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i i t; e 3 : Verfahren und Vorrichtung zum Steuern
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von Flugkörpern, wie Flugzeugen, Raumfahrzeugen u. a., zu Landezwecken
Die Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren und eine Vorrichtung zum Durchführen
des Verfahrens zum Steuern von Flugkörpern, wie Flugzeugen, Raumfahrzeugen u. a.,
zu Landezwecken, wobei der Flugkörper in der Phase seiner Landung (Landeanflug)
auf einen Gleitpfad (glidepath) in bis im Bereich der lotrechten Längsmittelebene
(centreline) einer Landefläche mindestens bis zu einem Aufsetzpunkt der Landeflächen
steuerbar ist.
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Um Flugkörpern, wie Flugzeugen u. a., den Landeanflug und die darauf
folgende Landung zu ermöglichen oder diese zumindest zu erleichtern, sind eine Reihe
von Verfahren bekannt, mittels der der jeweilige Flugkörper während seiner Landephase
gesteuert werden kann. Die Steuerung des Flugkörpers wird dabei so vorgenommen,
daß dieser sn einem Gleitpfad entlang auf einem vorgesehenen Aufsetzpunkt einer
Landefläche auftrifft, wobei der Gleitpfad im ideelen Landeanflug in der lotrechten
Längsmittelebene der Landefläche oder im nahen Bereich derselben sich befindet.
Diese lotrechte Längsmittelebene und mit ihr der Gleitpfad befinden sich zwischen
anpeilbaren Geräten, wie beispielsweise Radarstrahlern, Strahlern oder Empfängern
oder sogenannten ILS, GCA, SETAC, die im Hochfrequenzbereich operieren und Peilstrahlen,
die z. B. von Bodenstationen gesendet werden, empfangen und/ oder reflektieren können.
Die dabei verwendeten Peilstrahlen können Je nach Anforderungen Radarwellen, Laserstrahlen
u. a. in diesen oder ähnlichen Wellenbereichen liegende Strahlen sein, und sie können
entweder als energiereiche Laserstrahlen vom Boden, d. h. von der Landefläche zum
Flugkörper oder als fladarstrahlen von Bodenstationen an Landeflächen zum Flugkörper
gesendet werden. Bei Anwendung solcher Landehilfen fiir den Flugkörper kann auf
Grund der weiteren Ausrüstung desselben mit diesen Geräten zugeordneten Instrumenten
der Flugkörper während seiner Landephase am Gleitpfad entlang gesteuert werden,
so daß der Flugkörper mit Iyilfe angepeilter und ausgewerteter Werte mit ausreichender
Genauigkeit sich entlang dem ihm vorgegebenen Gleitpfad bis zum Aufsetzpunkt auf
der Landefläche tastet. Zwar wird mit diesem Verfahren und den dazu dienenden Vorrichtungen,
Meß-und Steuergeräten, Radargeräten, Strahlern, Empfängern u. a. die geforderte
Genauigkeit der Steuerung für die Landung erreicht, indessen wird es als nachteilig
angesehen, daß diese Verfahren einer Reihe von Vorrichtungen
für
das Senden, Empfangen und Auswerten der Peilstrahlen bedürfen, so daß das durch
die Überwachung und Bedienung einer Reihe anderer Instrumente und sonstiger Geräte
ohnehin beanspruchte Flugpersonal durch diese zusätzliche und aufwendige Überwachung
und Bedienung der Vorrichtungen für die Steuerung des Flugkörpers zum Zwecke dessen
Landung überfordert ist. Durch diese Überforderung des Flugpersonals können Pannen
und oft Unfälle nicht ausgeschlossen werden, und es bestätigt sich die Überforderung
des Flugpersonals auch statistisch, indem die meisten Pannen und Unfälle insbesondere
in den Landephasen der Flugkörper sich ereignen (vgl. DT-OS 1 955 596 und DT-ÖS
2 13B 147).
