DE2353831C3 - Vorrichtung zum Bestimmen der Fluglage eines Flugzeuges - Google Patents
Vorrichtung zum Bestimmen der Fluglage eines FlugzeugesInfo
- Publication number
- DE2353831C3 DE2353831C3 DE2353831A DE2353831A DE2353831C3 DE 2353831 C3 DE2353831 C3 DE 2353831C3 DE 2353831 A DE2353831 A DE 2353831A DE 2353831 A DE2353831 A DE 2353831A DE 2353831 C3 DE2353831 C3 DE 2353831C3
- 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.)
- Expired
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. Die hierbei vorgesehenen Sonden sind lonensonden, die die Ionendichte
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 ι s
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 so
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 elektrostati- J'>
sehen 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. -">
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 Hindernisse im Luftraum umfah- r>
<> ren kann. Die erfindungsgemäße Vorrichtung basiert auf dem Grundprinzip der 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 hr>
Bauteile, wie zum Beispiel die Spannungsmeßsonden, umfaßt, kann die erfindjiigsgemäße Vorrichtung auch
bei gedrängten Platzverhältnissen ohne Schwierigkeiten 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.v.i betätigen, daß
dieser Differcnzwcrt 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
Vereinfachungen 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 erfindung.'.gemäßen Vorrichtung zeigen auf, daß man durch die
entsprechende Wahl der Anordnung und Zuordnung dei 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 Ausfuhrungsbeispielen näher erläutert Es zeigt
F i g. 1 schematisch einen für die Verwendung an Bord eines Flugzeuges geeigneten Differenzspannungsmesser für elektrostatische Spannungen,
F i g. 2 ein ausführliches Schaltschema des Differenzspannungsmessers nach F i g. 1,
Fig.3 schematisch Flugzeuge in verschiedenen
Querneigungslagen,
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 schematische Darstellung
einer Vorrichtung zum Bestimmen einer Äquipotentialebene mit zusätzlichen Spannungsmeßsonden für eine
automatische Verstärkungsregelung und
F i g. 7 ein ausführliches Schaltschema der Vorrichtung zum Bestimmen der Rollgeschwindigkeit eines
Flugkörpers
Gemäß den F i g. I und 2 besitzt ein Differenzspan-
nungsmesser 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
Hilfe des Querruders 20 eine Stabilisierung des Flugzeuges 16 um seine Längsachse bewirkt. Die
Sonden 12 können aus Metallblöcken 22 bestehen, die mit 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-Sprühnebeln, 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 2Sb angelegt, dessen Pluspol direkt an den Widerstand 306 angeschlossen ist. Das Ausgangssignal
des Verstärkers 286 ist das Ausgangssignal des f fl
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 Fotentialgradienten 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 Querneigungswinkel des Flugzeuges 16 proportional. Wenn man die
Sonden 12 eines Spannungsmesser? 10 längs der Längsachse des Flugzeuges 16 anordnet ist der
Ausgang des Spannungsmessers 10 dem Längsnei gungswinkel des Flugzeuges proportional. Die Aus
gangssignale der an Bord des Flugzeuges 16 vorgesehe
nen Spannungsmesser 10 können dann gesiebt und ar
"> die servomechanische Vorrichtung 18 angelegt werden
Auf diese Weise kann man eine Stabilisierung de: Flugkörpers um seine Quer- oder Längsachse bewirken
Mit Hilfe von zwei miteinander kombinierten Spannungsmessern 10 kann man einen Flugkörper um seine
in Quer- und Längsachse stabilisieren.
Fig.3 zeigt drei mit Spannungsmessern versehene
Flugzeuge 50a. 506 und 50c in dem elektrostatischen Feld E Die Sonden 12 sind an den Flügelspitzen jedes
Flugzeuges erkennbar. Das Feld Ehat einen vertikalen
ir> Gradienten, wobei die Veränderung des elektrostatischen
Potentials pro Meter in der Atmosphäre mil zunehmender Höhe abnimmt. Infolgedessen sind die
Kraftlinien 52 des elektrostatischen Spannungsfeldes f parallele Linien, die in der Nähe der Erdoberfläche 54
2t) kleinere Abstände voneinander haben. Im Bereich von
Bergen 57 oder ähnlichen Hindernissen sind die Linier 52 verformt und geneigt. Man erkennt, daß das Flugzeug
50a horizontal fliegt und die Flügelspitzen des Flugzeuges auf einer Linie 56 liegen, die zu der
:> Erdoberfläche 54 parallel ist. Die Sonden 12 brauchen
nicht unbedingt an den Flügelspitzen des Flugzeuges 50a angeordnet sein, sondern können sich nahe
beieinander in einem kleinen Gehäuse befinden, das praktisch an jeder Stelle des Flugzeuges angeordnet
i'i sein kann. Die Sonden 12 sind im wesentlichen auf der
horizontalen Linie 56 angeordnet. Im allgemeinen erzielt man bei einem größeren Abstand der Sonden 12
voneinander eine größere Empfindlichkeit gegenüber einer Neigung des Flugzeuges. Bei der für das Flugzeug
<~> 50a dargestellten Querneigungslage messen beide
Sonden dieselbe elektrostatische Spannung, so daß der mit den Sonden 12 versehene Spannungsmesser ein
Ausgangssignal erzeugt, das der Spannungsdifferenz Null entspricht und anzeigt, daß das Flugzeug den
i" Querneigungswinkel Null hat. Dagegen ist das Flugzeug
506 nach links geneigt, weil seine linke Flügelspitze wciiigci weil vuii tier Erdoberfläche enuernt ist ais
seine rechte Flügelspitze. In dieser Fluglage wird ein 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 ies
Höhenunterschiedes zwischen den an den Flügelspitzen des Flugzeuges angeordneten Sonden 12 ist df?r
Ausgang des Spannungsmessers dem Querneigungswinlcel des P]ufr7Pll(rPK nrnnrirtirma! W<»«n ***;»n dSH
·"■> 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 10 nicht nur den Betrag, sondern auch das Vorzeichen des
° Querneigungswinkels θ an. Wie vorstehend angegeben wurde, kann man den Ausgang des Differenzspannungsmessers
an eine bekannte servomechanische Regelungsvorrichtung anlegen, die dazu dient das Flugzeug
506 oder 50c automatisch in einer horizontalen
"■"> Querlage zu halten.
