DE2513901A1

DE2513901A1 - Flugweg-steuereinrichtung

Info

Publication number: DE2513901A1
Application number: DE19752513901
Authority: DE
Inventors: Harry Miller
Original assignee: Sperry Rand Corp
Current assignee: Sperry Corp
Priority date: 1974-03-29
Filing date: 1975-03-27
Publication date: 1975-10-09
Also published as: GB1487137A; FR2274971B1; FR2274971A1; JPS50130200A; IT1032393B; JPS5855039B2; US3927306A

Description

Flugweg-S teuer einrichtung

Die Erfindung bezieht sich auf Flugweg-Steuereinrichtungen zum Betriet von Luftfahrzeugen, wie z.B. senkrecht startenden (VTOL-) Luftfahrzeugen unter schlechten Sichtbedingungen. Die Erfindung bezieht sich insbesondere auf Einrichtungen zur Flugwegsteuerung von Hubschraubern unter Beobachtung von zusammenwirkenden und gleichzeitigen Flugdirektor-Anzeigeelementen zur Steuerung und Überwachung der Vorschub- und Längsneigungslagen-Steuereinrichtungen des Hubschraubers oder durch die automatische Steuerung derartiger Steuereinrichtungen.

Bisher war es allgemein üblich, daß sich der Pilot bei Startun d Landemanövern mit Luftfahrzeugen, wie z.B. Hubschraubern auf seine Erfahrung in der Handhabung des Luftfahrzeuges und seine Fähigkeit verließ, Bodenmerkmale zu beachten und zu interpretieren und auf sie zu reagieren. Auf diese V/eise hält der erfahrene Hubschrauberpilot mit gewissem Erfolg eine geeignete Luftfahrzeug-Fluggeschwindigkeit als Funktion seiner Nähe zum Boden aufrecht. Bei diesem empirischen Verfahren muß der Pilot die Fluggeschwindigkeit in geeigneter Weise erhöhen, wenn die Höhe größer wird und umgekehrt, so daß eine sichere Landung aus einer niedrigen Höhe durchgeführt werden kann, wenn ein Triebwerksausfall bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten auftritt, bei denen die Autorotationseigenschaften des Luftfahrzeuges

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unwirksam sind. Bei schlechten Sichtbedingungen bei der Landung und beim Start ist der Pilot nicht immer in der Lage, die Beurteilung der Situation in richtiger Weise durchzuführen und die Folge einer derartigen Fehlbeurteilung und eines Triebwerksausfalls bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten kann sehr schwerwiegend sein.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Flugweg-Steuereinrichtung zu schaffen, die dazu verwendet werden kann, einen Flug entlang eines auswählbaren Flugwegwinkels während des beschleunigten oder abgebremsten Fluges eines Hubschraubers insbesondere bei Start- oder Landemanövern zu erzielen und zwar im Bereich zwischen der Schwebeflugbetriebsweise und der sicheren Fluggeschwindigkeit.

Eine entsprechend einem Grundgedanken der Erfindung ausgebildete Flugweg-Steuereinrichtung, mit deren Hilfe ein Luftfahrzeug so gesteuert v/erden kann, daß es einem auswählbaren Flugweg relativ zur Horizontalen bei einer programmierten Beschleunigung entlang dieses Flugweges bis zu einer vorgegebenen konstanten Geschwindigkeit durch Einstellung der Vorschub¹- und Längsneigungslagensteuereinrichtungen des Luftfahrzeuges folgt, umfaßt Einrichtungen zur Auswahl eines gewünschten Flugwegwinkels und zur Lieferung eines Flugwegwinkel-Bezugssignals entsprechend dem gewünschten Flugwegwinkel, Einrichtungen zur Lieferung eines Signals entsprechend dem tatsächlichen Flugwegwinkel, auf die algebraische Summe der ausgewählten und tatsächlichen Flugwegwinkel-Signale ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines Vorschub-Steuerbefehlssignals, Einrichtungen zur Lieferung eines Beschleunigungs-Bezugssignals, Einrichtungen zur Lieferung eines Signals entsprechend der tatsächlichen Beschleunigung des Luftfahrzeuges entlang des ausgewählten Flugweges, Einrichtungen zur Lieferung eines Signals proportional zu einer vorgegebenen Funktion der Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges entlang des Flugweges, auf die algebraische Summe der Bezugsbeschleunigungs-,

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der tatsächlichen Beschleunigungs- und der Geschwindigkeitssignale ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines Längsneigungs-Steuerbefehlssignals, und Nutzeinrichtungen, die auf jedes der Befehlssignale ansprechen und die Einstellung der Vorschub- und Längsneigungssteuerungseinrichtungen des Luftfahrzeuges bestimmen, wodurch, wenn der Vorschub und die Längsneigung des Luftfahrzeuges gleichzeitig entsprechend dem Betrieb der Nutzeinrichtungen so gesteuert werden, daß die Befehlssignale auf O gehalten werden, das Luftfahrzeug dem ausgewählten Plugweg mit der programmierten Beschleunigung entlang des Flugweges bis zu einer vorgegebenen konstanten Geschwindigkeit folgt.

Eine entsprechend einem weiteren Grundgedanken der Erfindung ausgebildete Flugweg-Steuereinrichtung, durch die ein Luftfahrzeug so gesteuert werden kann, daß es einem auswählbaren Flugweg gegenüber der Horizontalen mit einer programmierten Beschleunigung entlang dieses Flugweges bis zu einer vorgegebenen konstanten Fluggeschwindigkeit durch Einstellung der Vorschub- und Längsneigungslagensteuereinrichtungen des Luftfahrzeuges folgt, umfaßt erste Rechnereinrichtungen zur Lieferung eines ersten Steuerbefehlssignals £-, entsprechend der Beziehung ^₁ = ^. - ^"- k deren Ausdrücke durch elektrische Signale mit jeweiligen Werten gebildet werden, die proportional zu

"f. = auswählbarer Flugwegwinkel

^ = tatsächlicher Flugwegwinkel

^ = Änderungsgeschwindigkeit des Flugwegwinkels k = einer Verstärkungskonstante sind,

zweite Rechnereinrichtungen zur Lieferung eines zweiten Steuerbefehlssignals ^₂ entsprechend der Beziehung 5p ^{= v} ~ ^vi ^{+ k>}

- k^f' ©, worin die Ausdrücke durch elektrische Signale mit jeweiligen Werten gebildet sind, die proportional zu

V. = programmierte Beschleunigung entlang des Flugweges V « tatsächliche Beschleunigung entlang des Flugweges f(V) » eine Funktion der tatsächlichen Geschwindigkeit entlang des Flugweges

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4 = Änderungsgeschwindigkeit der Längsneigungslage k' « eine erste Verstärkungskonstante

k¹' = eine zweite Verstärkungskonstante sind,

Luftfahrzeug-Lenkungseinrichtungen mit ersten Einrichtungen zur Bestimmung der Einstellung der Vorschubsteuerungen des Luftfahrzeuge und mit zweiten Einrichtungen zur Bestimmung der Einstellung der Längsneigungssteuereinrichtungen des Luftfahrzeuges, und Einrichtungen zur Zuführung des ersten Steuerbefehlssignals an die ersten Lenkungseinrichtungen zur Zuführung des zweiten Steuerbefehlssignals an die zweiten Lenkungseinrichtungen, so daß, wenn der Vorschub und die Längsneigung des Luftfahrzeuges gleichzeitig entsprechend der Betätigung der Lenkungseinrichtungen so gesteuert werden, daß die Befehlssignale auf O gehalten werden, das Luftfahrzeug dem ausgewählten Plugweg mit der programmierten Beschleunigung entlang des auswählbaren Flugweges mit der programmierten Beschleunigung entlang des auswählbaren Plugweges bis zur vorgegebenen konstanten Geschwindigkeit folgt.

Gemäß einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung wird ein gleichsinniges Blattwinkelstellungs-Signal für die Steuerung des Vorschubes erzeugt, das die algebraische Summierung der elektrischen Signale ist, die einen auswählbaren Plugweg-Befehlswinkel, den tatsächlichen Flugwegwinkel des Luftfahrzeuges und die zeitliche Änderungsgeschwindigkeit des letzteren darstellen. Zweitens wird ein periodisches Blattwinkelsteuerungssignal für die Steuerung der Längsneigungslage als Summierung der elektrischen Signale erzeugt, die einer vorgegebenen oder voreingestellten Befehlsbeschleunigung entlang des ausgewählten Flugweges, der tatsächlichen Luftfahrzeug-Beschleunigung entlang des befohlenen Flugweges, der !seitlichen Änderungsgeschwindigkeit der Längsneigungslage des Luftfahrzeuges und dem Quadrat der Luftfahrzeuggeschwindigkeit entsprechen. Wenn die beiden Regel- oder Steuersignale auf 0 eingestellt werden und durch manuelle Betätigung der Vorschub- und Längsneigungslagensteuereinrichtungen des Luftfahrzeuges unter Beobachtung der zusammenwirkenden Flugdirektor-Anzeigeelemente, die auf die Regelsignale ansprechen, auf O gehalten werden, wird das gewünschte Flugverhalten des Luftfahr-

509841/0350 ^#/'

zeuges erzielt.

Die kombinierte Steuerung der gleichsinnigen und der periodischen Blattwinkelsteuerung stellt sicher, daß sich die Fluggeschwindigkeit des Hubschraubers in geeigneter Weise vergrößert, während sich die Höhe des Hubschraubers vergrößert, und sie kann umgekehrt so programmiert werden, daß die Pluggeschwindigkeit verringert wird, wenn die Höhe verkleinert wird. Ein derartiger Betrieb verringert weitgehend die Polgen irgendeines Triebwerksausfalls weil der Schwebeflug und der Betrieb bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten des Luftfahrzeuges dann nur bei niedrigen Höhen über dem Boden auftritt. Es ist daher möglich, beispielsweise während des Starts den Hubschrauber entlang eines Plugweges zu beschleunigen, der einen konstanten Winkel gegenüber der Horizontalen aufweist, so daß das Luftfahrzeug schnell eine sichere Fluggeschwindigkeit erreicht, während sich die Höhe vergrößert.

Weitere vorteilhafte Ausgestaltungen und Vieiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen.

Die Erfindung wird im folgenden anhand von in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispielen noch näher erläutert.

In der Zeichnung zeigen:

PIg. 1 ein Vektordiagramm, das Parameter zeigt, die beim

Plug eines Hubschraubers von Interesse sind und die zur Erläuterung der Betriebsweise der Plugweg-Steuereinrichtung zweckmäßig sind;

Fig. 2 eine grafische Darstellung typischer Steuerpara-

meter als Punktion des auswählbaren Flugwegwinfcels;

Fig. 3 eine grafische Darstellung eines typischen Zeitverlaufs verschiedener Hubschrauber-Flugparameter während des Startvorganges bei einem ausgewählten Flug-

wegwinkel;

509841/0350 ^#/·

Pig. 4 ein allgemeines Blockschaltbild einer Ausführungsform der Flugweg-Steuereinrichtung, die den allgemeinen Aufbau zeigt;

Fig. 5a und 5t> zusammen ein ausführliches Blockschaltbild der gesamten Flugweg-Steuereinrichtung.

Fig. 1 zeigt die Situation eines Hubschraubers, der entlang eines geradlinigen Flugweges fliegt, der am Schwebeflugpunkt 0 in der Nähe des Bodens startet und entlang eines geradlinigen Plugweges beschleunigt, während der Hubschrauber von dem Schwebeflugpunkt in Richtung auf einen Punkt B steigt, an dem die Flugwegbeschleunigung auf O abfällt, so daß sich das Luftfahrzeug mit einer gleichförmigen Geschwindigkeit V. bewegt. Es ist verständlich, daß eine ähnliche Situation für den umgekehrten Fall gegeben ist, bei dem der Hubschrauber von einer konstanten Geschwindigkeit V₁ während des Landemanövers bis zum Schwebeflugpunkt O abgebremst werden soll.

Es wird angenommen, daß die Vorschubsteuerung des Hubschraubers so betätigt wird, daß das Luftfahrzeug auf dem Flugweg OB gehalten wird, wobei der Winkel ^. des Flugweges gegenüber der Horizontalen durch den Start-Schwebeflugpunkt O konstant und auswählbar ist. Es wird weiterhin angenommen, daß die Längsneigungslagen-Steuerung derart betätigt wird, daß die Flugwegbeschleunigung V eine Funktion der Plugweggeschwindigkeit V entsprechend der folgenden Beziehung ist;

wobei ν~_ηΜ eine auswählbare Konstante und k, eine zweite auswählbare Konstante ist, die derart maßstäblich auf V«™» bezogen ist, daß die Beschleunigung am Punkt B O ist, wenn die Geschwindigkeit einen konstanten Wert V₁ erreicht. Unter diesen Bedin-

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gungen ist zu erkennen, daß:

1 " "Ic

T₇ _ COiI //-\

Obwohl in dem bevorzugten Ausführungsbeispiel die Funktion von V als quadratische Punktion ausgev/ählt und untersucht wird, ist es möglich, in Abhängigkeit von der Anwendung andere Punktionen von V zu verwenden.

Pig. 2 zeigt typische Werte der Konstanten V_COM und k, als Punktion des auswählbaren Flugwegwinkels £, . Diese Vierte beruhen auf den folgenden empirischen Beziehungen für positive Vierte des ausgewählten Flugwegwinkels:

^{= 25}°

Ic₁ = 0,095 ^₁ ² + 0,00005 (4)

wobei ^₁ in Radian ausgedrückt ist, wobei 1 Radian = 57,2° ist. Für negative Werte des ausgewählten Plugwegwinkels ist Vp₀-. auf 2 Fuß pro Sekunde festgelegt. Die Vierte von k, beruhen auf den angezeigten ν,-Charakteristika, die sich verringern, wenn der ausgewählte Plugwegwinkel zunehmend negativ wird.

Die stetige Geschwindigkeit V,, die sich aus der Verwendung der Gleichungen (3) und (4) ergibt, ist ebenfalls grafisch in Fig. gezeigt. Sie wird von der Beziehung 2 abgeleitet. Das Ergebnis der Verwendung der Steuergleichungen (l) bis (4) besteht darin, daß der Hubschrauber dazu gebracht wird, sich auf den Viert von V. zu beschleunigen oder von diesem ausgehend abzubremsen, der dem ausgewählten Flugwegwinkel entspricht. Beispielsweise ergibt ein ausgewählter Flugwegwinkel von -j5 zu einem Zeitpunkt, zu dem der Hubschrauber oberhalb der Geschwindigkeit V₁ betrieben wird, eine Abbremsung auf eine konstante Geschwindigkeit von 49 Knoten bei einem konstanten Flugwegwinkel von -3°. Ein ausge-

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wählter Plugwegwinkel von +8° während des Schwebefluges des " Hubschraubers ergibt eine Beschleunigung auf eine stetige Geschwindigkeit von 52 Knoten bei einem konstanten Flugwegwinkel von +8°. Eine Verringerung des ausgewählten Plugwegwinkels in Richtung auf O ergibt eine weitere Beschleunigung auf eine Geschwindigkeit von V, von 137 Knoten.

Fig. 3 zeigt typische berechnete zeitliche Verläufe der verschiedenen Plugparameter während des Startvorganges eines Hubschraubers unter den Steuergesetzen, die sich aus den Gleichungen (l) bis (k) ergeben wenn f* = 0,1 Radian ist, was 5,72° entspricht. Eine Untersuchung dieser Kurven zeigt, daß dieser theoretische Betrieb die Forderungen des gewünschten Manövers erfüllt, nämlich, daß die Flugweggeschwindigkeit bei 0 beginnt, wenn die Höhe oberhalb des Abhebepunktes gleich 0 ist und daß die Geschwindigkeit schnell auf einen sicheren Wert ansteigt, wenn der Hubschrauber steigt. Weiterhin erreicht der Hubschrauber eine stetige Geschwindigkeit in gleichförmiger Weise innerhalb der Leistungsfähigkeit seines Triebwerkes. In dem dargestellten Beispiel erreicht der Hubschrauber eine sichere Vorwärtsgeschwindigkeit von JQ Knoten innerhalb von 5*5 Sekunden nach dem Abheben bei einer sicheren Höhe von 14 Fuß.

Die in Fig. 2 dargestellten Charakteristika sind außerdem für den Betrieb des Hubschraubers während einer Landung bei schlechten Sichtbedingungen brauchbar. In einem typischen Fall verwendet der Hubschrauber eine Führung durch einen Gleitpfadstrahl und nimmt diesen Gleitpfadstrahl bei einer sicheren Höhe von beispielsweise 1000 Fuß oberhalb der Landefläche und bei einer sicheren Übernahmegeschwindigkeit, wie Z.B.1J50 Knoten auf. Das Aufnehmen des Gleitpfadstrahls wird dadurch erzielt, daß der Flugwegwinlaelbefehl jf, als Punktion des Gleitwegwinkels eingestellt wird, der typischerweise 2,5° beträgt. Die Abbremsung, die sich aus der Programmierung des Flugwegwinkelbefehls von 0 auf -2,5° ergibt, ruft eine Änderung des Wertes von V₁ von 13O Knoten auf 57 Knoten hervor. Bei einer beispielsweise durch einen

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Punkhöhenmesser bestimmten Entscheidungshöhe von beispielsweise 100 Fuß über der Landefläche wird die Programmierung des Plugwegwinke lbefehls ^, zu einer Punktion der Punkhöhe gemacht, wodurch der Winkel zunehmend negativer wird, während sieh der Hubschrauber der Landefläche nähert. Die V,-Charakteristik nach Fig. 2 zeigt, daß dieses Manöver eine weitere Abbremsung ergibt. BeispielsweiseJst die einem Winkel von -8° entsprechende V,-Geschwindigkeit gleich 20 Knoten.

Die typischen in Fig. 3 dargestellten Charakteristika v/erden dadurch abgeleitet, daß die Kräfte betrachtet werden, die auf den Schwerpunkt A des Hubschraubers wirken. Gemäß Fig. 1 sind diese Kräfte der Vorschubvektor T, der Luftwiderstandsvektor D und der Gewichtsvektor W. Die folgenden Gleichungen (5) und (6) beruhen auf dem Gleichgewicht der Kräfte und Beschleunigungen und der Richtungen, die senkrecht zum Flugweg bzw. entlang des Flugweges verlaufen.

T sin μ = Μ cos If- (5)

wobei ^ der Viinkel zwischen dem Flugweg OB und dem Schubvektor T ist, während γ- der Flugwegwinkel gegenüber der Horizontalen ist.

T cos μ =Qp V + D + W sin (6)

wobei g die Konstante ist, die die Beschleunigung auf Grund der Schwerkraft darstellt.

Der Luftwiderstandsvektor ist eine Punktion der Vorwärtsgeschwindigkeit in der folgenden Weise:

D = k₂ (| ρ V²) (7)

wobei kp eine ?vonstanfce ist, die eine Charakteristik der Form des Hubschraubers ist, während ρ die luftdichte ist.

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Aus trigonometrischen Erwägungen ergibt sich ohne weiteres,daß: -Θ = f - θ_ρ -μ-r (8)

wobei θ der Längsneigungswinkel der Zellenlängsachse des Luftfahrzeuges, μ der Winkel zwischen dem Vorschubvektor und dem Flugweg, f der Flugwegwinkel und θ_ρ der Winkel zwischen dem Vorschubvektor und der Achse der Antriebsrotornabe ist. Der Winkel Θ™ zwischen dem Vorschubvektor und der Rotornabenachse ist als empirische Funktion der Fluggeschwindigkeit bekannt:

θ_ρ - K₃ v² (9)

wobei k^, eine empirische Konstante ist.

Die zur Beschleunigung des Luftfahrzeuges erforderliche Leistung P ist

P = TV cos μ (10)

wobei P in ft lb/sec ausgedrückt ist.

Die speziellen Charakteristika nach Fig. 3 beruhen auf der gleichzeitigen Lösung der Gleichungen (l) bis (10) unter Verwendung der folgenden konstanten Parameter für einen typischen Hubschrauber:

W = 3220 Ib

^₁ =0,1 Radian (5,72°)

V₁ = 100 Fuß pro Sekunde (60 Knoten)

COM ^{= 10 1}^ P^{ro Seicunde} (6 Knoten pro Sekunde)

ρ = 0,00238 Ib-sec²/ft^;+

Ic₁ = 0,001 1/ft

k_P = 19 ft²

= 0,000007 rad-sec²/ft².

Die Beziehung zwischen der abgelaufenen Zeit t von dem Schwebeflugpunkt bis zu einem Punkt in einem Abstand r hiervon wird In der folgenden Weise durch Integisfcion berechnet:

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Diese Gleichung kann durch die Verwendung der Gleichung (l) und unter Verwendung der Konstanten des speziellen Beispiels in der folgenden Weise gelöst werden:

CT7

wobei t in Sekunden und V in ft/sec ausgedrückt ist. Die Beziehung zwischen der Entfernung r und der Geschwindigkeit wird in der folgenden Weise gewonnen:

r = Vdt

ο ο

C Yiü ⁼ J *

^r =

TT

wobei r in ft ausgedrückt ist.

Die Beziehung zwischen Entfernung und Höhe wird wie folgt abgeleitet:

h = r sin ν-_χ (l4)

wobei h und r beide in ft ausgedrückt sind.

Die Flugwegwinke!-Steuerung des beschleunigten oder verzögerten Fluges eines senkrecht startenden Luftfahrzeuges, wie z.B. eines Hubschraubers unter Verfolgung eines Flugweges mit konstantem Winkel bezüglich der Horizontalen wird in dem bevorzugten Ausführungsbeispiel, das gerade beschrieben wird, unter Verwendung einer ElugJirektor-Instrumentierung erzielt. Es ist jedoch ver-

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ständlich, daß die Grundgedanken der Erfindung ebenso in einfacher Weise in ein automatisches Plugsteuersystem eingeführt werden können, bei dem die erzeugten Befehlssignale Servobetatigungseinrichtungen zugeführt werden, um die Vorschub- und Längsneigungslagensteuereinrichtungen des Luftfahrzeuges entsprechend einzustellen. V/ie dies noch erläutert wird, wird die Vorschub- und Längsneigungslagensteuerung des Luftfahrzeuges von dem Piloten durch direkte Beobachtung der Flugdirektoranzeige durchgeführt. Pur einen Hubschrauber wird die gleichsinnige BlattwinkeIsteuerung des Rotors zur Einstellung des Vorschubes T verwendet, um einen einstellbaren Plugwegwinkel einzustellen, während die periodische Blattwinkelsteuerung des Rotors zur Einstellung der Längsneigungslage θ und zur Steuerung der Beschleunigung (oder Verzögerung oder Abbremsung) V verwendet wird, während ein Flugweg mit konstantem Winkel geflogen wird. Pur diese Zwecke werden sowohl Trägheits- als auch Druckdaten in einem Datenrechner verarbeitet, wodurch die gewünschten Flugdirektor-3teuersignale erzeugt werden, wie dies noch näher erläutert wird.

Fig. 4 zeigt den allgemeinen Aufbau einer Einrichtung, die erforderlich ist, um eine Flugdirektor-Führung während der beschriebenen Beschleunigungs- oder Abbremsmanöver eines Hubschraubers zu gewinnen und zu verwenden. Wie es aus der ausführlichen Erläuterung anhand der Pigg. 5a und 5b noch zu erkennen sein wird, liefert ein Meßfühlersystem 10 grundlegende Plugdaten und Trägheitsbezugs-Informationen an den Druck- und Trägheitsdatenrechner 11, der den Hauptteil der Einrichtung nach Fig. 5a bildet. Im allgemeinen schließt das Meßfühlersystem 10 ein Funkhöhenmesser, einen GleitpfadempfMnger, Beschleunigungsmesser, einen Vertikalkreisel, einen Druckmeßfühler für den statischen Druck und einen statischen Pitot-Druckmeßfühler ein. Entsprechend leitet das Meßfühlersystem 10 die absolute Höhe h_R über dem Gelände, die Gleitpfadabweichung ^fas ¹^ ^die Längsneigungslagendaten θ und die Querneigungslagendaten $ von einem Vertikalkreisel ab. Das Meßfühlersystem leitet weiterhin die Höhe hg und die Quadratwurzel des statischen Pitot-Druckes \jq~ aus Druckmeßsonden ab,

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die in üblicher Weise an dem HubschraxJb er befestigt sind. Längsund VertikalbeschTeunigungssignale & und a werden weiterhin zur Verarbeitung in dem Rechner 11 geliefert. Die Ausgänge des Rechners 11 werden in einem Vorschub-Flugdirektor-Rechner 12 und in einem Längsneigungslagen-Flugdirektor-Rechner IjJ weiter verarbeitet. Dies wird durchgeführt, um brauchbare Fehlersignale ^_COt ^un<3 ^s CYC ^abzul^ei'ten, die übliche bewegliche Elemente eines Kreuzzeiger-Lagendirektor-Anzeigers 14 ansteuern, wie dies noch erläutert wird. Die Befehle für den gewünschten Flugwegwinkel iTi und die Flugwegbeschleunigung V^₀₁, werden gleichzeitig als eine Funktion der Einstellung eines einzigen Betätigungsknopfes 15a eines Flugweganzeigers 15 entsprechend der empirischen oben abgeleiteten Daten erzeugt, wie sie in den typischen Kurven nach Fig. 2 dargestellt sind. Weitere Einzelheiten der jeweiligen Vorschub- und Längsneigungs-Flugdirektor-Rechner 12 und IJ, dss Lagenanzeigers 14 und des Flugwegwinkelanzeigers 15 werden in der ausführlichen Diskussion in der Fig. 5t> erläutert.

Das Vorschub-Steuergesetz, das die gleichsinnige Blattwinkelsteuerung als Fehlersignal definiert, ist:

wobei y der Befehlswinkel zwischen dem Flugweg OB und der Horizontalen und fder tatsächliche Flugwegwinkel ist, wie er in dem Druck- und Trägheitsdatenrechner 11 errechnet wird, während der Wert kj, eine Proportionalitätskonstante in dem γ- oder Dämpfungsausdruck ist. In gleicher Weise ist das Längsneigungslagen-Steuergesetz, das die periodische Blattwinkelsteuerung als Fehlersignal definiert, gleich:

eye - ^cp - 5

wobei Vpp die berechnete Beschleunigung für das Luftfahrzeug entlang des gewünschten Flugweges und Vp₀₁, die anfängliche befohlene Beschleunigung des Luftfahrzeuges entlang des Flugweges OB ist. Der Parameter V_nT> ist die berechnete Geschwindigkeit des Luft-

^or .ist

fahrzeuges entlang des gewünschten Flugweges und ©yder Dämpfungs-

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ausdruck und ist die zeitliche Änderungsgeschwindigkeit des Winkels zwischen der Luftfahrzeug-Zellenbezugsachse und der Horizontalen. Die Werte K₂, und kp. sind Proportionalitätskonstanten. In dem vorliegenden Ausführungsbeispiel wird eine Vergrößerung der gleichsinnigen Blattwinkelsteuerung befohlen, wenn ζηητ P^{osifclv ist}* während eine Vergrößerung der Längsneigungslage befohlen wird wenn Spyr. positiv ist.