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Hier setzt die Erfindung ein, der die Aufgabe zugrunde liegt, ein
Verfahren und eine Vorrichtung zum Durchiühren dieses Verfahrens zum Steuern eines
Flugkörpers zu Landezwecken dahingehend weiterzubilden, daß durch Vermeiden eines
großen apparativen Aufwandes an Steuer-, Peil- und Auswertegeräten auch der Bedienungs-
und überwachungsaufwand des Flugpersonals während der Landephase reduziert wird,
so daß sich das Flugpersonal unter geringerer physiologischer und psychplogischer
Beanspruchung dem Landevorgang, besonders in bezug auf die Handhabung anderer Flugmechanismen,
widmen kann.
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Diese Aufgabe wird gemaß der Erfindung mittels eines Verfahrens der
eingangs genannten Art dadurch gelöst, daß man vom Flugkörper aus mindestens eine
an der Landefläche befindliche Markierung anpeilt und diese vom Flugkörper aus sowohl
in Elevations- als auch Azimutsrichtung vermißt und die gemessenen Werte zum Zwecke
des Steuerns des Flugkörpers mit vorliegenden Sollwerten aus Messungen aus horizontaler
und vertikaler Richtung zur Landefläche vergleicht, und daß man den Flugkörper an
Hand dieser Werte in die Landerichtwng am Gleitpfad zwingend führt.
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Eine zum Lösen dieser verfahrens spezifischen Aufgabe dienende Vorrichtung
zeichnet sich dadurch aus, daß der Flugkörper mit einem Rechner, einem diesem vorgeschalteten
Peilsystem sowie einer von steuerbaren Kreiselge räten ausrichtbaren Plattform oder
auch einem Autopiloten ausgestattet ist, und daß diese derart miteinander verbunden
sind, daß die vom Peilsystem einholbaren Informationen in Verbindung mit den der
Plattform entnehmbaren Werten aus geographischer und/oder ermessener Flugrichtung
dem Rechner eingebbar sind.
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Durch diese Maßnahmen wird eine Möglichkeit zum Steuern von Flugkörpern
geschaffen, die sich infolge eines geringen apparativen Aufw.ndes, insbesondere
am Boden, besonders günstig auswirkt. liinzu kommt, daß für das Durchführen des
Verfahrens zum Steuern des Flugkörpers überwiegend auf herkömmliche und in den Flugkörpern
im Rahmen deren Grundausrüstung vielfach vorhandene Vorrichtungen, wie Rechner,
Peilgeräte, IleOinstrumente, u. a.
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Anzeigeinstrumente wie z. B. HSJ, BDHJ, Sichtgeräte und Autopiloten
zurtickgegriffen werden kann. Diese Vorrichtungen, die vom Flugpersonal ohnehin
überwacht werden, bedürfen für den Landeanflug und den darauf folgenden Landevorfflang
auch keiner zuslltzlichen Überwachung als die für den iiblichen Flug notwendige,
so daß das Flugpersonal merklich entlastet und sich voll auf den Anflug und den
damit zusammenhangenden Landevorgang konzentrieren kenn.
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Ein weiterer Vorteil dieser Maßnahmen kann darin gesehen werden, daß
dieses Verfahren ohne Schwierigkeiten auch für Landevorgänge auf behelfsmäßigen
Landeflächen gleich gut verwendet werden kpnn, so daß insbesondere bei Kriegseinwirkung
oder tastrophenfällen der Flugkörper, z. B.
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das Flugzeug, auch auf Autobahnen, sonstige Fahrstraßen u. a. landen
kann. In solchen Fällen ist es lediglich
notwendig, die vom Flugkörper
aus anzupeilenden Geräte; wie Radarreflektoren, Strahler, Empfänger u. a. an die
Plätze, z. B. vor dem Aufsetzpunkt und am Ende der Landefläche oder seitlich der
behelfsmäßigen Landefläche, d. h. Autobahn, Fahrstraße u. a., aufzustellen und deren
Anordnung so zu treffen, daß der beispielsweise vom Flugkörper aus gesendete Peil-
oder Richtstrahl das Jeweilige Gerät findet, um mit diesem in der jeweils vorgesehenen
Weise zusammenzuwirken.