In der F i g. 4 sind die Flugzeuge 50a, 506 und 50c in
dem elektrostatischen Feld E der Erde in einer Seitenansicht gezeigt so daß der Längsneigungswinkel
Φ 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 34 parallel. Da die Sonden 12 im wesentlichen auf
der Längsachse des Flugzeuges 50a angeordnet sind, messen sie dieselbe elektrostatische Spannung und
erlogt der mit den Sonden 12 versehene Spannungsmesser
ein 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 506 angeordneten Sonden 12 in verschiedenen
Höhen. Die am Bug des Flugzeuges 50i» angeordnete Sonde 12 mißt eine stärker negative
elektrostatische Spannung als die zum Heck des Flugzeuges hin angeordnete Sonde 12. Diese gemessene
das Flugzeug in einer horizontalen Fluglage in der von den beiden Spannungsmessern 10 bestimmten Äquipotentialebene
gehalten. Wenn gemäß F i g. 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 brstimmt,
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
Auch mit Hilfe des in Fig.6 gezeigten Systems 70
Spannungsdifferenzmessers angezeigt, der mit den Sonden 12 versehen ist. Dieses Ausgangssignal ist dem
Längsneigungswinkel Φ zwischen der horizontalen Linie 60 und der Längsachse des Flugzeuges proportional.
Das Flugzeug 50c befindet 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 L^iigsneigungswinkels Φ des Flugzeuges an eine
servomechanische 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.
Wenn diese Achsen unter einem Winkel zueinander angeordnet sind, beispielsweise unter dem in F ie. 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 künstliche horizontale Ebene bestimmt wird, die als
Flugkörpers um seine Quer- und Längsachse 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
de; werden kann, beispielsweise für die Stabilisierung
des Flugzeuges, für die gyroskopische Äbdrifikorrektur,
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. Beispielsweise
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 Längsneigungswinkel Null aufrechterhält, und der zweite
Spannungsmesser 10 zum Aufrechterhalten des Querneigungswinkels Null herangezogen wird. Daher wird
ändert, und zwar unabhängig davon, ob das Flugzeug horizontal iiegi oder quergeneigt ist rvian 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 in Fig.6 gezeigte System mit drei
Sonden verwendet, muß bei Flughöhen über etwa 1000 m die Signal verstärkung geregelt werden. Beispielsweise
beträgt 3000 m über der Erdoberfläche die Amplitude der Ausgangssignale eines Spannungsmessers
nur etwa ein Fünftel der Amplitude in einer
Flughöhe von 900 m erhaltenen Signale. Diese Abnahme 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 Potentialgi-adienten 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
\?C Sind Huf einer yprtiknlpn Arhcp antrprvrHnpt rlip
10
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 to nicht nur zur Kompensation der Abnahme der
Signalstärke in großen Flughöhen, sondern sprechen auch auf kleine örtliche Veränderungen des elektrostatischen
Potentialgradianten an; derartige Veränderungen treten oft infolge von Inversionen in der Atmosphäre
oder einer überstarken 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 den HlPlStPf! F?.!|pp 17PnC!17* für die Vprstärlcunffsrpiyplnncr pin
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 Äquipotentialebene bestimmen.
Hierzu 6 Blatt Zeichnungen
Claims (11)
1. Vorrichtung zum Bestimmen der Fluglage eines
Flugzeuges mit einer außen am Flugzeug vorgesehenen Sondenanordnung, dadurch gekenn-
zeichnet, 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 Stabilisierungseinrichtung 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 Spannung>„sonder. an wenigstens zwei
verschiedenen Stellen ah/ Flugzeug umfaßt.
