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Gerät zur Bestimmung des Windgradienten (Scherwind) und Abwindwinkels
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an Bord eines Fluggerätes Die Erfindung bezieht sich auf ein Gerät
zur Bestimmung des Windgradienten an Bord eines Flugzeugs, mit dem aus den Meßsignalen
der horizontalen Komponente der Fahrzeugbeschleunigung und der Fahrt ein Signal
für den Windgradienten abgeleitet wird.
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Die Bestimmung der Windgeschwindigkeit VW an Bord des Flugzeugs geschieht
aus der Differenz der Übergrundgeschwindigkeit VK und der Fahrt (Anströmgeschwindigkeit)
V nach der Beziehung (~ bedeutet Zeichen für einen Vektor): VW = VK - V. (1) Der
Vektor der Übergrundgeschwindigkeit VK wird beispielsweise mit einem Trägheitsnavigationssystem
(INS) und der Vektor der Fahrt V mit dem Staurohr bzw. Fluglog sowie dem Anstellwinkel-
und Schiebewinkelsensor (a-Fahne, ß-Fahne) gemessen.
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Der Windgradient (Scherwind) ist die zeitliche Ableitung von Gleichung
(1):
wobei, jeweils in Richtung der Flugzeuglängsachse gesehen, Vw der
gesuchte Scherwindvektor, VK = b der Beschleunigungsvektor und V der Vektor der
zeitlichen Ableitung der Fahrt ist.
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Bei bekannten Geräten der gattungsgemäßen Art (US-PS 4 012 713 und
GB-PS 1 538 815) wird die Ableitung der Fahrt durch ein Differenzier-Netzwerk (rate
network) gewonnen. In diesem Netzwerk wird eine sehr kritische Operation-durchgeführt,
da sie das Signal infolge kurzzeitiger Windböen und des Sensorrauschens sehr stark
erhöht. Das Signal Vfür die zeitliche Ableitung der Fahrt muß daher vor dem Differenzieren
geglättet werden. Dies hat wiederum die Folge, daß auch die Beschleunigung VK geglättet
werden muß zur Vermeidung von Phasenverschiebungen zwischen V und VK. Neben dem
Differenzier-Netzwerk ist somit in allen Entgegenhaltungen auch je ein Filter sowohl
für das Signal der Fahrt, als auch der Beschleunigung erforderlich, damit hochfrequente
Störungen durch Windböen und Sensorrauschen unterdrückt werden gegenüber dem gesuchten
niederfrequenten Windgradienten (Scherwind), der die Flugsicherheit gefährdet.
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Aufgabe der Erfindung ist es, ein Gerät der gattungsgemäßen Art zu
schaffen, das mit einem geringeren Aufwand als die bekannten Schaltungen arbeitet,
bei gleichzeitiger Abschwächung der Störsignale durch Windböen und Sensorrauschen.
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Diese Aufgabe wird gemäß der Erfindung dadurch gelöst, daß jeweils
für eine horizontale bzw. die vertikale Richtung die Differenz aus der Beschleunigung
b und einem Rückführsignal x2 integriert wird, das sich aus der Differenz des Ausgangs
des Integrators und der Fahrt V verstärkt mit einem Verstärkungsfaktor ergibt, der
die Eckfrequenz des geglätteten Signals für den Windgradienten festlegt, wobei das
Rückführsignal dem geglätteten Windgradienten entspricht.
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Bei Geräten der gattungsgemäßen Art (GB-PS 1 538 815) ist es weiter
bekannt, neben dem Scherwind auch den Abwind zu bestimmen, und aus der Summe beider
Signale ein Signal zur Warnung des Piloten bzw. zur Ansteuerung der Regelautomatik
abzuleiten. Auch bei diesen bekannten Schaltungen zur Abwindbestimmung ist ein Differenzier-Netzwerk
enthalten mit den oben beschriebenen Nachteilen.
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Weitere Aufgabe der Erfindung ist es, den Gegenstand der oben zitierten
Erfindung dahingehend weiterzuentwickeln, daß mit einfachen Mitteln bei Vermeidung
eines Differenzier-Netzwerkes zusätzlich der Abwind bestimmt wird und im Ausgangssignal
miterscheint. Gleichzeitig liefert das Gerät auch die Vertikalgeschwindigkeit und
Höhe. Diese Aufgabe wird gemäß der Erfindung dadurch gelöst, daß die Vertikalgeschwindigkeit
durch die Fahrt dividiert wird und das Ausgangssignal subtrahiert wird vom negativen
Anstellwinkel und dem Nickwinkel, und daß das daraus resultierende Signal durch
einen Tiefpaß geglättet wird.
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Die Erfindung ist in der Zeichnung veranschaulicht und im nachstehenden
im einzelnen beschrieben.
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Fig. 1 bis 6 zeigen verschiedere Schaltungen zur Bestimmung des Windgradienten
(Scherwind).
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Fig. 7 zeigt ein einfaches Windgradienten-Bestimmungsgerät.
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Fig. 8 zeigt eine Schaltung zur Bestimmung des Windgradienten unter
Berücksichtigung des Abwindes.
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Der Scherwindbestimmung liegt grundsätzlich ein Regelkreis zugrunde,
wie er im Prinzip für eine Komponente in Fig. 1 dargestellt ist. Die Differenz aus
der Beschleunigung b und dem Rückführsignal x2 wird in ein als Integrierer wirkendes
Netzwerk Fl(s) eingespeist. Die Differenz aus dem Ausgangssignal xl des Integrierers
und dem Signal für die Fahrt V wird in ein als Verstärker wirkendes zweitens Netzwerk
F2(s) eingespeist. Das Ausgangssignal des Verstärkers ist das oben erwähnte Rückführsignal
x2, das gleich dem gesuchten Windgradienten VW ist. Wählt man F1 = l/s (Integrierer)
(3) F2 = (Verstärker), (4) T wie es in Fig. 2 dargestellt ist, so ist
d. h., x2 ist gleich dem mit T geglätteten Windgradienten.
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Diese Art der Bestimmung des Windgradienten kann je nach Ausstattung
des Fluggerätes in verschiedenen Ausführungsformen erfolgen, wofür im folgenden
Beispiele angeführt werden.
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Erste Ausführungsform Wird die Beschleunigung einer Trägheitsplattform
entnommen, die die inertiale Meßeinheit eines Trägheitsnavigations- bzw. eines Kurs-
und/oder Lagereferenzsystems ist, so ist das Bezugssystem beispielsweise das geodätische
Koordinatensystem (Index n), und die Beschleunigung als Vektor ist b . Die Ermittlung
-n des Windgradienten kann in diesem Koordinatensystem durchgeführt werden, wie
es in Fig. 3 dargestellt ist. Sämtliche hierin eingezeichneten Signale sind als
Vektoren zu verstehen mit 3 Komponenten (Nord, Ost und abwärts bzw. in Flugzeuglängsrichtung,
in Flugzeugquerrichtung und abwärts). Die Netzwerke sind als Matrizen eingezeichnet,
die z. B. folgendermaßen aufgebaut sind:
Für die Flugführung ist der Windgradient VbW in flugzeugfesten Koordinaten (Index
b) von Interesse. Zu seiner Bestimmung muß folgende Rechenoperation durchgeführt
werden:
wobei der Term #nb eine Matrix ist, die die Flugzeugdrehgeschwindigkeiten (z. B.
Roll-, Nick- und Gierbewegung) enthält, gemessen z. B. von Kreiseln.
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Somit gibt das Glied #nb VW Somit gibt das Glied #nb V# an, welcher
Windgradient,in flugzeugfesten Koordinaten gemessen, durch die Drehbewegung des
Flugzeugs hervorgerufen wird.
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C=bn ist eine Matrix zur Transformation eines Vektors vom n in das
b Koordinatensystem.
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Der für diese Rechenoperation erforderliche Wind VW wird nach der
Gleichung
ermittelt, wie es in Fig. 3 eingezeichnet ist, wobei der Vektor VnWder Über--n grundgeschwindigkeit
in Nord-, Ost- und Vertikalrichtung dem Rechner des Trägheitsnavigationssystems
entnommen wird, und der Vektor der Fahrt Vb von den Luftdatensensoren in flugzeugfesten
Koordinaten (Index b) gemessen wird.
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Zweite Ausführungsform Die Ermittlung des Windgradienten kann selbstverständlich
auch direkt in den drei Richtungen des flugzeugfesten Koordinatensystems erfolgen,
wozu nach Fig. 4 zur Transformation 8er von der Trägheitsplattform gelieferten Beschleunigung
b in das körperfeste Koordinatensystem eine Rechenoperation -n ähnlich Gl. (7) erforderlich
ist:
Der für diese Rechenoperation erforderliche Vektor V K der Übergrundgeschwindigkeit
wird wiederum dem INS entnommen.
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Dritte Ausführungsform Ist das Fluggerät mit einem Strapdown-System
(INS mit fahrzeugfest montierten Kreiseln mit Beschleunigungsmessern) ausgerüstet,
so wird die Fahrzeugbeschleunigung im flugzeugfesten Koordinatensystem gemessen
(Index b), und die Ermittlung des Windgradienten in körperfesten Koordinaten ist,
wie in Fig. 5 dargestellt, besonders einfach und bedarf keiner weiteren Erläuterung.
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Vierte Ausführungsform Ist das Fluggerät nicht mit einem Inertialsystem
ausgerüstet, so ist - zwar unter Verlust an Genauigkeit - die in Fig. 6 skizzierte
Ausführungsform zweckmaßig.
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Ein Beschleunigungsmesser ist mit seiner empfindlichen Achse in Flugrichtung
fest montiert und liefert das Signal:
wobei g die Fallbeschleunigung, h die vertikale Beschleunigung
und 0 der Nickwinkel ist. Unter Vernachlässigung der vertikalen Beschleunigung h
wird in bx lediglich das Signal g sin0 kompensiert. Dazu wird am Resolver der an
Bord des Flugzeugs in der Regel vorhandenen Lotreferenz das Signal sin0 direkt abgegriffen
und mit g = 9,81 verstärkt, dem Ausgang des Beschleunigungsmessers zugeführt.
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Mit Hilfe von b aus dem Beschleunigungsmesser, sin0 aus der Lotreferenz
x und der Fahrt V aus dem Staurohr bzw. Fluglog, kann der Windgradient ermittelt
werden, wie es in Fig. 6 dargestellt ist.
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In Fig. 7 ist ein einfaches Windgradienten-Bestimmungsgerät 70 dargestellt,
in dem der Beschleunigungsmesser 72 integriert ist. Die Eingangsdaten in das Gerät
sind lediglich die Fahrt V und der Sinus des Nickwinkels O. Der Sinus des Nickwinkels
wird in 74 mit dem Faktor g =9,81 verstärkt und dem Knotenpunkt 76 zugeführt, dem
auch das Ausgangssignal b des Beschleunigungsx messers 72 aufgegeben wird. Das in
76 gebildete Signal wird einem Integrierer 78 zugeführt, dessen Ausgangssignal x1
im Knotenpunkt 80 mit dem negativen Signal der Fahrt V summiert wird. Das sich ergebende
Signal wird im Verstärker 82 verstärkt, und das Ausgangssignal x2 des Verstärkers
80 auf den Knotenpunkt 76 rückgeführt, und gleichzeitig nach Verstärkung in einem
Verstärker 84 einem Anzeigegerät 86 zugeleitet, das den Windgradienten anzeigt,
der dem Signal x2 entspricht.
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In Fig. 8 ist ein Gerät beschrieben, das neben dem Windgradienten
auch den Abwindwinkel bestimmt. Zusätzlich sind dem Gerät die Flughöhe h und die
Vertikalgeschwindigkeit h zu entnehmen.
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In das dargestellte Gerät werden die Meßsignale der Fahrt V, des Sinus
und des Cosinus vom Nickwinkel 0 und Rollwinkel §, weiterhin die Meßsignale des
Nickwinkels 0, des Anstellwinkels a, der barometrischen Höhe hb eingegeben.
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Die vom Nick- und Rollwinkel abhängigen trigonometrischen Funktionen
(sinO, cos0, com¢) werden direkt an den Resolvern des Vertikalkreisels abgenommen.
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Es ist in Fig. 8 der Fall dargestellt, daß, ähnlich wie in Fig. 6
und 7, kein Inertialsystem an Bord des Flugzeugs zur Verfügung steht und die Beschleunigung
in
Richtung der Flugbewegung und senkrecht dazu nach unten mit flugzeugfest montierten
Sensoren gemessen wird, die zweckmäßig in dem Gerät integriert sind. Ist ein Inertialsystem
vorhanden, vereinfacht sich das Gerät, da dann die Beschleunigungsmesser 2 und 20
nicht benötigt werden und die Verarbeitung der trigonometrischen Funktionen des
Roll- und Nickwinkels nicht erforderlich ist. Stattdessen wird die horizontale und
vertikale Beschleunigung dem Inertialsystem entnommen und in das Gerät der Fig.
8 eingespeist.
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Im unteren Teil der Schaltung nach Fig. 8 ist in strichpunktierten
Linien eingeschlossen die Schaltung zur Bestimmung des Windgradienten mit dem Ausgangssignal
x2.
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Der Beschleunigungsmesser 2 ermittelt die Beschleunigung skaliert
in Einheiten der Erdbeschleunigung g
wobei bD = g t h (12) die Flugzeugbeschleunigung in Lotrichtung ist. Sie wird in
24 ermittelt und in 12 mit g1 sin8 verstärkt. In 4 erfolgt schließlich die Kompensation
von LD sinO g g an dem Ausgangssignal b des Beschleunigungsmessers 2.
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x Das Ausgangssignal von 4 wird in 6 integriert, und das integrierte
Signal x1 wird dem Knotenpunkt 8 zugeführt. In 8 wird das Signal V/g, d. h., die
Fahrt V geteilt durch die Konstante der Erdbeschleunigung, kompensiert. Das Ausgangssignal
von 8 wird schließlich in 10 mit 1/T verstärkt (T liegt in der Größenordnung von
10 Sekunden). Das Ausgangssignal x2 wird auf den Knotenpunkt 4 rückgeführt. Dieses
Signal x2 ist der geglättete horizontale Scherwind
wobei s = Laplace-Operator.
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Vertikalgeschwindigkeit hund Höhe h werden auf folgendem Wege bestimmt,
wobei zunächst zur Vereinfachung angenommen wird, daß die Beschleunigung in Lotrichtung
gemessen wird.
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Der vertikale Beschleunigungsmesser eines Inertialsystems mißt die
Beschleunigung bD in Lotrichtung, was dem Ausgang von 24 entspricht. Nach Kompensation
der konstanten Erdbeschleunigung g in 26 gewinnt man durch einmalige Integration
in 30 nach Subtraktion des Rückführsignals aus 28 im Knotenpunkt 26 ein Meßsignal
für die Vertikalgeschwindigkeit h. Durch nochmalige Integration in 36 wird nach
Subtraktion des Rückführsignals aus 34 in 32 ein Meßsignal für die Höhe h ermittelt.
Dieses wird in 38 verglichen mit der barometrischen Höhe hD, wobei die Differenz
zur Erzeugung der Rückführsignale in 28 und 34 dient.
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Die Meßsignale h und h für die Höhe und Vertikalgeschwindigkeit sind
qualitativ sehr gute Signale mit guter Kurzzeitgenauigkeit und einer durch den barometrischen
Höhenmesser definierten Langzeitgenauigkeit.
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Steht an Bord des Flugzeugs kein Inertialsystem zur Verfügung, das
die Ermittlung der Beschleunigung in Lotrichtung gestattet, so wird im Steig- und
Kurvenflug bD aus den Meßsignalen b des körperfest montierten vertikalen Beschleunigungsmessers
20 und b des körperfest montierten Längs-Beschleunigungsmessers x 2 wie folgt berechnet:
bD = g + h b bx sin8 + bz cosf code, (14) x woraus sich mit den vom Vertikalkreisel
gemessenen Funktionen sind, cose und cosb die gesuchte Beschleunigung bD in Lotrichtung
durch Verstärkung von b D z mit cosf cosO in 22 und Addition des in 40 mit sine
verstärkten Ausgangssignals b von 2 ermitteln läßt.
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x Mit Hilfe dieses Gerätes und des gemessenen Anstellwinkels cx sowie
Nickwinkels e kann nun der Abwindwinkel auf folgendem Weg ermittelt werden, wobei
die in Geräten der gattungsgemäßen Art (GB-PS 1 538 815) übliche Differenzierung
eines Signals mit den dabei auftretenden Nachteilen hinsichtlich der Signalgüte
vermieden wird. Der in 42 gebildete Quotient zwischen Vertikal-K geschwindigkeit
h und Fahrt V ist ein Signal für den Flugbahnwinkel y
Auch die
in 44 gebildete Differenz zwischen Längsneigungswinkel 8 und An-K stellwinkel a
enthältden Flugbahnwinkel Y , allerdings überlagert mitdem Flugwindwinkel γw
bzw.Abwindwinkel,wenn y< 0 # - α= γK + γW (15) Somit ist schließlich
die in 46 gebildeteDifferenz von O ct - γK gleich dem gesuchten Flugwindwinkel
y . Dieses Signal wird über einen Tiefpaß 48 geleitet, dessen Zeitkonstante T zWeckmäßig
gleich der des horizontalen Scherwindsignals ist. Nun können die geglätteten Signale
γw und VW/g in SO zusammengefaßt werden als ein Signal, das gleich dem Verhältnis
des erforaerlichen zusätzlichen Schubes LF zum Flugzeuggewicht G ist, um den Energiehaushalt
des Flugzeuges beim Durchflug eines Scherwindes oder Abwindes konstant zu halten,
d. h., das in 52 gebildete Summensignal X3 sollte für die Zeit des Scherwinddurchfluges
auf null gehalten werden.
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Von großer Bedeutung für die Flugregelung ist auch das zeitliche Integral
x4 der Summe von yw + Vw/g und des vom Piloten bzw. der Triebwerksregelung eingestellten
zusätzlichen Schub/Gewichtsverhältnisses AF/G. Die Generierung dieses Signals erfolgt
über den Integrierer 54. Das Signal x4 ist proportional der Summe aus Energiehöhenverlust
infolge Scherwind oder Abwind und dem Energiehöhengewinn infolge Schuberhöhung.
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Beide Ausgangssignale x3 und X4 sind für die Sicherheit des Flugzeugs,
insbesondere im Landeanflug, von lebenswichtiger Bedeutung und werden in bekannter
Weise weiterverarbeitet.
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