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Um insbesondere auch bei Schlechtwetterverhältnissen die Steuerung
des Flugkörpers vornehmen zu können, sind nach einem weiteren Merkmal der Erfindung
die Steuerwerte für das Führen des Flugkörpers zum Zwecke dessen Landung auch vollautomatisch
ermittelbar, und es ist auch die Landung selbst auch ohne manuellen Eingriff durchführbar.
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Auch zeichnet sich ein weiteres Merkmal der Erfindung dadurch aus,
daß man die vom Flugkörper aus durch Anpeilung aus Azimut- und Elevationsmessung
ermittelten Steuerwerte zusammen mit den vorliegenden Sollwerten einer Auswertung,
z. B. in einem Rechner, unterwirft und dort etwaige Abweichungen ermittelt, und
daß man die dadurch erhaltenen Werte zur Steuerung des Flugkörpers bei dessen Landephase
verwendet.
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Weitere Merkmale der Erfindung können auch den noch verbleibenden
Unteransprüchen entnommen werden.
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In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel der Erfindung, ohne diese
auf dieses eine Beispiel allein zu beschränken, schematisch dargestellt. Es zeigt:
Fig. 1 eine perspektivische Darstellung einer Landefläche mit einem zur Landung
ansetzenden Flugkörper und dem eingeleiteten Anpeilvorgang,
Fig.
2 eine Draufsicht auf die Landefläche und den auf diese anfliegenden Flugkörper
vor und nach Erreichen des Gleitpfades, Fig. 3 eine geometrische Darstellung der
Peilstrahlen für deren rechnerische Erfassung und Fig. 4 ein stilisiertes Funktionsschema
der für das Steuern des Flugkörpers verwendbaren Vorrichtungen.
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Zum Steuern eines Flugkörpers 1 zum Zwecke dessen Landung auf eine
Landefläche 2 ist es erforderlich, zum einen die Landefläche mit einer Reihe von
Geräten 3 zu markieren und zum anderen dem Flugkörper Vorrichtungen 4 zuzurodnen,
mittels der man die auf der Landefläche oder im Bereich derselben sich befindenden
Geräte ausgemacht werden können. Für das Markieren der Landeflächen 2 haben sich
als Geräte 3 indessen Radarrefleltoren, Radarbeacon und Strahler gut bewährt, und
es sind auch Peilsysteme für die Flugkörper 1 selbst entwickelt worden, mittels
deren Peil- oder Richtstrahlen, die auf der Landefläche oder seitlich dieser angeordneten
Geräte ermittelt werden können. Bei dem hier dargestellten Ausführungsbeispiel sind
als am Roden an der Landefläche 2 vorgesehene Geräte 3 Radarreflektoren oder Radarbeacons,
d. h. aktive Radarreflektoren, verwendet, welche in der Lage sind, Signale zu empfangen
und diese verstärkt zurückzustrahlen, sowie Strahler für den Marked Target Receiver,
das sind Empfänger, die einen am Boden befindlichen, im Lichtwellenbereich sendenden
Strahler anpeilen, zusammen aufgestellt, und es-sind ferner diese Geräte in einem
Abstand von etwa 2 DQI, d. h. etwa.
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4 km, gegeneinander versetzt angeordnet. Diese auf oder seitlich der
Lande fläche 2 angeordneten Geräte 3 legen
mithin auch die lotrechte
Längsmittelebene der Landefläche und damit auch einen Gleitpfad 5, welcher sich
in der lotrechten Länasmittelebene befindet, fest. Der Flugkörper 1, der nun in
einem Landeanflug auf die Landefläche 2 sich befindet, muß mittels der vorzunehmenden
Anpeilung auf den für ihn vorgesehenen Gleitpfad 5 gebracht werden, und er muß zudem
so zum Zwecke dessen Landung gesteuert und ausgerichtet werden, daß er auf einem
Aufsetzpunkt 6 landet. Dieser Aufsetzpunkt 6 ist auf der Landefläche 2 markiert
und wird dem Flugkörper 1 durch Anpeilung, d. h. einen Peilstrahl 7, zur Kenntnis
gegeben. Für die Anpeilung der auf der Landefläche 2 oder entlang und seitlich derselben
sich befindenden Geräte 3 sind am Flugkörper 1 die Vorrichtungen 4, z. B.
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in Form von Sendern 8, Empfängern 9 u. a. vorgesehen, welche ein Peil-
oder Richtsignal, z. B. den Peilstrahl 7, ausstrahlen und welche die reflektierten
Signale empfangen und zum Zwecke einer Auswertung an weitere Vorrichtungen im Flugkörper
weiterleiten. Solche Vorrichtungen 4 zum Durchführen des Landevorganges sind neben
dem Sender 8 und Empfänger 9, z. B. kardanisch aufgehängte Kreiselplattformen 10,
Rechner 11 und Speicher 12 für Sollvertangaben und Steuergeräte 13, die auf Grund
der ermittelten und verglichenen Werte Steuervorgänge am Flugkörper 1 selbst einleiten.
Um dabei auch dem Flugpersonal, d. h. dem Flugzeugführer, die Lage und Flugrichtung
seines Flugkörpers 1 anzeigen zu können, sind im Cockpit eines Flugkörpers an sich
bekannte Anzeigegeräte vorgesehen, welche mit den ermittelten und ausgewerteten
Werten der Vorrichtung 4 gespeist werden und welche die Position des Flugkörpers
nach Vermessung in Höhe, Drift, Neigungslage, Fluggeschwindlgkeit u. a. anzeigen,
wobei Sichtgeräte verwendet werden, wie z. B. BDHJ-Sichtgeräte, die insbesondere
eine Quarzglasscheibe aufweisen, in die von unten Steuersignale
eingebendet
werden, so daß der Flugzeugführer neben der Beobachtung der Anzeigegeräte auch gleichzeitig
das Sichtfeld vor dem Flugkörper durch diese Scheibe beobachten kann. Anhand dieser
Anzeigen kann der Flugzeugführer die Flugrichtung erkennen, und er kann zudem durch
manuelles eingreifen Korrekturen an dieser vornehmen, sofern der Landeanflug nicht
ohnehin vollautomatisch gesteuert wird.
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Das Verfahren zum Steuern des Flugkörpers 1 zum Zwecke seines Landeanfluges
und des darauf folgenden Landevorganges wird wie folgt durchgeführt: Wenn während
des Fluges, z. B. am Radarsichtgerät im Flugkörper 1, die Betriebsart Beacon, d.
h. Anpeilung von am Boden befindlichen Geräten 3, wie aktive Radarreflektoren, die
Signale bzw. Peilstrahlen empfangen und diese verstärkt zurückstrahlen, gewählt
wird, sind auf dem Radarsichtgerät die Beacons am Boden als Leuchtpunkte deutlich
erkennbar.
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Der Flugzeugführer, in der Regel der Navigator, hat nun die Möglichkeit,
die beiden Punkte (Position der Beacons) in den Rechner 11, dem sogenannten Main
Computer, direkt einzugeben. Soll die Landung auf eine vor Antritt des Fluges bekannten
Landefläche 2 erfolgen, so wird die Position der an dieser sich befindlichen Geräte
3, d. h. der Beacons,und ein weiterer Punkt vor und in Richtung der Landefläche
bereits vor der Flugroute dem Speicher 12 eingegeben. Der Aufsetzpunkt 6 auf der
bekannten Landefläche 2 wird gleichzeitig als Radar- und Visualfixpunkt deklariert.
Wenn der Flugkörper 1 den Routenpunkt vor der Landefläche 2 erreicht hat, kann der
Navigator in bekannter Weise die Navigationsdaten aufbessern, indem er zunächst
eine Taste im Cockpit, die ihm den Routenpunkt, d. h. den sogenannten Way-Point
(WPT), anzeigt,
drückt. Durch das Drücken dieser Taste erscheinen
die Koordinaten des Aufsetzpunktes 6 auf einer Leselinie in den Anzeigegeräten im
Cockpit. Anschließend wird eine weitere Taste, die die Anzeige des nächsten anzufliegenden
PtaSktes anzeigt, nämlich NFX (Next Fix-Point) gedrückt, wodurch dem System mitgeteIlt
wird, daß der Landepunkt, d. h. der Aufsetzpunkt 6, den nächsten Fixpunkt darstellt.
Das genaue Festlegen der Anflugpunlfte und das Vermessen derselben, d. h. das Fixing,
wird eingeleitet durch Drücken der Taste Fix-Attack. Auf einem Bildschirmanzeigegerät,
dem sogenannten TV-Tab, erscheint das knflugziel 9n einem sogenannten Fix-Attack-Format
und XUD im Sichtbereich des Flugzeugführers, d. h. am Head up flisplay (z. B. Kanzelfenster)
das Fix-Format. Die Sensoren, wie Radar, Laser und das sogenannte Fixing-Cross am
HUD richten sich automatisch aufs Ziel, nämlich den Aufsetzpunkt, ein.
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Bei Anwendung anderer Peilsysteme, wie Radar oder Laser wählt man
für Radar Lock on und für Laser Marked Target Receiver. Unter Lock en wird dabei
die Zielverfolgung in Azimut, Elevation und Entfernung, unter Marked Target Receiver
hingegen ein Empfänger, der einen am Boden befindlichen, im Lichtwellenbereich sendenden
Strahler anpeilt, verstanden.
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Der Rechner 11, in diesem Fall der Main-Computer, vergleicht nun die
Richtungsinformationen der Landefläche 2 mit der Richtungsinformation aus der Vermessung
in Azimutrichtung einer Radarantenne, die vollstabilisiert ist, wobei der Driftwinkel,
d. h. der Vorhalt des winkels z.
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B. durch Seitenwind, in die Rechnung einbezogen wird.
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Wenn sich der Flugkörper 1 bei beispielsweise 0° Drift in Richtung
der Landefläche 2 bewegt, dann wird die Radar-Arltenne in bezug auf Azimut (AZ)
Oo einnehmen.
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Befindet sich der Flugkörper 1 seitlich einer in der lotrechten Längsmittelebene
5 der Landefläche 2 liegenden Verlängerung, wobei die Flugzeuglängsachse in diesem
-Fall in die gleiche Richtung wie die Landefläche zeigt, so wird die Radar-Antenne
am Flugkörper 1 einen Azimut-Winkel (AZ-Angle) in bezug zur Flugzeugläng 5-achse
einnehmen, was der Rechner 11 als einen Fehler feststellt und einen Azimut-Steuerbefehl
erzeugt, der auf einen sich im Flugkörper 1 befindenden Autopiloten, wie auch Fernsehschirm
(TV-Tab) und dem Head up Display (HUD) gegeben wird.
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Befindet sich der Flugkörper 1 seitlich von der Verlängerung der Landefläche
2, fliegt aber genau auf den Aufsetzpunlct 6 zu, dann nimmt die Radar-Antenne am
Flugkörper zwar einen Azimut-Winkel von 0° ein, es wird aber ein Richtungafehler
festgestellt, der ein Steuerkommando auslöst, welches wiederum den Flugkörper 1
automatisch auf die Verlängerung der Landefläche 2 steuert.
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Wie in Azimut, so verfolgen sowohl die Radar-Antenne 8/9 am Flugkörper
1 als auch der Marked-Target-Receiver das Bodenziel auch in Elevation.
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Der Gleitpfad 5 soll beispielsweise 2,50 sein. Wenn sich nun der Flugkörper
1 auf dem Gleitpfad 5 befindet, dann werden die Radar-Antenne 8/9 und der Narked-Target-Re-.
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ceiver am Flugkörper einen Winkel von 2,50 zur Horizontalen 15 einnehmen.
Befindet sich der Flugkörper 1 oberhalb des Gleitpfades 5, so nimmt die Antenne
8/9 einen Winkel von mehr als 2,50 ein. Der Rechner 11 addiert den An-tennen-Elevations-i:linkel
mit dem Pitch-Winkel, das ist der Winkel zwischen der Flugkörperlängsachse 14 und
dem Horizont, d. h. der Horizontalen 15 und den festen Winkel von 2,50 des Gleitpfades
5. Ist das Ergebnis 00, so gibt der Rechner 11 kein Steuerkommando ab. Ist das
Ergebnis
positiv, so gibt der Rechner 11 ein proportionales Dive-Kommando (Scnlr-Bommando)
ab, denn der Flugkörper 1 befindet sich oberhalb des Gleitpfades 5. Wenn der Flugkörper
1 unterhalb des Gleitpfades 5 ist, ist das Ergebnis negativ und dann gibt der Rechner
11 ein Climb-Kommando (Steig-Kommando) ab.