4. Vorrichtung nach Anspruch J, 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 4(l
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- 4'>
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 V]
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 Y>
Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung zum Erzeugen eines Ausgangssignales
einen Differenzverstärker umfaßt.
11. Vorrichtung nach Anspruch 2. dadurch gekennzeichnet, daß die Sondenanordnung zwei M)
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- br'
len Linie angeordnet sind, daß die Spannungssonden jedes Spannungssondenpaares im Abstand voneinander im wesentlichen auf einer Horizontalebene
des Flugzeuges liegen, 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 mii.-destens 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.
IZ 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
Differenzverstärkern 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 DE2353831B2 (de) | 1979-02-22 |
DE2353831C3 true 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) |
Families Citing this family (19)
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 |
DE2843034C2 (de) * | 1978-10-03 | 1983-02-10 | Deutsche Forschungs- und Versuchsanstalt für Luft- und Raumfahrt e.V., 5000 Köln | Steuer- und Stabilisierungssystem für Fahrzeuge |
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 |
AU5514801A (en) * | 1999-12-07 | 2001-07-09 | 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 BE BE137124A patent/BE806584A/xx not_active IP Right Cessation
- 1973-10-26 DE DE2353831A patent/DE2353831C3/de not_active Expired
- 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
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
IT1030563B (it) | 1979-04-10 |
SE396340B (sv) | 1977-09-19 |
CA1033029A (en) | 1978-06-13 |
FR2204795B1 (de) | 1978-02-10 |
GB1407760A (en) | 1975-09-24 |
FR2204795A1 (de) | 1974-05-24 |
JPS4994098A (de) | 1974-09-06 |
DE2353831B2 (de) | 1979-02-22 |
BE806584A (fr) | 1974-04-26 |
DE2353831A1 (de) | 1974-05-30 |
US4091326A (en) | 1978-05-23 |
US3868074A (en) | 1975-02-25 |
JPS5432240B2 (de) | 1979-10-12 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE2353831C3 (de) | Vorrichtung zum Bestimmen der Fluglage eines Flugzeuges | |
DE2535493C2 (de) | Einrichtung zur Messung der Geschwindigkeit eines Hubschraubers | |
DE3109779A1 (de) | "magnetkompass-kompensationssystem" | |
DE2233938A1 (de) | Laststabilisierungs-einrichtung | |
DE2559959C2 (de) | Anordnung zum Kompensieren von Sauerstoffpartialdruckschwankungen bei Vorrichtungen zum Nachweis gasförmiger Anhydride in einem sauerstoffhaltigen Gas nach dem Prinzip der Potentialdifferenzmessung | |
DE4129627A1 (de) | Verfahren und vorrichtung zur lageregelung eines um eine koerperfeste achse in rotation zu versetzenden raumfahrzeuges | |
DE10027863C2 (de) | Bahnregler für Fahrzeuge mit einer von einer Anströmung beeinflußten Bahn | |
DE19521600A1 (de) | Landeverfahren für unbemannte Luftfahrzeuge | |
DE1960519A1 (de) | Einrichtung zum Entladen von in unerwuenschter Weise mit statischer Elektrizitaet aufgeladenen Koerpern | |
DE2245166A1 (de) | Automatische anordnung zur dynamischen einhaltung der position und zum steuern eines wasser- oder unterwasserfahrzeugs | |
DE1269543B (de) | Flugabwehrwagen | |
DE1456121C3 (de) | Flugsituationsdarstellungsgerät in einer Flugzeug- oder Fliegerschulungskabine | |
DE2445938A1 (de) | Schleppkoerper zur darstellung von luftzielen | |
DE1648455A1 (de) | Nachfuehrung fuer ein auf die Stroemungsrichtung der Luft ansprechendes Geraet | |
DE3626030A1 (de) | Verfahren und vorrichtung zur entdeckung einer bevorstehenden sichtverbindungsunterbrechung zwischen einem flugzeug und einem ziel, insbesondere in einem laser-feuerleitsystem | |
DE1456161C3 (de) | Verfahren zur Fernlenkung eines um seine Rollachse rotierenden Flugkörpers und Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens | |
DE1556814C3 (de) | Zielsuchlenkanordnung | |
DE2310828B2 (de) | Steueranordnung zum Heranführen eines Flugzeuges an einen Leitstrahl | |
DE3105219C2 (de) | "Verfahren und Vorrichtung zur optischen Stabilisierung und Steuerung von rollstabilisierten Flugkörpern" | |
DE3214379C2 (de) | Vorrichtung zur magnetischen Lageregelung eines Satelliten | |
DE2613953B2 (de) | Einrichtung zur Höhensteuerung von Schleppzielen | |
DE2053479A1 (de) | Vorrichtung zur Messung des Anstell winkeis von Luftfahrzeugen | |
DE1623399B1 (de) | System zur automatischen zielverfolgung bei direkter sicht des zieles | |
DE3026813A1 (de) | Vorrichtung zum messen der stroemungsgeschwindigkeit eines ionisierbaren gases | |
DE3622724C2 (de) |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
C3 | Grant after two publication steps (3rd publication) | ||
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |