das Flugzeug 50b befindet sich im Sturzflug, so daß es vorwärtsgeneigt ist.
Infolgedessen befinden sich die am Bug und Heck des Flugzeuges 50f>
angeordneten Sonden 12 in verschiedenen Höhen. Die am Bug des Flugzeuges 506 angeordnete Sonde 12 mißt eine stärker negative
elektrostatische Spannung als die zum Heck des Flugzeuges hin angeordnete Sonde 12. Diese gemessene
Spannungsdifferenz wird durch das Ausgangssignal des Spannungsdifferenzmessers angezeigt, uei mii ueii
Sonden 12 versehen ist. Dieses Ausgangssignal ist dem Längsneigungswinkel Φ zwischen der horizontalen
Linie 60 und der Längsachse des Flugzeuges proportional. Das Flugzeug 50cbefindet sich im Steigflug, d. h- es
ist rückwärtsgeneigt. Infolge des Höhenunterschiedes zwischen den an dem Flugzeug vorgesehenen Sonden
12 ist der Ausgang des Spannungsmessers dem Längsneigungswinkel des Flugzeuges proportional.
Man kann dann den Ausgang des Spannungsmessers als Anzeige des Betrages und des Vorzeichens des
Längsneigungswinkels Φ des Flugzeuges an eine x servomec'iianische Einrichtung anlegen, die zur automatischen
Stabilisierung des Flugzeuges dient.
In F i g. 5 sind schematisch zwei Differenzspannungsmesser 10 für elektrostatische Spannungen dargestellt.
Mit Hilfe dieser Spannungsmesser kann man im Bereich des elektrostatischen Potentialgradienten in der Atmosphäre
eine Äquipotentialebene bestimmen. Man kann annehmen, daß je zwei der in F i g. 5 gezeigten Sonden
12 auf einer sie verbindenden Linie oder Achse liegen. V/enn diese Achsen unter einem Winkel zueinander
angeordnet sind, beispielsweise unter dem in Fig.5 gezeigten Winkel von 90°. wird eine Äquipotentiallinie
von jedem Spannungsmesser 10 bestimmt, dessen Ausgang Null ist. Wenn beide Spannungsmesser 10 den
Ausgang Null haben, ist an jedem Punkt der Ebene, in der die vier Sonden 12 liegen, im wesentlichen dasselbe
elektrostatische Potential vorhanden. Da die Messung mittels der Spannungsmesser 10 in einem örtlich
begrenzten Bereich erfolgt, ist die Äquipotentialebene gewöhnlich zur Erdoberfläche parallel, so daß eine x
künstliche horizontale Ebene bestimmt wird, die als Bezugsebene für eine Anzahl von Funktionen verwendet
werden kann, beispielsweise für die Stabilisierung
des Flugzeuges, für die gyroskopische AbdriftkoiTektur,
zur Turbulenzanzeige und zur Lenkung von unbemannten Flugzeugen. Diese beiden Sonden 12 jedes
Spannungsmessers 10 sind mit einem Differenzspannungsverstärker 14 der vorstehend beschriebenen Art
verbunden. Man kann den Ausgang jedes Verstärkers 14 zu einer gewünchten Funktion heranziehen. Bei- *°
spielsweise kann man mit Hilfe der Ausgangssignale der Spannungsmesser 10 in Fig.5 ein Flugzeug in einer
horizontalen Fluglage halten, wobei das Signal eines der
Spannungsmesser zur Steuerung einer servomotorischen Vorrichtung verwendet wird, die den Längsnei-
gungswinkel Null aufrechterhält, und der zweite Spannungsmesser 10 zum Aufrechterhalten des Querneigungswinkels Null herangezogen wird. Daher wird
das Flugzeug in einer horizontalen Fluglage in der von den beiden Spannungsmessern 10 bestimmten Äquipotentialebene
gehalten. Wenn gemäß Fig. 3 infolge von
Hindernissen, wie Bergen, der elektrostatische Potentialgradient geneigt ist, kann man aufgrund der
Bestimmung der geneigten Äquipotentialebene verhindern, daß ein Flugkörper gegen das Hindernis fliegt.
Beispielsweise kann ein Flugzeug, das über einem im wesentlichen ebenen Teil der Erdoberfläche im
Horizontalflug stabilisiert ist, über einen Berg oder Hügel fliegen, der eine Neigung des Potentialgradienten
bewirkt. Wenn man die Äquipotentialebene bestimmt, die infolge des Hindernisses geneigt ist, und das
Flugzeug in Bezug auf die geneigte Äquipotentialebene stabilisiert, schlägt das Flugzeug automatisch einen Kurs
ein, auf dem es das Hindernis über- oder umfliegt.