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Normalerweise soll der Fehler der Sensoren-Abweichungen von 4 mrad
(Miliradien) nicht überschreiten, wobei 1 mrad eine Abweichung von 1 m auf einer
Entfernung von 1000 m bedeutet. Das bedeutet, daß die Empfindlichkeit im Nahbereich
so groß ist, daß der Rechner 11 im Nahbereich bereits verhältnismäßig kleine Höhen-
und Seitenabweichungen als großen Fehler angibt, die in Abhängigkeit von der Entfernung
gedämpft werden müssen.
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Als Radar-Echo kann entweder ein passiver oder aktiver Radarreflektor
verwendet werden. Als Alternative könnte man zweckmäßigerweise einen Beacon verwenden,
wodurch auf jeden Fall ausgeschlossen wird, daß das Radar auf ein falsches Ziel
eine Vermessung nach "Lock on" macht.
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Steilt sich erst während des Fluges heraus, daß die ursprünglich geplante
Landefläche 2 möglicherweise durch Kriegseinwirkung oder Naturkatastrophe zerstört
ist und eine Notlandefläche, z. 13. eine Autobahn oder ein schnell ausfindiz gemachter
Behelfsflugplatz zur Landung verwendet werden, so kann diese Landefläche in r-linutenschnelle
hergerichtet werden. In einem solchen Fpll können Beacon, d. h. aktive Radarreflektoren,
von einem Auto aus auf einem noch nicht zerstörten Autobahnteilstück oder eine sonstige
Behelfsfläche abgesetzt werden, wobei keine Ausrichtung am Boden erforderlich ist.
Es werden lediglich zwei Beacon und zweckmäßigerweise zwei Rundstrahler je am Anfang
vor dem Aufsetzpunkt 6 und Ende der Landefläche 2 abgesetzt und eingeschaltet.
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Der Navigator wählt dann die Radar-Betriebsart "Beacon", wodurch die
beiden Beacon am Radarsichtgerät im Flugkörper 1 deutlich erkennbar sind. Nun kann
der Navigator während des Fluges sehr einfach die beiden Punkte in den Rechner 11
eingeben, wobei er den Aufsetzpunkt 6 wieder als Radar- und Visualfixpunkt deklariert.
Durch die Eingabe der Koordinaten aus den Vermessungen dieser Punkte kann der Rechner
11 die Richtung der Landefläche 2 errechnen, und es kann ein Punkt in der Einflugschneise,
z. B. 10 IZI (Nordische Meilen), vor der Landefläche errechnet werden. Diese Punkte
werden in die Flugroute eingegeben. Wenn der Flugkörper 1 den Punkt 10 NM vor der
Landefläche 2 überflogen hat, wird wie früher beschrieben, auf "Lock on" geschaltet
und der Anflug spielt sich so wie bei der vor dem Flug geplanten Landung ab.
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Mit einem sogenannten Softwareprogramm kann eine Flugroute aufgestellt
werden, die der Flugkörper 1 automatisch abfliegt. In diesem Programm sind auch
das Ende und der Anfang der Landefläche 2 sowie ein Punkt 10 NM vor der Landefläche
enthalten. Wenn der Flugkörper 1 den Punkt 10 NM vor der Landefläche 2 erreicht
hat und sich auf diese zu bewegt, setzt ein automatisches Landeprogramm ein. Die
Koordinaten des Endes und Anfangs der Landefläche 2 können auf verschiedene Weise
auch während des Fluges eingegeben werden. Die Landefläche 2 kann beispielsweise
durch Reflektoren Cn, d. h. Geräte 3, markiert werden, die sich mitten auf der Verlängerung
der Landefläche befinden. Dem Rechner 11 ist die ungefähre Position der beiden Reflektoren,
d. h. der Geräte 3, bekannt. Beim Anlauf des Landeprogramms werden diese Punkte
automatisch vermessen und es werden die Ergebnisse dem Hauptrechner 11, d. h. dem
Main-Computer, mitgeteilt. Diese Vermessung wird während des Landeanflugs
mehrmals
wiederholt, um die Genauigkeit zu erhöhen. Aus den Ergebnissen errechnet der Main-Computer,
ob sich der Flugkörper 1 ouf der Verlängerung der Landefläche 2 links oder rechts
davon befindet. Dieser Main-Computer gibt dann entsprechende Steuerkommandos an
den Autopiloten, die Anzeige- und Sichitgeräte weitere In der letzten Anflugphase
kurz vor dem Aufsetzpunkt 6 wird bis zum Stillstand des Flugkörpers 1 nur noch der
entfernteste Reflektor B, d. h. das Gerät 3, vermessen.FUr die Berechnung des Gleitpfades
5 werden der Elevatlons-Winkel aus der Neigung der Peilantenne 8/9 in bezug zum
Horizont 15 und die Entfernung zu den Reflektoren C, B, d. h.
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aen Geräten 3, gemessen und an den Rechner 11, d. h. den Main-Computer,
geliefert In Fig. 3 ist die nachfolgend beschriebene Situation zeichnerisch dargestellt.
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Die Entfernung R5 zwischen dem Gerät 3, d. h. dem Reflektor C und
dem Aufsetzpunkt 6 ist konstant und bekannt.
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lurch die Vermessung ist dem Rechner 11 auch die Entfernlmng R4 zwischen
den beiden Geräten 3, d. h. Reflektoren n und 3, bekannt. Ferner kennt der Rechner
11 den Sollwinkel des Gleitpfades 5.
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Um festzustellen, ob sich der Flugkörper 1 auf dem Gleitpfad 5 oder
ober- oder unterhalb des Gleitpfades befindet, müssen einige Rechenoperationen durchgeführt
werden. Wenn sich der Flugkörper 1 nicht auf dem Gleitpfad 5 befindet, gibt der
Rechner 11 Steuerkommandos ab, die den Flugkörper 1 auf den Gleitpfad 5 steuern.
Diese Kommandos werden sowohl an die Steuergeräte 12, z. B.
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den Autopiloten, als auch auf verschiedene Anzeige- und Sichtgeräte
gegeben. Dies soll als Beispiel für eine mögliche Berechnung für eine Landung, wie
sie in Fig. 3 dargestellt ist, nachfolgend aufgeführt werden.
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R3 = R . cosß Winkel wird von der Peilvorrichtung 8/9 in Verbindung
mit der Plattform 10 geliefert. R2 wird gemessen.
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h = R2 . sin ß R6 = R3 + R5 tgα = h/R6 Winkel 0< wird mit
dem Sollwert des Winkels des Gleitpfades 5 verglichen. Ist das Ergebnis positiv,
dann befindet sich der Flugkörper 1 oberhalb des Gleitpfades 5, und es wird ein"Dive-Kommando"
erzeugt. Ist das Ergebnis negativ, wird ein "Climb-Kommando" erzeugt. Bei der Vermessung
des entfernteren Anpeilpunktes (Lock-on) kann folgende Rechnung durchgeführt werden.
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R8 = R0 . cos h = Rg sin R7 = R4 - R5 R6 = R8 - R7 tg α = h
R0 Winkel α wird wie bei der oben angeführten Berechnung behandelt.
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Zusätzlich kann im Endanflug die von einem Radarhöhenmesser gelieferte
Höhe h in Verbindung mit der gemessenen Schrägentfernung als Berechnungsgrundlage
verwendet werden. Je nach Entfernung vom Aufsetztunkt 6 wird die Geschwindigkeit
durch eine automatische Gashebelsteuerung nach Sollwerten geregelt. Diese Gashebelsteuerung
kann bis zum Stillstand des Flugkörpers 1 durchgeführt werden.