Fig. 5a ist ein Blockschaltbild eines bevorzugten Ausführungsbeispiels einer Einrichtung zur Erzeugung der Ausgangesignale des Druck- und Trägheitsdatenrechners 11 nach Fig. 4. Die Ausgangssignale stellen den Flugwegwinkel ^, die berechnete Vertikalgeschwindigkeit ήρρ die berechnete Flugweggeschwindigkeit V_c„, die Höhenabweichung von einer gewünschten Bezugshöhe Ahu, die berechnete Flugwegbeschleunigung V_nO und das Quadrat der berechneten Flugweggeschwindigkeit Υ_ητ> dar. Das Blockschaltbild ist

Vt

eine bevorzugte gerätemäßige Ausführung einer Einrichtung zur Erzeugung von Signalen entsprechend der mathematischen Beziehungen (17) bis (24), die im folgenden angegeben sind:

¹Vp

wobei fi„p ein berechnetes Vertlkalgeschwindigkeitssignal ist, das in komplementärer Weise gefiltert wurde, um eine genaue Wiedergabe über ein breites Band von Frequenzen zu erzielen, während V„_p ein berechnetes Flugweggeschwindigkeitssignal ist, das in gleicher Weise komplementär gefiltert wurde, damit es über das breite Band von auftretenden Frequenzen eine gute Genauigkeit aufweist.

wobei Y₁ ein Flugwegbeschleunigungssignal ist, das von Trägheits messungen der Längsbeschleunigung, der Normalbeschleunigung, der Längsneigungslage, der Querneigungslage und des Einstellwinkels abgeleitet ist, während V-, ein Signal der wahren Fluggeschwindig keit ist, das von Flugdatenmessungen sowie Pitot- und statischen

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Drücken abgeleitet ist und wobei T, die Zeitkonstante eines Hoch-Bandpaßfilters mit einer Übertragungsfunktion von 1 °

ist, wobei S der Differenzialoperator bezüglich der Zeit ist. V₁ = & cos öl. Q. sin ot- g sin Γ (19)

. .. sin θ cos ex - sin r f_On\

_sin ,χ ₌ _cos θ cos 0 "- (²⁰>

wobei θ die Längsneigungslage der Bezugslinie des Luftfahrzeuges gemäß Pig. 1, 0 die Querneigungslage des Luftfahrzeuges, a der Ausgang eines Beschleunigungsmessers, der mit dem Luftfahrzeug fest verbunden ist und dessen Meßachse mit der Längsneigungs-Bezugslinie des Rumpfes verbunden ist, a der Ausgang eines Normalbeschleunigungsmessers, der an dem Schwerpunkt des Luftfahrzeuges festgelegt ist und dessen Meßachse senkrecht zur Längsneigungs-Bezugslinie des Rumpfes des Luftfahrzeuges ausgerichtet ist und wobei X-, der Winkel zwischen dem Plugweg des Luftfahrzeuges und der Bezugslinie des Luftfahrzeuges gemäß Fig. 1 ist.

*Β

/C-S

CP ι ν χ «/2

wobei h^ein Vertikalbeschleunigungssignal ist, das von Messungen der Längsbeschleunigung, der Normalbeschleunigung, der Längsnei-

gungslage und der Querneigungslage abgeleitet ist, h- ein vertikales Geschwindigkeitssignal ist, das von einer Messung des statischen Druckes abgeleitet ist, T₀ die Zeitkonstante eines

T2 S Hoch-Bandpaßfilters mit der übertragungsfunktion a ist

und wobei T, die Zeitkonstante eines Tief-Bandpaßfilters mit einer übertragungsfunktion von · ist.

ή, = a sin Q + a_ Cose cos 0 - g (22)

wobei a„, Θ, a„, 0 und g Signale von Parametern sind, die weiter oben erläutert wurden.

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wobei Vm und V~_p weiter oben definiert wurden und wobei TV die Zeitkonstante eines Tief-Bandpaßfilters mit einer Übertragungsfunktion von ist.

(24)

wobei \]q_ der Ausgang eines Statik-Pitot-Meßfühlers ist und wobei das Dichtenverhältnis P_o/p eine Punktion des statischen Druckes und der US-Standardatmosphären-Charakteristik ist.

Wie es in Pig. 5a zu erkennen ist, stellt der Ausgang des Verstärkers 27 ein Signal h, entsprechend der Forderungen der Beziehung (22) dar. Der gesamte Eingang des Verstärkers 27 umfaßt die Summierung einesSignals von einer Quelle 20, das proportional zur Konstante g ist, ein Signal von einem Multiplizierer JO, der das Ausgangssignal eines Längsrichtungsbeschleunigungsmessers und das sinus θ-Ausgangssignal eines Vertikalkreisels 23 verarbeitet, um ein Signal proportional zum Produkt a · sin θ zu erzeugen, sowie ein drittes Signal von den in Reihe geschalteten Multiplizierern J51 und 36, die zusammen ein zu a · cos θ· cos 0 oportionales Signal _Λ „ _J ^z

Ausgangssignalen von einem Normalbeschleunigungsmesser 22

und dem Vertikalkreisel 23 erzeugen, wobei dieser Vertikalkreisel 23 ein Signal liefert, das proportional zu cos θ und cos 0 ist.

Das zu sin ex gemäß Gleichung (20) proportionale Signal wird am Ausgang eines Dividierers y\ geliefert. Der Zählerausdruck der Gleichung(20) wird vom Ausgang des Verstärkers 29 geliefert, der algebraisch ein Signal, das proportional zum Produkt des Signals sin Φ von dem Vertikalkreisel 23 und einem cos oC-Signal, das von einem auf sin oc ansprechenden und in Gegenkopplung um den Dividierer 3^ geschalteten Kosinusgenerator 35 abgeleitet wird, mit einem Signal summiert, das proportional zu sin Jp ist und von

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einem Dividierernetzwerk 43 geliefert wird, das noch veiter unten besehrieben wird. Der Nennerausdruck der Gleichung (2C) ist einfach das cos Θ cos ^-Signal, das weiter- oben beschrieben wurde und das der.) Multiplizierer 31 entnomnifr; v'lrd.

Der Ausgang des Verstärkers 33 stellt ein Signal V-, entsprechend den Forderungen der Gleichung (19) dar. Der gesamte Eingang des Verstärkers 33 umfaßt die Summierung eines Signals g*cin V· über eine Verstärkungseir.rtt-lleinrichtung 35 zusammen mit dem ein ^- Ausgang vo:. ^ineiu Dividierer 43, ein Signal c\_r cos (X über einen Multiplizierer 3& zusammen mit dem Ausgang des Kosiivusgenerators 35, und ein Signal ε> «sin #. über den Multiplizierer 37 zusammen mit dem sin Λ-Ausgang des Dividierers ~j>k.

Ein Üblich aufgebauter Statikdruck-Heßfühler 25 liefert ein elektrisches Ausgangssignal, das proportional zur Druckhöhe Iv ist. Dieses Signal wird in einer Ratenschaltung 54 differenziert, um ein zur Vertikalgeschwindigkeit iv proportionales Signal zu erzielen. Das Höhensignal ku viird außerdem einem üblichen Funktionsgenerator 53' zugeführt, um ein Signal zu gewinnen, das gleich γρ_ο/ρ auf der Grundlage der üblichen Dichten änderung der US-Standardatmosphäre ist. Hin üblicher Pitot-Statik-Druckmeßfühler 2β liefert ein elektrisches Ausgangssignal, das proportional zur Quadratwurzel des Staudruckes \fq~_Q ist. Dieses Signal wird zusammen mit dem Ausgang des Punktionsgenerators 55' und einem Multiplizierer 57' verwendet, um ein Signal zu gewinnen, das proportional zur wahren Sigenfluggeschwindigkeit V„ ist, wobei die vorstehend beschriebenen Schaltungen die Lösung der Gleichung (24) ergeben.

Die komplementären Filter 50, 51 und 52 dienen dazu, Teile der schlechten Qualität der ihnen zugeführten grundlegenden Signale auszublenden, so daß Gerätefehler soweit wie möglich verringert werden. Beispielsweise ergeben die komplementierten Geschwindigkeitssignale V_T und V. gefilterte Geschwindigkeitsdaten, die frei

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T-— -

BAD ORIGINAL

von Pitot-Statik-Quellenanomalien sind. Das h,-Signal weist von seiner Eigenart her ein gutes Hochfrequenzverhalten auf, schließt jedoch eingeschwungene oder Iangzeitfehler-Komponenten ein, die durch Vertikalkreisel-Aufrichtfehler, Beschleunigungsmesservorspannungen und ähnliches hervorgerufen werden. Andererseits weist das n^-Signal eine brauchbare eingeschwungene Komponente auf, das Kurzzeit- oder Hochfrequenzverhalten ist jedoch von Natur aus schlecht. Daher werden beispielsweise durch Verarbeitung der Signale in dem Komplementärfilter 50 die Auswirkungen der Kurzzeit- oder Störkomponenten von K, verringert, während das Niederfrequenzverhalten des iu-Signals verbessert oder komplementiert wird. Komplementäre Filterelemente der allgemeinen hier verwendeten Art sind in der Literatur und außerdem in der US-Patentschrift 5 791 208 der gleichen Anmelderin beschrieben.

Der Ausgang des Komplementärfilters 50 stellt ein berechnetes Höhenänderungsgeschwindigkeitssignal tu_p entsprechend den Forderungen der Gleichung (21) dar. Das Filter 50 umfaßt einen Verstärker 55* ein übliches Hochpaßfilter 56* einen Verstärker 57 und ein übliches Tiefpaßfilter 58, die alle in Reihe geschaltet sind. Der Eingang des Verstärkers 55 wird durch das Signal h, von dem vorstehend beschriebenen Verstärker 27 und einem weiteren Signal gebildet, das proportional zur barometrischen Höhenänderungsgeschwindigkeit hp, ist, das mit Hilfe einer Verstärkungseinstelleinrichtung kl maßstäblich verändert wurde, um hg/θρ darzustellen, wobei θρ die Zeitkonstante des Hochpaßfilters 56 ist. Der Ausgang des Verstärkers 55 wird in dem Filter 56 hochpaßgefiltert. Der Ausgang des Hochpaßfilters 56 wird in einer Verstärkungseinstelleinrichtung 40 mit der Zeitkonstanten T^ des Tiefpaßfilters 58 multipliziert und wird in dem Verstärker 57 mit einem Signal summiert, das die finderungsgeschwindigkeit der Druckhöhe hg von der Ratensahaltung 54 darstellt. Das Ausgangssignal von dem Verstärker 57 wird in dem Filter 58 tiefpaßgefiltert, um die komplementierte Höhenänderungsgeschwindigkeit iL„ zu liefern.

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Der Ausgang des Komplementärfilters 5I stellt ein berechnetes Geschwindigkeitsänderungssignal V~p entlang des Flugweges entsprechend der Forderungen der Gleichung (l8) dar. Das Filter umfaßt einen Verstärker 58¹ und ein Hochpaßfilter 59, die in Reihe geschaltet sind. Der Eingang des Verstärkers 5G¹ umfaßt das Signal V, von dem vorstehend beschriebenen Verstärker 33 und einen Signalausgang V_ des Multiplizierers 57', das mit Hilfe einer Verstärkungseinstelleinrichtung 42 maßstäblich so verändert ist, daß es VmA^ darstellt, wobei T die Zeitkonstante des Hochpaßfilters 59 ist. Der Summenausgang des Verstärkers 58' wird in dem Filter 59 hochpaßgefiltert, um das komplementierte V_Cp-Ausgangssignalzu liefern.

Der Ausgang des Komplementär filters 52 stellt ein berechnetes Geschwindigkeitssignal V_Cp entlang des Flugweges entsprechend der Forderungen der Gleichung (23) dar. Das Filter 52 umfaßt einen Verstärker 6O und ein Tiefpaßfilter 61, die in Reihe geschaltet sind. Der Eingang des Verstärkers βθ umfaßt ein Signal Vq₁ von dem vorstehend beschriebenen Multiplizierer 57' und ein Signal, das der Ausgang des Hochpaßfilters 59 nach maßstäblicher Veränderung durch eine Verstärkungseinstelleinrichtung 24 ist, um "ü V_Cp darzustellen, wobei T^ die Zeitkonstante des Tiefpaßfilters 6l ist. Der Ausgang des Verstärkers 60 wird in dem Filter 6l einer Tiefpaßfilterung unterworfen, um das komplementierte V_Cp-Ausgangssignal zu liefern. Der Ausgang des Komplementärfilters 52 wird in einer Multiplizierschaltung 56¹ in der dargestellten Weise quadriert, um ein Signal zu erzeugen, das pro-

p portional zum Quadrat der Geschwindigkeit V~p des Luftfahrzeuges

Entsprechend der vorstehenden Gleichung (17) wird ein zu sin yproportionales Signal, wobei Jf- der tatsächliche Flugwegwinkel des Luftfahrzeuges ist, durch Division des Höhenänderungssignals V_Cp von dem Filter 50 durch das Geschwindigkeitssignal V_cp in dem Dividierer 30 erzeugt.

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S hließlich wird ein Signal Aku, das die Höhenabweichung von einer Bezugshöhe darstellt, unter Verwendung eines Verstärkers 121 gewonnen, der auf das Höhensignal hg von dem Höhenmeßfühler 25 anspricht und der in einer Nachfolgebetriebsweise über einen Schalter 122 geschaltet ist. Wenn der Schalter 122 geschlossen ist, folgt der Ausgang eines Integrators 125 dem hp-Ausgang des statischen Druckmeßfühlers 25, wenn jedoch ein Höhenhaltebefehl von einer Relaismagnetspule 120 (Pig, 5b) empfangen wird, erdet der Schalter 122 den Eingang des Integrators 12j5, so daß der Ausgang des Integrators konstant auf der Höhe verbleibt, die vorhanden war, als die Magnetspule 120 erregt wurde. Der Ausgang des Verstärkers 121 ist daher ein Abweichungssignal zwischen der Bezugsund tatsächlichen Höhe in einer Höhenhaltebetriebsweise.

Die Einrichtung nach Fig. 5b verwendet die Ausgänge der Einrichtung nach Fig. 5a, die dem Druck- und Trägheitsrechner 11 nach Fig. k entspricht, um die Steuerbefehls- oder Flugdirektor-Lenkungssignale während der Beschleunigungs- oder Abbremsmanöver des Luftfahrzeuges zur Betätigung der Flugdirektorelemente eines Höhen-Direktor-Anzeigers 14 zu berechnen. Es ist jedoch verständlich, daß Autopilot-Servobetätigungseinrichtungen parallel zu oder anstelle des Flugdirektors gesteuert werden können.

Die Ausgänge des Druck- und Trägheitsdatenrechners 11 werden weiter in dem System nach Fig. 5b verarbeitet, um Flugdirektor-Betätigungssignale £_CQT und ζηγη entsprechend der Gleichungen (15) und (16) zu gewinnen, die weiter oben erläutert wurden.

Die gleichsinnigen und periodischen Blattwinkelsteuerungssignäte werden in Rechnern 12 bzw. IJ berechnet, die so aufgebaut sind, daß sie in verschiedenen Betriebsarten arbeiten, die durch die Stellungen der Schalter 101, 102, 92, 111, 115, 103 und 117 bestimmt sind, wie dies noch erläutert wird. Das System verwendet einen neuartigen Flugwegwinkelanzeiger 15, der zusätzlich zu dem Flugwegwinkel die wahre Fluggeschwindigkeit und den gevriinschten Flugwegwinkel, d.h. den Flugvregwinkelbefehl dar-

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stellt. Wie es dargestellt ist, ist ein Knopf 15a an dem Anzeiger 15 vorgesehen, der eine Möglichkeit zur Einstellung oder Eingabe gewünschter Flugwegwinke 1-Bezugsv^rerte darstellt. Die Anzeige 94 für die wahre Fluggeschwindigkeit kann eine durch einen Trommelzähler gebildete numerische Darstellung der tatsächlichen berechneten Pluggeschwindigkeit V^p sein. Der Zähler 94 wird durch eine übliche SerVoschleife mit einem Servomotor 79 unter der Steuerung eines Verstärkers 100 eingestellt, der elektrische Eingänge von einem Stellungsrückführpotentiometer 98, das an einem Anschluß 99 spannungsgespeist wird, und von dem Vpp- Ausgang des Komplementärfilters 52 nach Fig. 5a empfängt. Die Anzeige für den tatsächlichen Flugwegwinkel umfaßt einen Zeiger 72, der sich gegenüber einer festen Skala 71 bewegt, die Eichmarken aufweist, um positive und negative in Grad ausgedrückte Flugwegwinkel darzustellen. Der Zeiger 72 wird in gleicher Weise durch eine übliche Servoschleife mit einem Servomotor 62 unter der Steuerung eines Verstärkers 63 eingestellt, dem elektrische Signaleingänge von einem Positionsrückführpotentiometer 73» das am Anschluß 64 spannungsgespeist ist, und von dem Sinus !-Ausgang des Dividierers 43 nach Fig. 5a zugeführt werden. Die Flugweg-Winkelbefehlsanzeige umfaßt einen Zeiger 74, der verglichen mit dem Zeiger 72 unterschiedlich markiert ist und der durch eine weitere Servoschleife mit einem Servomotor 69 eingestellt wird, so daß er sich gegenüber der festen Skala 71 bewegt. Der Motor 69 stellt außerdem drei Potentiometer 77, 75 und 67 ein, die an Anschlüssen 78, 76 bzw. 68 spannungsgespeist werden. Die Potentiometer weisen Ausgangs Charakter is tika auf, die den V_Cq.,- und K.-Punktionen gemäß den Kurven nach Fig. 2 als eine Funktion des Plugwegwinkelbefehls V% entsprechen, wobei dieser letztere proportional zur Verschiebung oder Bewegung des Motors 69 ist.

Die manuelle Plugwegwinkelbetriebsweise (PPA) ist wirksam, wenn sich die verschiedenen vorstehend genannten Schalter in den in Pig. 5t» gezeigten Stellungen befinden. Unter diesen Bedingungen arbeitet der Motor 69 unter der Steuerung des Verstärkers 70 entsprechend den Eingängen von dem Potentiometer 65 und dem

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Potentiometer 77. Das Potentiometer 65 wird am Anschluß 66 spannungsgespeist und sein Ausgang wird durch den manuell eingestellten Knopf 15a bestimmt, der außerdem den Flugwegwinkel-Wählindex 127 gegenüber der Skala 71 einstellt. Die elektrische Polarität des Signals von dem Potentiometer 77 ist entgegengesetzt zu der von dem Potentiometer 65» so daß der den Zeiger 7^ und die Potentiometer 67, 75 und 77 einstellende Servomotor 69 der manuellen Stellung des Potentiometers 65 und der Indexmarke 127 entspricht. Um die Änderungsgeschwindigkeit des Flugwegwinkel-Bezugssignals zu begrenzen und um damit die Vorschub- und Längsneigungsänderungsgeschwindigkeiten des Luftfahrzeuges zu begrenzen, ist ein üblicher Ratenbegrenzer 70' vorgesehen. Dieser Ratenbegrenzer begrenzt den Eingang an den Verstärker 70·

Das Vorschubsteuerbefehlssignal 6_COL wird durch die hintereinander geschalteten Verstärker 82 und 80 erzeugt. Der Ausgang des Verstärkers 82 stellt die algebraische Summierung elektrischer Signale dar, die die Ausdrücke des in der Gleichung (I5) ausgedrückten Steuergesetzes umfassen, d.h. elektrische Signale proportional zum ausgewählten Flugwegwinkel y, von dem Potentiometer 77, dem Sinus des tatsächlichen Flugwegwinkels sin J- von dem Dividierer kj> nach Fig. 5a und einem Flugwegwinkelausdruck k^ Y~ von einer Ratenbildungseinrichtung 8l. Es sei bemerkt, daß für relativ kleine Flugwegwinkel, die normalerweise verwendet werden, das zu sin y proportionale elektrische Signal nahezu gleich dem tatsächlichen Winkel ^ ist. Der Ausgang des Anzeige-Treiberverstärkers 82 betätigt die Anzeigebewegungseinrichtung 85 des Fluglagen-Direktoranzeigers 14 derart, daß ein Zeiger 86 gegenüber einer stationären Skala verschoben wird, die einen identifizierten Nullpunkt 86' aufweist. Wenn der Pilot die Vorschubsteuereinrichtungen des Luftfahrzeuges (die Steuereinrichtung für die gleichsinnige Blattwinkelsteuerung des Hubschraubers) derart betätigt, daß der Zeiger 86 auf dem Nullpunkt 86' gehalten wird, erfüllt er das Vorschubsteuergesetz durch kontinuierliches Lösen der Gleichung (I5).

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Das Längsneigungslagen-Steuerbefehissignal ξργρ für die periodische BlattwinkeIsteuerung des Hubschraubers wird durch die hintereinander geschalteten Verstärker 90 und 95 erzeugt. Der Ausgang des Verstärkers 90 ist ein Signal, das proportional zur algebraischen Summierung der elektrischen Signale ist, die proportional zu den Ausdrücken des durch die Gleichung (16) ausgedrückten Steuergesetzes sind, d.h. elektrische Signale proportional zur befohlenen Beschleunigung Vqqm entlang des Plugweges von dem Potentiometer 75* zur quadrierten Geschwindigkeit

V_Cp von dem Multiplizierer 56' nach Pig. 5a» die über die Potentiometer 67 und einen Multiplizierer 89 bearbeitet wird, um den

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Ausdruck k,V~,p zu bilden, und zur Luf t fahr zeug -Längsne igungsänderungsgeschwindigkeit Κ,-θ, die aus dem sin Θ-Signal von dem Vertikalkreisel 23 nach Fig. 5a über eine Ratenschaltung 91 gewonnen wird. Der Ausgang des Anzeige-Treiberverstärkers 93 betätigt die übliche Anzeige-Betätigungseinrichtung 95 des Pluglagendirektors 3Λ derart, daß ein Längsneigungsbefehls-Balken 96 von dem festen Bezugssymbol 97 fortbewegt wird, wobei dieses Bezugssymbol die gewünschte Nullposition für den Längsneigungsbefehlsbalken 96 darstellt. Wenn der Pilot die periodische Blattwinkelsteuerung des Luftfahrzeuges derart betätigt,daß der Balken 96 mit dem festen Symbol 97 zur Deckung gebracht wird, erfüllt er das Längsneigungs-Steuergesetz durch kontinuierliches Lösen der Gleichung (16).

Die Betriebsweise der beschriebenen Ausführungsform der Flugweg-Steuereinrichtung kann in Verbindung mit einem typischen Startmanöver beschrieben werden, wobei speziell auf die Pigg. und 5b Bezug genommen wird. Vor dem Start wählt der Pilot den gewünschten Start-Flugwegwinkel unter Verwendung des Knopfes 15a und der Indexmarke 127 des Anzeigers 15 aus, wodurch das Potentiometer 65 eingestellt und der Motor 69» der Zeiger Jk und die Potentiometer 67, 75 und 77 entsprechend hierzu eingestellt werden. In dieser Betriebsweise simmen die Indexmarke 127 und der Zeiger 74 schließlich überein. Fig. 3 zeigt den zeitlichen Ver-

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lauf der verschiedenen Parameter, die während dieses Manövers auftreten, wenn der Pilot einen Flugwegwinkel Y% von ungefähr +6° (genau 5,72°) eingestellt hat. Für diesen ausgewählten Flugwegwinkel· ist die anfängliche Befehlsbeschleunigung entlang des Flugweges (vViqm) = 6 Knoten pro Sekunde und der Wert der Verstärkung des Geschwindigkeitsausdruckes k. ist 0,0010 (Fig. 2). Nach dem Abheben des Hubschraubers bis auf eine geeignete Schwebeflughöhe von einigen Fuß (obwohl diese in Fig 3 als 0 dargestellt ist) liegt der Vorschub-Befehlszeiger 86 unterhalb seiner Nullmarke 86', wodurch ein vergrößerter Schub befohlen wird, während der Längsneigungsbefehlszeiger 96 über seiner Nullmarke 97 liegt, so daß eine nach unten gerichtete Längsneigungslage befohlen wird. Der Pilot vergrößert den Vorschub und erzeugt eine Längsneigungsbewegung des Luftfahrzeuges nach unten,

bis die Zeiger 86 und 96 auf 0 gebracht werden und durch diese Betätigungen wird der Vorschub vergrößert, während die Längsneigungslage verringert wird, wobei der erstere Vorgang die Höhe des Luftfahrzeuges vergrößert, während der letztere Vorgang das Luftfahrzeug nach vorne beschleunigt. Die resultierende tatsächliche Bewegung des Luftfahrzeuges wird durch den Druck- und Trägheitsdatenrechner n?ch Fig. 5a festgestellt, der Luftfahrzeug-Rückführungssignale liefert, die die Bewegung der Zeiger 86 und 96 arretieren, wenn die Befehle erfüllt sind. Danach werden durch kontinuierliches und gleichzeitiges Einstellen der Vorschub- und Längsneigungssteuereinrichtungen des Luftfahrzeuges durch den Piloten derart, daß die Zeiger auf ihren jeweiligen Nullmarken gehalten werden, die Befehlsgleichungen (15) und (16) kontinuierlich und gleichzeitig gelöst und das Luftfahrzeug steigt entlang des +6°-Flugweges mit anfänglich hoher Beschleunigung und zunehmender Geschwindigkeit. Wenn die Höhe größer wird, die Beschleunigung abnimmt und die Geschwindigkeit ansteigt, erreicht das Luftfahrzeug schließlich die konstante Geschwindigkeit und eine Höhe, die durch die anfängliche Einstellung des Flugwegwinkels vorgegeben ist. Die einzelnen Funktionen der verschiedenen Elemente des Systems sind für

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den Fachmann auf dem Gebiet der Flugs teuer te elin ik gut bekannt, so daß eine ausführliche Erläuterung unnötig erscheint, insbesondere im Hinblick auf die beispielhaften Kurven nach den Pigg.

Ss stehen weitere Betriebsarten des Steuersystems für den Piloten zur Verfügung. Eine derartige Teilbetriebsweise kann für das Starten oder Durchstarten (mit T¹OGA in Fig. 5b bezeichnet) verwendet werden, wenn es erv;ünscht ist, einen vorgegebenen oder voreingestellten Flugweg zu fliegen. Diese Betriebsart ergibt sich mit Hilfe eines diskreten Logiksignals von einem Druckknopf 119 an dem Steuerknüppel II8, so daß es nicht erforderlich ist, daß der Pilot nach dem Anzeigeknopf 15a und damit dem Potentiometer 65 greift und dieses manuell einstellt. Dieser Vorgang wird durch eine TOGA-Logikschaltung 83 erzielt, die bewirkt, daß der Schalter 101 mit einer elektrischen Quelle verbunden wird, die ein einem festen Flugwegwinkel entsprechendes Signal liefert, das mit f^OGh ^{in Pis}* ^^{b bezelehnet ist}· ^Aui> diese Weise sind die Potentiometer 77* 75 und 67 auf einen Punkt eingestellt, der den voreingestellten Wert des Flugwegwinkelbefehls für Start- und Durchstartvorgänge ergibt, wobei dieser Wert beispielsweise β in einer positiven oder nach oben gerichteten Richtung sein kann. Sie kombinierte Verwendung der TOGA-Logikschaltung 83 und einer früheren Einstellung des manuellen Potentiometers 65 durch den FPA-Knopf 15a ergibt die Möglichkeit eines mehrstufigen TOGA-Manövers. Wenn es z.B. bei einem zweistufigen Manöver erwünscht ist, zunächst auf eine sichere Höhe entlang der voreingestellten oder vorgegebenen 6°-Flugwegwinkelneigung zu steigen und dann auf eiren Flugweg überzuwechseln, der das Luftfahrzeug auf eine vergrößerte Geschwindigkeit beschleunigt, so kann der Pilot zu Anfang das Potentiometer 65 auf einen niedrigeren Wert wie z.*B. 0° einstellen. Der Pilot leitet dann das Manöver durch Betätigung des Druckknopfes 119 für den ersten Schritt ein, wodurch der Schalter 101 in die Jf_nT₀^.-Stellung gebracht wird, so daß der Befehl von dem manuell eingestellten Wert von 0° auf den voreingestellten Viert von 6°

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umgeändert wird und der Pilot folgt den Plugdirektor-Befehlsanzeigen, die von den Zeigern 86 und 96 geliefert werden, bis eine sichere Höhe gewonnen wurde. Der Pilot betätigt dann den Druckknopf II9 ein zweites Mal, wodurch der TOGA-Logikschalter 101 freigegeben wird, um den manuell eingestellten V". -Befehl von 0° wiederzugeben. Entsprechend den in Fig. 2 gezeigten Charakteristika ergibt der erste Schritt des TOGA-Manövers eine Beschleunigung auf 59 Knoten auf einem Flugwegwinkel von 6°, worauf eine zweite Beschleunigung auf Ij4 Knoten bei einem Flugwegwinkel von 0° folgt.

Eine weitere Betriebsweise ermöglicht die Steuerung des Luftfahrzeuges zum Aufnehmen und Verfolgen eines Gleitpfad-Hochfrequenzstrahls an Plughäfen oder Hubschrauberlandeplätzen, an denen ein derartiger Gleitpfad vorgesehen ist. Die gesamte Gleitpfad-Steuerfolge umfaßt das Aufnehmen des Gleitpfadstrahles in einer sicheren Höhe und bei einer sicheren Pluggeschwindigkeit, das Erfassen des Strahls, wenn das Luftfahrzeug die Nullinie des Strahls überquert hat, das Nachführen des Luftfahrzeuges auf dem Gleitpfadstrahl, die Abbremsung des Luftfahrzeuges auf eine geringere Geschwindigkeit und schließlich eine weitere Abbremsung, um das Luftfahrzeug in den Schwebe flugzustand zu bringen, wenn das Luftfahrzeug unter eine voreingestellte Entscheidungshöhe sinkt. Eine typische Gleitpfad-Aufnahmehöhe ist 1000 Fuß über der Landefläche, die typische Aufnahmegeschwindigkeit beträgt 130 Knoten, die typische Gleitpfadneigung beträgt -2,5°, die typische Entscheidungshöhe ist 100 Fuß. Im folgenden wird die Betriebsweise bei einer automatisch Schritt für Schritt durchgeführten Gleitpfadlenkung beschrieben.

Die automatisch durchgeführte Gleitpfadbetriebsweise beginnt normalerweise mit in der Höhenhaitebetriebsweise arbeitendem Längsneigungs-Flugdirektor-Rechner 13· Diese Betriebsweise wird durch das Betriebsartenrelais 120 festgelegt. Der Schalter

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bewirkt, daß der Anzeige-Treiberverstärker 93 entsprechend der Summierung des berechneten Vertikalgeschwindigkeitssignals n_Cp von dem Komplementärfilter 50 nach Pig. 5a und dem Höhenabweichungssignal Ah, von dem Verstärker 121 nach Fig. 5a über einen Verstärker 124 (Pig. 5b) betätigt xvird. Während der Höhenhaitebetriebsweise kann die Vorschubbefehlsmarkierung des Zeigers mit Hilfe der Vorspannung über den Schalter 117 des Höhenhalterelais 120 aus dem Sichtfeld entfernt werden. Das am Ausgang des Verstärkers 8o auftretende Signal gibt die SYNCH-Betriebsweisenstellung des Schalters 92 wieder, wodurch der Befehlszeiger 74 mit dem tatsächlichen Plugwegwinkel des Luftfahrzeuges über den Servomotor 69 synchronisiert wird, so daß der Ausgang des Verstärkers 80 im wesentlichen auf 0 gehalten wird. Der Pilot stellt den Vorschub manuell auf einen festen Wert ein, der erforderlich ist, um eine gewünschte Anfluggeschwindigkeit zu erzielen und er stellt die Längsneigungslage unter der Leitung des Flugdirektor-Befehlszeigers 96 ein, der auf Höhenhaltefehler oder Abweichungssignale über den Schalter 103 anspricht.

Wenn das Luftfahrzeug sich dem Mittelpunkt des Gleitpfadstrahls nähert, gibt ein Detektor 114, der auf einen Signalausgang von einem Gleitpfadempfänger 13 wit einem Wert von 0 oder einem vorgegebenen niedrigen Wert entspricht, das Höhenhalterelais 120 frei. Hierdurch wird der Längsneigungsbefehl auf die Beschleunigungs-Steuerbetriebsweise über den Verstärker 90 umgestellt, die Vorspannung von dem Befehlszeiger 86 für die gleichsinnige Blattsteuerung beseitigt und der Schalter 115 so umgeschaltet, daß er die Signalleitung an den Gleitpfadempfänger II3 über den Schalter 111 an den Verstärker 82 anschaltet. Daher gibt d as Vorschub-Befehlssignal £_COt ^{von dem} Verstärker 82 nunmehr e ine Summierung der GleitpfadabweJchung und der Änderungsgeschwindigkeit des Plugwegwinkels mit Hilfe des sin )f-Eingangs an die Ratenschaltung 8l wieder, wobei die letztere den Plugweg-Dämpfungsausdruck darstellt. Der tatsächlüie Flugweg des Luftfahrzeuges richtet sich daher mit der Neigung des Gleitpfadstrahls aus.

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Der FPA-Befehlszeiger 74 und die damit gekoppelten Potentiometer &7> 75 und 77 werden durch den Servomotor 69 so eingestellt, daß sie mit den tatäschlichen Plugwegwinkel des Luftfahrzeuges synchronisiert sind, und zwar über den SYNCH-Kontakt des Schalters 92 und den Motorverstärker 70. Es sei darauf hingewiesen, daß das Flugweg-Winkelsignal )fi ratenbegrenzt wird, um die Längsnsigungsänderungsgesühwindigkeit durch ^qqm ^zu begrenzen. Das Längsneigungslagen-Befehlssignal ^hql w⁶³-^ ^den Piloten über das ratenbegrenzte V^Q^-SignalJan, das Luftfahrzeug auf eine Geschwindigkeit V, abzubremsen, das der negativen Neigung des Flugweges entspricht, d.h. der Gleitpfad-Strahlneigung. In dem typischen Fall einer Gleitpfadneigung von 2,5° ist die Geschwindigkeit V, = 57 Knoten, wie dies durch die Kennlinien in Fig. dargestellt ist.

Das Luftfahrzeug sinkt auf der Gleitpfadneigung bis eine Entscheidungshöhe (DH) erreicht ist, wobei diese Höhe durch einen Funkhöhenmesser 84 bestimmt wird, der einen Nulldetektor 87 betätigt. Der Eingang an den Nulldetektor 87 umfaßt die algebraische Summe eines einstellbaren Entscheidungshöhen-Ausganges von dem Potentiometer I05 sowie den hp-Ausgang von dem Funkhöhenmesser 84 über den Verstärker I08. Die Entscheidungshöhe tritt auf, wenn die Polarität des Ausganges des Verstärkers I08 das Vorzeichen ändert, so daß der Nulldetektor 87 auslöst und den Schalter 102 so umstellt, daß der Ausgang des Verstärkers 125 dem Eingang des Motorverstärkers 70 zugeführt wird, wodurch die Eingänge an den Verstärker 125 die Position des FlugwegwinkeIe Befehlsmotors 60 steuern können. Vor der Betätigung des Nulldetektors 87 liefert jedoch der Integrator 116, der über den Schalter Ho und dem Verstärker 126 arbeitet, ein Ausgangssignal, das dem sin ]p-Signal in einer Meise nachläuft, die ähnlich der der Höhen-SSJCK-Halte-Schaltung 121 bis 123 nach Fig. 5a ist. Die Betätigung des Nulldetektors 87 schaltet gleichzeitig die Kontakte 102, 110 und 111 aus ihren in Fig. 5b gezeigten Stellungen um. Der Schalter 111 entfernt den Ausgang des Gleitpfadempfängers von dem Verstärker 82 irad setzt an dessen Stelle

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den Ausgang des Verstärkers 80, der die Differenz zwischen dem tatsächlichen Plugwegwinkel sin 'f und einem Flugwegwinkelbefehl If₁ ist. Der Schalter 102 beseitigt das sin jf-Signal als ein Eingang zum Motorverstärker 70 und setzt an dessen Stelle den Ausgang des Verstärkers 125, der die Summe der Funkhöhen-Abweichung von der Entscheidungshöhe DH und dem Ausgang des Integrators Il6 ist. Der Sehalter 110 stoppt die Nachlaufwirkung des Integrators 116 durch Erden seines Eingangs bei dem Flugwegwinkelwert, der vorhanden war, wenn der Entscheidungshöhen-Nulldetektor zum ersten Mal betätigt wurde. Das Ergebnis dieses Vorganges bei der Entscheidungshöhe besteht darin, daß der Flugwegwinkelbefehl ^ zunehmend negativ wird, wenn sich der Hubschrauber der Landefläche nähert. Die in Fig. 2 gezeigten Kennlinien zeigen, daß das Luftfahrzeug weiter abgebremst wird, wenn es sich dem Schwebeflugpunkt an der Landefläche nähert.

Entsprechend ergibt das beschriebene Ausführungsbeispiel ein neuartiges Steuersystem zur Erzielung eines sicheren Hubschrauberfluges entlang eines einen konstanten Winkel aufweisenden Flugweges während der Beschleunigungs- oder Abbremsbetriebsarten, insbesondere während des Startens oder des Landens. Diese neuartige Instrumentierung schließt ein Vorschubsteuersystem ein, um einen einstellbaren Flugwegwinkel aufrecht zu erhalten, sowie ein Längsneigungslagensteuersystem für die Beschleunigung oder Abbremsung des Luftfahrzeuges während sich dieses auf dem gewünschten konianten Flugweg befindet. Das beschriebene System verwendet eine Verarbeitung von Trägheits- und Druckmeßfühlerdaten zur Erzeugung von Flugdirektor-Befehlssignalen für die Benutzung durch einen Piloten. Die kombinierte Betätigung der gleichsinnigen und periodischen Blattwinkelsteuereinrichtungen stellt sicher, daß der Hubschrauber seine Fluggeschwindigkeit als Punktion seiner Höhe ändert, wodurch die Wahrscheinlichkeit eines schwerwiegenden Unfalles als Folge eines Triebwerksausfalls bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten soweit wie möglich verringert wird. Die erfindungsgemäße Flugwegsteuereinrichtung ermöglicht es dem Piloten, das gewünschte Beschleunigungsmanöver selbst dann durchführen, wenn Bodenmerkmale auf Grund schlechter

Sicht nicht zur Verfügung stehen. ./.

Patentansprüche;

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Claims

P a ten tansprüche

1. iFlugweg-Steuereinriohtung, mit deren Hilfe ein Luftfahrzeug ^-' so gesteuert werden kann, daß es einem auswählbaren Plugweg gegenüber der Horizontalen mit einer Beschleunigung entlang dieses Plugweges bis zu einer vorgegebenen Geschwindigkeit durch Einstellung der Vorschub- und Längsneigungslagensteuereinrichtungen des Luftfahrzeugs folgt, gekennzeichn e t durch Einrichtungen (15) zur Auswahl eines gewünschten Plugwegwinkels und zur Lieferung eines Plugwegwinkel-Bezugssignals entsprechend dem gewünschten Plugwegwinkel, Einrichtungen (4j5* 50* 52) zur Lieferung eines Signals entsprechend dem tatsächlichen Plugwegwinkel, auf die algebraische Summe der ausgewählten und tatsächlichen Plugwegwinkelsignale ansprechende Einrichtungen (80) zur Lieferung eines Vorschub-Steuerbefehlssignals, Einrichtungen (75) zur Lieferung eines Beschleunigungs-Bezugssignals, Einrichtungen (51) zur Lieferung eines Signals entsprechend der tatsächlichen Beschleunigung des Luftfahrzeuges entlang des ausgewählten Plugweges, Einrichtungen (52, 5β^!) zur Lieferung eines Signals proportional zu einer vorgegebenen Punktion der Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges entlang des Plugweges, auf die algebraische Summe der Bezugsbeschleunigungs- der tatsächlichen Beschleunigungsund der Geschwindigkeitssignale ansprechende Einrichtungen (90) zur Lieferung eines Längsneigungs-Steuerbefehlssignalsy und Nutzeinrichtungen (14, 15), die auf jedes der Befehlssignale ansprechen und die Einstellung der Vorschub- und Längsneigungssteuereinrichtungen des Luftfahrzeuges bestimmen, wodurch, wenn der Vorschub und die Längsneigung des Luftfahrzeuges gleichzeitig entsprechend dem Betrieb der Nutzeinrichtungen (l4 oder 14') so gesteuert werden, daß die Befehlssignale auf 0 gehalten werden, das Luftfahrzeug dem ausgewählten Flugweg mit der programmierten Beschleunigung

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entlang des Flugweges bis zu einer vorgegebenen konstanten Geschwindigkeit folgt.

2. Flugweg-Steuereinrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichn e t , durch Einrichtungen (8l) zur Lieferung eines Signals entsprechend der Änderungsgeschwindigkeit des tatsächlichen Flugwegwinkels und Einrichtungen (82) zur Kombination des Flugwegwinkel-Änderungssignals mit den ausgewählten und den tatsächlichen Flugwegwinkelsignalen, so daß das Vorschub-Steuerbefehlssignal eine Vorschubsteuerdämpfungskomponente einschließt.

J. Flugweg-Sttuereinrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch Einrichtungen (9I) zur Lieferung eines Signals entsprechend der Änderungsgeschwindigkeit der Luftfahrzeug-Längsneigungslage und Einrichtungen (90) zur Kombination des Längsneigungsänderungsgeschwindigkeitssignals mit dem Bezugsbeschleunigungs-, dem tatsächlichen Beschleunigungs- und dem Geschwindigkeitssignal entlang des Flugweges, wodurch das Längsneigungssteuerbefehlsslgnal eine Längsneigungslagen-Dämpfungskomponente einschließt.

4. Flugweg-Steuereinrichtung nach Anspruch 1, g e ken n zeichnet durch Einrichtungen (69), die auf die Betätigung der Flugwegwinkel-Wähleinrichtungen (15) ansprechen und den Wert des Beschleunigungs-Bezugssignals und die Verstärkung des Luftfahrzeug-Geschwindigkeitssignals als Funktion des ausgewählten Flugwegwinkels steuern, wobei die Funktion der Luftfahrzeug-Geschwindigkeit die quadratische Funktion ist.

5. Flugweg-Steuereinrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Nutzeinrichtungen einen Flugdirektoranzeiger (l4) mit einem Vorschubbefehlszeiger ($6) und einem Längsneigungsbefehlszeiger (96), die jeweils

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gegenüber einer Null-Bezugsmarke (86*) beweglich sind, und Betätigungseinrichtungen (85, 95) für jeden Zeiger umfassen, die selektiv auf die Vorschub- und Längsneigungssteuerbefehlssignale ansprechen.

6. Flugweg-Steuereinrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Nutzeinrichtungen einen Autopiloten (14¹) einschließen, der ein Vorschub-Steuerservosystem (12') und ein Längsneigungssteuer-Servosystem (13') einschließt, die jeweils auf die Vorschub- und Längsneigungssteuerbefehlssignale ansprechen.

7. Flugweg-Steuereinrichtung nach iünpruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtungen (15) zur Auswahl des gewünschten Flugwegwinkels Anzeigeeinrichtungen mit zusammenwirkenden Zeiger- und Skaleneinrichtungen (71) zur Anzeige des Wertes des Flugwegwinkels, Flugwegwinkel-Wähleinrichtungen (15a, 65)t auf die Betätigung der Wähleinrichtungen ansprechende Einrichtungen zur relativen Einstellung des Zeigers gegenüber den Skaleneinrichtungen (71) zur Anzeige des ausgewählten Flugwegwinkels und weitere Einrichtungen (67, 75) umfassen, die auf die Betätigung der Wähleinriehtungen (15) ansprechen, um das Beschleunigungs-Bezugssignal und ein Signal zur Änderung der Verstärkung des Luftfahrzeug-Geschwindigkeitssignals zu liefern.

8. Flugweg-Steuereinrichtung nach Anspruch 7* dadurch gekennzeichnet, daß die Flugwegwinkel-Anzeigeeinrichtungen weitere mit den Skaleneinrichtungen (7i) zusammenwirkende Zeigereinrichtungen und Einrichtungen (62; 63, 73) einschließen, die auf das Signal für den tatsächlichen Flugwegwinkel ansprechen, um den xveiteren Zeiger gegenüber den Skaleneinrichtungen entsprechend dem tatsächlichen Flugwegwinkel einzustellen.

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9. Flugweg-Steuereinrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch Höhenmessereinrichtungen (84) mit Einrichtungen zur Lieferung eines Signals entsprechend der absoluten Höhe des Luftfahrzeuges oberhalb einer vorgegebenen absoluten Höhe, Einrichtungen (ll6, 126), die auf das tatsächliche Flugwegwinkelsignal ansprechen, um ein festes Signal zu liefern, wenn der tatsächliche Flugwegwinkel diese vorgegebene absolute Höhe erreicht und Schaltereinrichtungen (110), die bei der vorgegebenen absonluten Höhe betätigbar sind, um die algebraische Summe der absoluten Höhe und eines festen Flugwegwinkelsignals an die Flugwegwinkelwähleinrichtungen zu liefern, wodurch kontinuierlich das Bezugsflugwegwinkelsignal erhöht wird, während sich die absolute Höhe des Luftfahrzeuges verringert.

10. Flugweg-Steuereinrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichne t durch erste Rechnereinrichtungen (12) zur Lieferung eines ersten Steuerbefehlssignals £, entsprechend der Gleichung ζ. ~ Γι ~ Jf" ^k Γ» deren Ausdrücke durch elektrische Signale gebildet sind, die Werte aufweisen, die proportional zu:

f, = dem auswählbaren Flugwegwinkel, ^='dem tatsächlichen Flugwegwinkel, l5~ = der Xnderungsgesöhwindigkeit des FlugwegwinkeIs,und k « einer "Verstärkungskonstante sind,

zweite Rechnereinrichtungen (13) zur Lieferung eines zweiten Steuerbefehlssignals £₂ entsprechend der Gleichung £_? = V - V₁ + k' f (V) - k'' 6, deren Ausdrücke durch elektrische Signale gebildet sind, deren Werte jeweils proportinal zu:

V₁ = der programmierten Beschleunigung entlang des Flugweges,

V = der tatsächlichen Beschleunigung entlang des Flugweges,

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f(V) = einer Funktion der tatsächlichen Geschwindigkeit

entlang des Flugweges, θ = der Änderungsgeschwindigkeit der Längsneigungs-

lage,

k' = einer ersten Verstärkungskonstante und k' ' = einer zweiten Verstärkungskonstante sind,

Luftfahrzeug-Lenkungseinrichtungen mit Einrichtungen (lV) zur Bestimmung der Einstellung der Vorschubsteuereinrichtungen des Luftfahrzeuges und zur Bestimmung der Einstellung der Längsneigungslagensteuereinrichtungen des Luftfahrzeuges, und Einrichtungen (12') zur Lieferung des ersten Steuerbefehlssignals an die Lenkungseinrichtungen (14') sowie Einrichtungen (15¹) zur Lieferung des zweiten Steuerbefehlssignals an die Lenkungseinrichtungen (l4') so daß, wenn der Vorschub und die Längsneigung des Luftfahrzeuges gleichzeitig entsprechend der Betätigung der Lenkungseinrichtungen so gesteuert werden, daß die Befehlssignale auf 0 gehalten werden, das Luftfahrzeug dem ausgewählten Flugweg mit einer programmierten Beschleunigung entlang des auswäüLbaren Flugweges bis zu der vorgegebenen konstanten Geschwindigkeit folgt.

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