Auch mit Hilfe des in Fig. 6 gezeigten Systems 70
kann man eine gleichzeitige Stabilisierung eines inigRÜipci'S üiVi Seine v^üci- üfiu LängSäCuäc erzielen.
Ein Deltaflügelflugzeug 65 ist mit drei Sonden 12 versehen, von denen zwei auf einer Linie im hinteren
Teil des Flugzeuges 65 und die dritte Sonde 12 im vorderen Teil des Flugzeuges angeordnet sind. Die
vordere Sonde 12 braucht nicht auf derselben Horizontalebene zu liegen wie die beiden anderen
Sonden 12, weil ebenso wie bei den anderen vorstehend beschriebenen, zur Stabilisierung dienenden Spannungsmessern
der Differenzspannungsverstärker 14 auf eine Spannung Null eingestellt werden kann und es
daher nicht erforderlich ist, daß alle Sonden 12 auf der zu bestimmenden Äquipotentialebene liegen. Die
beiden hinteren Sonden 12 werden zur Stabilisierung des Flugzeuges um seine Längsachse herangezogen. Die
vordere Sonde 12 wird zur Stabilisierung des Flugzeuges um seine Querachse herangezogen und ist auf die
elektrische Mitte zwischen den hinteren Sonden 12 bezogen. Die hinteren Sonden 12 sind mit einem
Differenzspannungsverstärker der vorstehend beschriebenen Art verbunden, der ein Ausgangssignal an eine
servomechanische Vorrichtung 72 zur Stabilisierung der Querneigung des Flugzeuges 65 um seine Längsachse
abgibt. Da unabhängig von der Längsneigung die Summe der auf die elektrische Mitte bezogenen
Spannungen, die von den beiden hinteren Sonden 12 gemessen werden, im wesentlichen gleich Null ist, wird
zur Bestimmung des Längsneigungswinkels des Flugzeuges die von der vorderen Sonde 12 gemessene
Spannung auf diese Mittelspannung bezogen, so daß die vordere Sonde 12 auf die elektrische Mitte zwischen den
hinteren Sonden 12 bezogen ist, die anstelle einer zusätzlichen Sonde 12 herangezogen werden, deren
absolutes Potential sich bei Veränderungen der Höhe ändert, und zwar unabhängig davon, ob das Flugzeug
horizontal liegt oder quergeneigt ist Man erhält auf diese Weise ein dem Längsneigungswinkel des Flugzeuges 65 proportionales Ausgangssignal, das einer
servomechanischen Vorrichtung 74 zugeführt wird, die zur Steuerung der Längsneigung dient und durch das
Signal zum Aufrechterhalten einer gewünschten Längsneigung veranlaßt wird.
Wenn man zur Stabilisierung eines Flugzeuges die beiden anhand der Fig.5 beschriebenen Spannungsmesser oder das m Fig.6 gezeigte System mit drei
Sonden verwendet, muß bei Flughöhen über etwa 1000 m die Signalverstärkung geregelt werden. Beispielsweise beträgt 3000 m über der Erdoberfläche die
Amplitude der Ausgangssignale eines Spannungsmes sers nur etwa ein Fünftel der Amplitude in einer
Flughöhe von 900 m erhaltenen Signale. Diese Abnah
me der Signalstärke ist darauf zurückzuführen, daß der elektrostatische Potentialgradient mit zunehmender
Höhe abnimmt. Er beträgt auf Seehöhe etwa 180 V/m und in 6000 m Höhe nur noch 10—20 V/m. Daher muß
durch eine Verstärkungsregelung für eine Signalkorrektur gesorgt werden, damit die Abnahme des elektrostatischen
PoPntialgradienten in großen Flughöhen kompensiert wird. Zu dieser Verstärkungsregelung
kann man verschiedene bekannte Einrichtungen verwenden. Gemäß F i g. 7 sind zwei zusätzliche Sonden
12c vorgesehen, die den elektrostatischen Potentialgradienten
in der jeweiligen Flughöhe des Flugzeuges messen. Dieser Meßwert wird dann zum Regeln der
Verstärkung von Rückführungssignalen verwendet, die von der Vorrichtung erzeugt werden, die von den
beiden Spannungsmessern 10 gebildet wird und zum Bestimmen der Äquipotentialebene dient. Die Sonden
12c sind auf einer vertikalen Achse angeordnet, die rechtwinklig ist zu den horizontalen Achsen, auf denen
die Sonden 12 der Spannungsmesser 10 angeordnet sind. Die Sonden 12c sind in einem solchen Vertikalabstand
voneinander angeordnet, daß der Störpegel vernachlässigbar ist; dieser Abstand beträgt etwa 30 cm
oder mehr. Die Sonden 12c messen dauernd den örtlichen Potentialgradienten, der an einen Spannungsmesser
80 angelegt wird, dessen Ausgangssignal zur Steuerung von bekannten elektronischen Einrichtungen
82 zur Verstärkungsregelung herangezogen wird. Die auf einer vertikalen Achse liegenden Sonden 12cdienen
nicht nur zur Kompensation der Abnahme der Signalstärke in großen Flughöhen, sondern sprechen
auch auf kleine örtliche Veränderungen des elektrostatischen
Potentialgradienten an; derartige Veränderungen treten oft infolge von Inversionen in der Atmosphäre
oder einer üb^rstarken Ionisation der Atmosphäre auf. Wenn man daher zusätzlich zu der von den Spannungsmessern 10 gebildeten Vorrichtung zum Bestimmen
einer Äquipotentialebene die Sonden 12c verwendet, wird der Rauschabstand der Vorrichtung zum Bestimmen
der Äquipotentialebene verbessert. Außerdem kann man die Sonden 12c in Kombination mit dem
Spannungsmesser 80 zum Messen von örtlichen Veränderungen des elektrostatischen Potentialgradienten
verwenden. Derartige Veränderungen können das Vorhandensein von radioaktivem Material auf oder
unter der Erdoberfläche oder von Verunreinigungsquellen usw. anzeigen.
Fig. 7 zeigt eine Einrichtung für eine unverzögerte und genaue automatische Verstärkungsregelung. In d^n
meisten Fällen genügt für die Verstärkungsregelung ein Durchschnittswert des elektrostatischen Potentialgradienten.
Daher ist es im allgemeinen nicht notwendig, die Sonden 12c auf einer kardanisch aufgehängten,
durch einen rückgeführten Servomechanismus stabilisierten Plattform auf einer vertikalen Achse zu halten.
Man kann zur Verstärkungsregelung auch nur eine einzige Sonde 12c verwenden, die ober- oder unterhalb
der durch die Spannungsmesser 12c bestimmten Äquipotentialebene angeordnet sind. Der Ausgang
dieser einzigen Sonde 12c wird dann mit dem Nullausgang der Spannungsmesser 10 verglichen,
welche die Aquipotentialebene bestimmen.
Hierzu 6 Blatt Zeichnungen
Claims (12)
1. Vorrichtung zum Bestimmen der Fluglage eines Flugzeuges mit einer außen am Flugzeug vorgesehenen
Sondenanordnung, dadurch gekennzeichnet,
daß die aus Spannungssonden bestehende Sondenanordnung zum Messen des Spannungspotentials
des elektrostatischen Feldes der Erdatmosphäre an einem ersten vorgewählten Punkt gegenüber einem zweiten vorgewählten
Punkt ausgebildet ist, wobei die vorgewählten Punkte im Abstand voneinander auf einer Bezugslinie
angeordnet sind, und daß eine mit der Sondenanordnung verbundene Einrichtung zum
Erzeugen eines Ausgangssignales vorgesehen ist, das der Differenz zwischen den gemessenen
Spannungspotentialen des elektrostatischen Feldes an dem ersten und dem zweiten vorgewählten Punkt
proportional ist und den Winkel zwischen der
genannten Bezugslinie und einer der in dem elektrostatischen Feld der Erde vorhandenen
Äquipotentiallinien anzeigt.
2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung zum Erzeugen des
Ausgangssignales mit einer Stalbilisierungseinrichtung gekoppelt ist die nach Maßgabe des ermittelten
Ausgangssignales die Fluglage des Flugzeuges derart verändert, daß das Ausgangssignal Null ist
und sich die Bezugslinie mit der Äquipotentiallinie deckt. w
3. Vorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Sondenanordnung wenigstens
zwei Spannungssondtn an wenigstens zwei verschiedenen Siellen am Flugzeug umfaßt
4. Vorrichtung nach Anspruc.i 3, dadurch gekenn- *'·
zeichnet, daß die Spannungssonden auf einer zur Längsachse des Flugzeuges parallelen Linie angeordnet
sind.
5. Vorrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet,
daß die Spannungssonden auf einer Linie w angeordnet sind, die zur Längsachse des Flugzeuges
einen Winkel einschließt
6. Vorrichtung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet,
daß der Winkel kleiner als 45° ist.
7. Vorrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekenn- '"'
zeichnet daß die Spannungssonden auf einer zur Querachse des Flugkörpers parallelen Linie angeordnet
ist.
8. Vorrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Spannungssonden auf einer Linie "'"
angeordnet sind, die zur Querachse des Flugzeuges einen Winkel einschließt
9. Vorrichtung nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet daß der Winkel kleiner als 45° ist.
10. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden '">''
Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung zum Erzeugen eines Ausgangssignales
einen Differenzverstärker umfaßt.
11. Vorrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet,
daß die Sondenanordnung zwei h0 Spannungssondenpaare umfaßt, die Spannungssonden
des ersten Paares auf einer im wesentlichen zur Längsachse des Flugzeuges parallelen Linie und die
Spannungssonden des zweiten Paares auf einer im wesentlichen zur Querachse des Flugzeuges paralle- h'·
len Linie angeordnet sind, daß die Spannungssonden jedes Spannungssondenpaares im Abstand voneinander
im wesentlichen auf einer Horizontalebene des Flugzeuges Hegen, daß die Einrichtung zum
Erzeugen eines Ausgangssignales zwei Differenzverstärker umfaßt, die mit den Spannungssonden je
eines Sondenpaares elektrisch derart geschaltet sind, daß jeder Differenzverstärker ein Ausgangssignal
erzeugt, das der Differenz zwischen den von den beiden Sonden des zugeordneten Spannungssondenpaares·
gemessenen Potential entspricht und daß die Stabilisierungseinrichtung die Stellung mindestens
einer Sonde jedes Sondenpaares so verändert, daß das Ausgangssignal Null ist und das Flugzeug in der
die Spannungssonden umfassenden Äquipotentialebene stabilisiert ist sobald die Ausgangssignale
beider Differenzverstärker Null sind.
12. Vorrichtung nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet daß die Spannungssondenanordnung
zusätzlich zwei weitere, in Vertikalrichtung im Abstand angeordnete Spannungssonden aufweist
wobei jeweils eine Spannungssonde oberhalb und die andere unterhalb der im wesentlichen in einer
Horizontalebene liegenden zwei Spannungssondenpaaren angeordnet ist und daß die Einrichtung zum
Erzeugen eines Ausgangssignales mit diesen zwei weiteren Spannungssonden verbunden ist die ein
dem Potentialgradienten proportionales Ausgangssignal erzeugt nach dessen Maßgabe die von den
Differenzverstäi'kern erzeugten Ausgangssignale
zur Verstellung der Lage der Spannungssonden jedes Spannungssondenpaares verstärkbar sind.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US301363A US3868074A (en) | 1972-10-27 | 1972-10-27 | Method and apparatus for attitude detection and stabilization of an airborne vehicle using the electrostatic field in the earth{3 s atmosphere |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE2353831A1 DE2353831A1 (de) | 1974-05-30 |
DE2353831B2 true DE2353831B2 (de) | 1979-02-22 |
DE2353831C3 DE2353831C3 (de) | 1979-10-04 |
Family
ID=23163038
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE2353831A Expired DE2353831C3 (de) | 1972-10-27 | 1973-10-26 | Vorrichtung zum Bestimmen der Fluglage eines Flugzeuges |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (2) | US3868074A (de) |
JP (1) | JPS5432240B2 (de) |
BE (1) | BE806584A (de) |
CA (1) | CA1033029A (de) |
DE (1) | DE2353831C3 (de) |
FR (1) | FR2204795B1 (de) |
GB (1) | GB1407760A (de) |
IT (1) | IT1030563B (de) |
SE (1) | SE396340B (de) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2843034A1 (de) * | 1978-10-03 | 1980-08-21 | Deutsche Forsch Luft Raumfahrt | Steuer- und stabilisierungssystem fuer fahrzeuge |
Families Citing this family (18)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3990659A (en) * | 1975-08-27 | 1976-11-09 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Low cost attitude position sensor for high speed vehicles |
US3979089A (en) * | 1975-09-22 | 1976-09-07 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Vertical sensing and control system |
US4012713A (en) * | 1975-11-05 | 1977-03-15 | Safe Flight Instrument Corporation | System for providing an indication of wind shear |
US4067520A (en) * | 1976-09-24 | 1978-01-10 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Method and apparatus for terrain avoidance |
US4216928A (en) * | 1978-03-31 | 1980-08-12 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Microwave radiometric attitude reference system |
US4328938A (en) * | 1979-06-18 | 1982-05-11 | Ford Aerospace & Communications Corp. | Roll reference sensor |
DE3131394A1 (de) * | 1981-08-07 | 1983-03-03 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Verfahren zur bestimmung der rotationslage eines rotierenden flugkoerpers mit hilfe des erdmagnetischen feldes |
US4527758A (en) * | 1983-09-12 | 1985-07-09 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Deployment sequence mode selection system for aircraft ejection seat |
JPS60239791A (ja) * | 1984-05-15 | 1985-11-28 | 三菱電機株式会社 | 車輛ナビゲ−シヨン装置 |
US4839581A (en) * | 1986-11-13 | 1989-06-13 | Peterson Jr Thomas F | Absolute electrical potential measuring apparatus and method |
US5315232A (en) * | 1991-01-03 | 1994-05-24 | Stewart Michael F | Electric field measuring system |
US5315255A (en) * | 1992-07-16 | 1994-05-24 | Micron Technology, Inc. | Non-contact, electrostatic, discharge detector |
WO2001049084A2 (en) * | 1999-12-07 | 2001-07-05 | Peter Grandics | Method and apparatus for converting electrostatic potential energy |
US6984971B1 (en) | 2001-03-14 | 2006-01-10 | The Board Of Regents University Of Oklahoma | Low power, low maintenance, electric-field meter |
US7109698B2 (en) * | 2001-03-14 | 2006-09-19 | The Board Of Regents, University Of Oklahoma | Electric-field meter having current compensation |
US6856908B2 (en) * | 2003-04-11 | 2005-02-15 | L-3 Communications Avionics Systems, Inc. | Passive clear air turbulence detection avionics system and method |
US7796370B1 (en) * | 2006-04-07 | 2010-09-14 | Alset Corporation | Apparatus and method for lightning sensor and controller |
FR3061794B1 (fr) * | 2017-01-06 | 2019-05-24 | Thales | Dispositif electronique de surveillance d'au moins un signal de radionavigation en phase d'approche d'une piste d'atterrissage, procede de surveillance et programme d'ordinateur associes |
Family Cites Families (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US1919215A (en) * | 1930-03-17 | 1933-07-25 | Gunn Ross | Thunderstorm or electric field and potential indicator |
US2454630A (en) * | 1945-01-08 | 1948-11-23 | United Air Lines Inc | Method and apparatus for indicating potential gradients |
US3081968A (en) * | 1960-05-27 | 1963-03-19 | Honeywell Regulator Co | Control apparatus |
US3276725A (en) * | 1962-09-12 | 1966-10-04 | Boeing Co | Navigation system utilizing ion probes |
US3391334A (en) * | 1966-02-03 | 1968-07-02 | Mobil Oil Corp | Resistivity logging based upon electromagnetic field measurements carried out with three vertically spaced detectors |
US3525866A (en) * | 1968-02-26 | 1970-08-25 | Rita C Sagalyn | Attitude sensing utilizing environmental positive ions |
US3685478A (en) * | 1970-08-19 | 1972-08-22 | Transdynamics Inc | Wind control steering system for sailboats |
US3719337A (en) * | 1971-06-14 | 1973-03-06 | C Gardner | Flight control apparatus for maintaining maximum ground speed while within the jet stream |
-
1972
- 1972-10-27 US US301363A patent/US3868074A/en not_active Expired - Lifetime
-
1973
- 1973-10-17 CA CA183,643A patent/CA1033029A/en not_active Expired
- 1973-10-24 GB GB4947173A patent/GB1407760A/en not_active Expired
- 1973-10-25 SE SE7314487A patent/SE396340B/xx unknown
- 1973-10-26 FR FR7338256A patent/FR2204795B1/fr not_active Expired
- 1973-10-26 IT IT30640/73A patent/IT1030563B/it active
- 1973-10-26 DE DE2353831A patent/DE2353831C3/de not_active Expired
- 1973-10-26 BE BE137124A patent/BE806584A/xx not_active IP Right Cessation
- 1973-10-27 JP JP12042573A patent/JPS5432240B2/ja not_active Expired
-
1974
- 1974-11-15 US US05/524,334 patent/US4091326A/en not_active Expired - Lifetime
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2843034A1 (de) * | 1978-10-03 | 1980-08-21 | Deutsche Forsch Luft Raumfahrt | Steuer- und stabilisierungssystem fuer fahrzeuge |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
GB1407760A (en) | 1975-09-24 |
SE396340B (sv) | 1977-09-19 |
FR2204795A1 (de) | 1974-05-24 |
JPS5432240B2 (de) | 1979-10-12 |
IT1030563B (it) | 1979-04-10 |
CA1033029A (en) | 1978-06-13 |
BE806584A (fr) | 1974-04-26 |
US4091326A (en) | 1978-05-23 |
JPS4994098A (de) | 1974-09-06 |
DE2353831C3 (de) | 1979-10-04 |
DE2353831A1 (de) | 1974-05-30 |
FR2204795B1 (de) | 1978-02-10 |
US3868074A (en) | 1975-02-25 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE2353831C3 (de) | Vorrichtung zum Bestimmen der Fluglage eines Flugzeuges | |
DE2535493C2 (de) | Einrichtung zur Messung der Geschwindigkeit eines Hubschraubers | |
DE2808017C2 (de) | ||
DE2315280A1 (de) | Kraengungs- und gierungsregler fuer einen satelliten | |
DE2559959C2 (de) | Anordnung zum Kompensieren von Sauerstoffpartialdruckschwankungen bei Vorrichtungen zum Nachweis gasförmiger Anhydride in einem sauerstoffhaltigen Gas nach dem Prinzip der Potentialdifferenzmessung | |
DE3109779A1 (de) | "magnetkompass-kompensationssystem" | |
DE2458719A1 (de) | Ionisations-durchflussmesser | |
DE2555484A1 (de) | Magnetische kursvorgabe | |
DE4129627A1 (de) | Verfahren und vorrichtung zur lageregelung eines um eine koerperfeste achse in rotation zu versetzenden raumfahrzeuges | |
DE2245166A1 (de) | Automatische anordnung zur dynamischen einhaltung der position und zum steuern eines wasser- oder unterwasserfahrzeugs | |
DE2134739A1 (de) | Einrichtung zur Überwachung der Empfindlichkeit von Massenspektrometern | |
DE1648455A1 (de) | Nachfuehrung fuer ein auf die Stroemungsrichtung der Luft ansprechendes Geraet | |
DE3906344A1 (de) | Thermischer durchflusssensor | |
DE1556814C3 (de) | Zielsuchlenkanordnung | |
DE102010021367B4 (de) | Optische Winkelmesseinrichtung | |
DE1456161A1 (de) | Verfahren und Vorrichtung zur Lenkung oder Fuehrung eines aerodynamischen Flugkoerpers | |
DE102019130804A1 (de) | Drohne, Verfahren zum Betreiben einer Drohne und Elektronische Steuer- und Regeleinrichtung zur Steuerung und Regelung des Betriebs einer Drohne | |
DE3105219C2 (de) | "Verfahren und Vorrichtung zur optischen Stabilisierung und Steuerung von rollstabilisierten Flugkörpern" | |
DE102019212491A1 (de) | Unterwasserfahrzeug ohne inertiales Navigationssystem | |
DE1481508B1 (de) | Verfahren zur Regelung der Querbeschleunigung und Rolldaempfung von lenkbaren Flugkoerpern und Einrichtung zur Durchfuehrung des Verfahrens | |
DE2430805C3 (de) | Vorrichtung zur Bestimmung des aerodynamischen Strömungszustandes eines mit Tragflächen versehenen Flugzeugs | |
DE952497C (de) | Verfahren und Vorrichtung zur Erzeugung von Zeichen fuer nachgebildete oder nachgeahmte Flugbedingungen in Flugausbildungsgeraeten | |
DE1950164A1 (de) | Massenflussmessvorrichtung | |
DE3026813A1 (de) | Vorrichtung zum messen der stroemungsgeschwindigkeit eines ionisierbaren gases | |
DE1481659C3 (de) | Stabilisierungsvorrichtung für Luftfahrzeuge |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
C3 | Grant after two publication steps (3rd publication) | ||
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |