DE3827482A1 - Praezisions-landeanflugregelsystem - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich allgemein auf ein Präzisions- Landeanflugsregelsystem zur Stabilisierung eines Flugzeu­ ges während der Landung, wie z.B. während einer relativ genauen Landung auf einem Flugzeugträger, und im speziel­ len ist sie wesentlicher Bestandteil eines Präzisions- Landeanflugsregelsystems, der den Piloten mit einer präzisen Regelung des Flugbahnwinkels und der Flugweg­ änderung des Flugzeuges während der Landephase ausstattet. Das Präzisions-Landeanflugsregelsystem hält das Flugzeug auch während der Landung auf einem vorbestimmten Anstell­ winkel.

Eine genaue Steuerung der Flugbahn eines Flugezeuges sollte während der gesamten Landephase auf einem Flugzeug­ träger aufrechterhalten sein, was sie für den Piloten zu einer anspruchsvollen Aufgabe macht. Während einer Landung wird dem Piloten längs einer idealen Gleitweg- Steigung ein relativ enges Landefenster angeboten. Die Landung wird weiterhin durch unvorhergesehene Bewegung des Flugzeugträgers und auch durch atmosphä­ rische oder durch das Schiff verursachte Turbulenzen erschwert.

Der Landeanflug eines relativ instabilen Hochleistungs- Flugzeuges auf einen Flugzeugträger ist eine noch anspruchsvollere Aufgabe, die eine präzise Steuerung der Flugbahnen durch den Piloten erfordert.

Beim Stand der Technik werden Stabilitätserweiterungs-Systeme (SAS), Anflug-Leistungskompensatoren (APC) und direkte Auftriebsregelung (DLC) als Untersysteme zur Erweiterung der grundlegenden Flugqualitäten und Regelsysteme eines Flugzeuges verwendet, jedoch getrennte Entwurfs­ kriterien für jede dieser verschiedenen Untersysteme angewendet. Mit der Realisierung der Hauptaufgaben dieser Untersysteme (kurze Antwortzeit, phygoide Dämpfung und g-Regelung) wird dem Pilot eine verbesserte Steuerung des Flugzeuges ermöglicht. Jedoch ist diese Entwurfsmetho­ de für relativ instabile Hochleistungs-Flugzeuge, die eine außergewöhnliche Flugbahnregelung benötigen, im allgemeinen unzureichend, da sie keine genaue Flugbahn­ regelung gewährleistet.

Keines der herkömmlichen Landeanflugssysteme ergab jedoch eine vollständig zufriedenstellende Lösung dieses Problems, den Piloten mit einer genauen Flugbahn­ regelung eines Flugzeuges während einer relativ schwieri­ gen Landung, z.B. auf einem Flugzeugträger, auszustatten.

Entwürfe für eine Hand- und Automatik-Trägerlandung (ACL), die sich sowohl aus einer integrierten Näherung an das Flugbahnregel-Problem als auch aus der Anwendung qualitativer Flugbahnregelungskriterien ergaben, haben, was in Studien und Pilot-Simulationen gezeigt wurde, eine hervorragende Flugbahn-Antwort in einem Grumman F-14 Flugzeug bei geringer Änderung an seiner vorhandenen Hardware (Schaltungstechnik) erreicht.

Es ist demnach Aufgabe der Erfindung, ein Landeanflug­ regelsystem zu schaffen, das einem Piloten die Landung auf einer genauen Flugbahn auch während einer relativ schwierigen Landung, z.B. auf einem Flugzeugträger, ermöglicht.

Die Aufgabe ist erfindungsgemäß durch ein Präzi­ sions-Landeanflugsregelsystem für ein landendes Flugzeug gelöst, welches mehrere Betriebs-Regelebenen, ein automatisches System zur Aufrechterhaltung eines vorbe­ stimmten Lande-Anstellwinkels (angle of attack) des Flugzeuges, ein Regelsystem zur Aufrechterhaltung eines konstanten inertialen Flugbahnwinkels (inertial flight path angle) des landenden Flugzeuges und ein vom Piloten bedientes Steuergerät zum Steuern der Flugwegänderung des Flugzeuges, vorsieht.

Ferner schafft die Erfindung ein Präzisions-Anflugsrege­ lungssystem oder eine entsprechende Betriebsweise für ein Flugzeug, das es ihm erlaubt, stabiler und einfacher, als es mit herkömmlichen und verfügbaren Regelsystemen möglich ist, zu landen.

Verbesserte Steuerung eines Flugzeuges während der Landung sollte die Flugsicherheit deutlich verbessern und deutliche Benzinersparnisse mit sich bringen, da weniger Fehlversuche und Durchstarts erwartet werden können, was sich in geringerer Zahl von Landeanflügen äußert. Weniger Landeanflüge, zusammen mit deutlich verbesserter Flugzeugsteuerung durch den Piloten, sollten die Anzahl der kritischen Flugsituationen herabsetzen, wobei sich die Flugsicherheit deutlich verbessert.

Ferner schafft die Erfindung ein Präzisions-Landeanflugs­ regelsystem für ein Flugzeug, welches den Piloten im wesentlichen mit einem Flugwegänderungs-Steuergerät ausstattet, und welches das automatische Drossel-System zur Aufrechterhaltung eines vorbestimmten Anstellwinkels α des Flugzeuges verwendet, und welches dabei die Flugzeug- Anflugsgeschwindigkeit durch das Gewicht definiert. Bei einem Ausführungsbeispiel der Erfindung, in einem X-29 Flugzeug, wird das im Cockpit befindliche Steuer­ gerät, welches während eines Leistungs-Landeanflugs normalerweise ein Nickänderungsbefehl-Steuerknüppel ist, in einen Flugbahnänderungs-Steuerknüppel (γ δ) verändert. Das erfindungsgemäße Präzisions-Landeanflugs­ regelsystem ermöglicht echte Steuerung der inertialen Flugbahn und der Geschwindigkeitsrichtung des Flugzeugs, wobei der Pilot während des Landeanflugs mit einer schnellen und genauen Steuerung des Flugzeuges ausgestat­ tet ist. Das Präzisions-Landeanflugsregelungssystem verwendet auch das Untersystem der automatischen Drossel­ regelung, um das Flugzeug während der Landung in einem bestimmten Anstellwinkel α zu halten, der in einem speziell veröffentlichten Ausführungsbeispiel für das X-29 Flugzeug zu 8.75° gewählt wurde, was die Flugzeug-Anflugsgeschwindigkeit durch das Gewicht definiert. Der vorbestimmte Anstellwinkel α ist für verschiedene Flugzeugtypen normalerweise unterschiedlich und könnte so ausgelegt werden, daß er variabel und vom Piloten wählbar ist.

Das erfindungsgemäße Präzisions-Landeanflugsregelungs­ system oder die Betriebsart zur Regelung des Anflugs eines Flugzeuges während der Landung ermöglicht ein stabileres und einfacheres Landen in kritischen Lande­ situationen, z.B. bei Landen eines Flugzeuges auf einem Flugzeugträger mit relativ kurzer Landebahn.

Während des Betriebes des Präzisions-Anflugsregelsystems, wenn das Flugzeug vertikalen und horizontalen Winden oder Scherwinden ausgesetzt ist, regelt das System das Flugzeug so, daß ein im wesentlichen die Betriebsweise des Präzisions-Landeanflugsregelsystem-Verfahrens bestimmender inertialer Flugbahnwinkel konstant gehalten ist.

Ein Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Prä­ zisions-Anflugsregelsystem wurde für ein vorhandenes Grumman X-29 Flugzeug entworfen und das entsprechende Präzisions-Anflugsregelsystem wurde unter Verwendung der bestehenden Regelungen/Steuerungen und Rege­ lungs-Untersysteme an Bord des Flugzeuges implementiert. Das Grumman X-29 Flugzeug besitzt drei vom Piloten bedienbare Steuergeräte, ein Drosselsteuergerät, ein Befehls-Steuerknüppel und eine Ruder-Pedalsteuerung.

Ein Abschalten der Präzisions-Anflugsregelung führt zur Rückkehr in die normale Betriebsweise, der Leistungs- Anflugsbetriebsart. Der Pilot kann durch Betätigen des Drosselsteuergerätes mit einer, einen Schwellwert überschreitenden Kraft das Präzisions-Anflugs­ regelungssystem in dem X-29 Flugzeug außer Kraft setzen, z.B. durch Betätigen des Drosselsteuergerätes mit mehr als acht (englischen) Pfund. Weiterhin kann die Präzisions-Anflugsregelbetriebsart durch Schließen von "Gewicht-am-Rad" Schaltern, die am Flugzeug angeordnet sind und einen Bodenkontakt anzeigen, ausgeschaltet werden. Ferner kann die erfindungsgemäße Präzisions-An­ flugsregelbetriebsart von einem höheren Betriebssystem oder Untersystem oder durch den Piloten außer Betrieb genommen werden.

In dem Ausführungsbeispiel des X-29 Flugzeuges wird die Präzisions-Anflugsregelungsbetriebsweise entwurfsgemäß eingeschaltet, indem zuerst ein normaler Leistungs-Lande­ anflug gewählt ist, dann das automatische Drosselsystem eingeschaltet wird, und schließlich die Präzisions-An­ flugsregelungsbetriebsart eingeschaltet wird, wobei alle Schaltungen durch herkömmliche elektrische Schalter im Cockpit erfolgen. Für ein vollständiges Einschalten müssen verschiedene andere Bedingungen erfüllt sein, z.B. müssen die Anstellwinkel-Meßdaten, die Fluglagen- Solldaten und die normalen Beschleunigungsdaten, usw. ordnungsgemäß vorbestimmte Grenzwerte aufweisen. Der Trimm-Steller wird anschließend so eingestellt, daß die Steigungsänderung, (Abstiegsänderung) des Flugzeuges stabilisiert ist, was von einem Zeigergerät angezeigt wird; eine zusätzliche Trimmung sollte anschließend normalerweise nicht mehr nötig sein. Die Trimmung wird nur bei der X-29 Regel-Anordnung notwendig, alterna­ tive Realisierungsvarianten müssen dieses Merkmal nicht notwendigerweise verwenden. Der Steuerknüppel, der normalerweise ein Nickbefehls-Steuerknüppel im Cockpit darstellt, wird in der Präzisions-Anflugsregel­ betriebsart vom Pilot zur Steuerung der Abstiegsänderung des Flugzeugs verwendet.

Die erfindungsgemäße Präzisions-Anflugsregelung reduziert die Arbeitslast des Piloten durch Minimieren von durch atmosphärische Störungen verursachten Flugbahnänderungen des Flugzeuges durch Aufrechterhalten einer stabilen, getrimmten Anflugsgeschwindigkeit und durch Schaffen einer optimalen Flugbahn-Antwort auf Pilotenbefehle über den Nickbefehls-Steuerknüppel (einen Regeleingang), wobei vom Piloten leichter bemerkbare und vorhersehbare Antwortcharakteristiken ermöglicht werden. Die gesteigerte Leistungsfähigkeit ist bei annehmbaren, transierten Abweichungen des Anstellwinkels und der Regelebenen relativ zu aerodynamischen Grenzwerten durch Turbinen­ schubänderungen (Drossel) und auch durch kurzzeitige Fluglagenabweichungen und Dämpfungen erreicht.

Das in das X-29 Flugzeug eingebaute Präzisions-Anflugs­ regelsystem moduliert automatisch den Schub über die Drosselklappe, um den Anstellwinkel des Flugzeuges und damit die Luftgeschwindigkeit (airspeed) konstant zu halten. Dieses ermöglicht dem Piloten eine direkte Steuerung des Flugbahnwinkels und der Geschwindigkeit des Flugzeuges über den zentralen Nickbefehls-Steuerknüp­ pel. Über die Schubmodulation wird eine verbesserte phygoide Dämpfung erzielt, wobei jede Schwing-Neigung in der Flugbahn unterdrückt wird. Die direkte Auftriebs­ regelung (DLC) wird durch inkrementale Klappenbewegung aufgrund von Steuerknüppelbewegungen erzielt, wobei die sogenannte "Ente" (canard) Klappen-Nickmomente durch eine Klappen-"Enten"-Verbindung aufhebt. Andere Systeme, z.B. der F-14, verwenden mit dem zentralen Steuerknüppel bewegte Spoiler als direkte Auftriebsregel­ befehle.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist nachfolgend anhand der Zeichnung beschrieben. Es zeigen:

Fig. 1 eine schematische Darstellung eines Ausführungs­ beispiels der Erfindung in einem mit einer "Ente" ausgestattteten Flugzeug, z.B. dem Grumman X-29, welches in einer erfindungsgemäßen Präzisions-Landeanflugsregelungs-Betriebsart geflogen werden kann;

Fig. 2 ein Blockschaltbild einer erfindungsgemäßen äußeren Präzisions-Landeanflugsregelungsschleife;

Fig. 3 ein Blockschaltbild eines erfindungsgemäßen, mit dem Präzisions-Landeanflugsregelsystem modifizierten, automatischen Drossel-Systems.

Fig. 1 zeigt ein mit einer sogenannten "Ente" (canard) ausgestattetes Flugzeug, z.B. das Grumman X-29 Flugzeug, und zeigt schematisch ein Flugzeug mit einer sogenannten "Enten"-Regelebene 2 a, einer Tragflächen-Klappen­ regelung 2 b und einer Höhenruderklappe 2 c, die gemeinsam im X-29 Düsenflugzeug vorgesehen sind.

Den Regelebenen 2 a, 2 b und 2 c sind an verschiedenen Stellen Stellglieder 3 zugeordnet. Ein herkömmlicher digitaler Flugregel-Rechner 4 weist eine Anzahl von Eingängen mit den Piloten-Befehlseingängen und Datenein­ gängen von Beschleunigungsmessern und Kreiseln, die allgemein mit der Bezugsziffer 5 gekennzeichnet sind, auf. Das X-29 verwendet an sich übliche Komponenten und Untersysteme, um durch Mehr-Ebenenregelung Stabilität für ein eigentlich instabiles Flugzeug zu erreichen.

Fig. 1 zeigt rechts die Mittellinie des Flugzeuges, den Horizont, den Geschwindigkeitsvektor v des Flugzeuges, den Flugbahnwinkel γ des Flugzeuges und den Anstellwin­ kel α (Anströmwinkel) des Flugzeuges.

Es wird darauf hingewiesen, daß die Präzisions-Anflugs­ regelbetriebsart außer für die mit sogenannter "Ente" ausgestatteten Flugzeugtypen nach Fig. 1 auf viele verschiedene Flugzeugtypen anwendbar ist. Das spezielle Präzisions-Anflugsregelsystem für einen speziellen Flugzeugtyp hängt in großem Maße von den bereits an Bord des Flugzeuges bestehenden Steuer-, Betriebs- und Regelsystemen und vom Umfang, mit dem ein System aus einem bereits existierenden Entwurf oder aus dem Originalentwurf implementiert wird, ab.

Die vorliegende Beschreibung bezieht sich speziell auf ein Präzisions-Anflugsregelsystem, im folgenden PAC-System genannt, welches in einem Grumman X-29 Flugzeug implementiert ist. Wenn die PAC-Betriebsweise eingeschaltet ist, wird ein PAC-Betriebsanzeiger in dem Cockpit aktiviert. Wenn die Geschwindigkeits-Stabi­ litätsbetriebsart, die Teil des normalen Leistungs-An­ flugs ist, vom Pilot angewählt ist, schaltet der Geschwin­ digkeit-Stabilitätsschalter ab. Auch wenn die Geschwindig­ keits-Stabilität bei einer Flugzeuggeschwindigkeit unterhalb von 148 Knoten automatisch eingeschaltet ist, wenn der PAC-Betrieb angewählt wird, schaltet sich der Geschwindigkeits-Stabilitätsschalter ebenfalls ab. Abschalten des PAC-Betriebes und Rückkehr zu dem normalen Leistungs-Landeanflugsbetrieb wird durch Übersteuern der Drossel-Bewegung mit einer vom Piloten aufgebrachten, über acht (englischen) Pfund liegenden Kraft erreicht. Bei Abschalten schaltet ein von einem PAC-Relais (solenoid) gehaltener Schalter ab. Ein Wiedereinlegen des PAC-Betriebes wird nur durch Piloten­ eingriff über das Wiederanwählen der PAC-Betriebsart über den PAC-Schalter erreicht. Die PAC-Betriebsart wird ebenso durch Schließen eines Schalters, der ein Gewicht an den Rädern des Flugzeuges erfaßt, abgeschaltet.

Der Betriebsablauf, um den PAC-Betrieb einzuschalten, beginnt mit dem Einschalten des normalen/PA-Betriebes (Klappen-Hebel in MCC, Drehschalter auf TW=9). Dann werden der Antriebsverstärker-Schalter und das automati­ sche Drosselsystem eingelegt, anschließend wird der PAC-Schalter betätigt. Der Trimm-Steller wird dann so eingestellt, daß jede Bewegung der Aufstiegsänderungs- Nadel (h) angehalten wird. Im weiteren sollte keine Trimmung mehr erforderlich sein. Die erwünschte Abstiegs- Änderung und der Flugbahnwinkel sind dann durch das Betätigen des Steuerknüppel-Steuergerätes einstellbar.

Fig. 2 zeigt ein Blockschaltbild der Ausführungsbei­ spiels einer erfindungsgemäßen äußeren Regelschleife des Präzisions-Anflugsregelung mit den Regel-Systemen der longitudinalen Regelungsebenen. Eine Einrichtung 20 multipliziert ein δ-Steuerknüppel-Befehlssignal des Steuergerätes mit einer Gravitationskonstante G und dividiert durch die Flugzeuggeschwindigkeit CAPV, um das Signal GAMDL zu bekommen, welches in der Einrich­ tung 22 mit einer die Steuerknüppel-Schaltstangenverstär­ kung darstellenden Konstanten, um ein γ-Befehlssignal zu erhalten, multipliziert wird. Diese Multiplikation wird verwendet, weil der Steuerknüppel-Umwerfer ursprüng­ lich auf die inkrementale Lastkonstante (Lastzuwachsfaktor DNZ) abgestimmt ist. Ein darüberliegender Steuerzweig multipliziert das γ-Befehlssignal in einer Einrich­ tung 24 mit einer Konstanten, um ein Vorsteuern des w-Steuerknüppel-Befehlssignals zu ermöglichen.

Ein DNZ-Signal (DNZ _Rumpf × cos ⌀ × cos R) stellt ein Rückkoppelsignal dar, welches in einer Einrichtung 26 mit der gleichen Konstanten, wie in der Einrichtung 20, multipliziert ist, um ein momentanes γ-Signal (Meßwert) zu erhalten, welches dann in einer Einrichtung 28 von dem γ-Befehlssignal subtrahiert wird. Das γ-Signal könnte auch direkt aus einem an Bord des Flugzeuges verfügbaren inertialen Navigationssystem gewonnen werden. Das Ausgangssignal der Einrichtung 28 wird in einer Einrichtung 30 integriert, um ein Integra­ tionssignal, welches in einer Einrichtung 32 mit einer Konstanten multipliziert wird, zu gewinnen. Das momentane Signal (Meßwert γ) wird auch in einer Einrichtung 34 mit einer Konstanten GPAC3 multipliziert, um Dämpfung und Stabilität zu erreichen. Die drei Signale aus den Einrichtungen 24, 32 und 34 werden in einer Einrich­ tung 36 zusammengeführt, womit ein PAC-Befehlssignal gewonnen wird.

Ein die Neigungsänderung des Flugzeuges darstellendes Q-Signal wird über eine Ausblend-Filterschaltung (washout filter) 38, die das Signal im eingeschwungenen Zustand auf Null stabilisiert, einer Einrichtung 40 zugeführt, die das Ausgangssignal der Einrichtung 38 mit einer Konstanten multipliziert, um eine zusätzlich Dämpfung zu erreichen. Das Ausgangssignal der Einrichtung 40 wird in einer Einrichtung 42 von dem PAC-Befehlssignal der Einrichtung 36 subtrahiert, um ein Neigungsänderungs- Befehlssignal für die innere Regelschleife des PAC-Systems zu gewinnen. Dieses Signal wird der vorhandenen inneren Regelschleife des X-29 Flugzeuges zugeführt, und deren Ausgangssignal wird einer Summierschaltung 50 zugeleitet.

Das γ-Befehlssignal der Einrichtung 22 wird in einer Einrichtung 44 mit einer Konstanten multipliziert und über eine Begrenzerschaltung 46 geführt, die eine Lagebegrenzung von ± 2° für ein Klappenände­ rungs-Befehlssignal (Δ Klappensignal) vorsieht. Das Klappenänderungs-Befehlssignal wird in einer Einrich­ tung 48 mit einer Konstanten multipliziert, um ein PAC-Gleich-Signal zu erhalten, das in einer Einrichtung 50 mit dem PAC-Betriebssignal der Einrichtung 42 zusammenge­ führt ist, um ein sogenanntes "Enten"-Befehlssignal zu erhalten.

Ein primäres Klappen-Befehlssignal des Piloten wird in der Einrichtung 52 zu dem Klappenänderungssignal der Einrichtung 46 addiert, um ein gesamtes Klappen-Be­ fehlssignal δ für das Grumman X-29 Flugzeug zu erhalten.

Fig. 3 ist ein Blockschaltbild des für die PAC-Betriebsart modifizierten automatischen X-29 Drossel-Systems. Ein Referenzsignal α, welches einen Winkel von 8,75° darstellt, wird in einer Einrichtung 60 mit einem, den momentanen Anstellwinkel (Meßwert) des Flugzeuges darstellenden Signal zusammengeführt. Das Ausgangssignal der Einrichtung 60, Δ, α, wird in einer Einrichtung 62 mit einer Konstanten multipliziert, um das Signal k×Δ α zu erhalten, welches in einer Einrichtung 64 mit einer weiteren Konstanten multipliziert, anschließend in einer Einrichtung 66 integriert und in einer Einrich­ tung 68 begrenzt wird, um ein TD-Schub-Signal zu erhalten.

Ein DNZ-Signal wird ebenfalls mit einer Konstanten in einer Einrichtung 70 multipliziert und anschließend in einer Einrichtung 72 mit cos (⌀ + 30°) multipliziert, wobei ⌀ der Schräglagenwinkel (bank angle) des Flugzeuges ist. Das Ausgangssignal der Einrichtung 72 wird in einer Einrichtung 74 von dem Ausgangssignal der Einrich­ tung 62 subtrahiert. Das Ausgangssignal der Einrichtung 74 wird dann über eine Tiefpaßschaltung 76 (1 sec) zur Erzeugung eines TE-Signals geführt.

Ein Steuerknüppel-Befehlssignal δ wird in einer Einrich­ tung 78 mit einer Konstanten multipliziert, das Ausgangs­ signal der Einrichtung 78 wird über eine Ausblendfilter­ schaltung 80 (washout filter) zur Erzeugung eines TF-Signals geführt, welches in einer Einrichtung 82 zu dem TD- und TE-Signal zur Erzeugung eines Schubzuwachs­ signals (incremental thrust) addiert wird. Das Schubzu­ wachssignal wird in einer Einrichtung 84 mit einer Konstanten multipliziert, um ein Leistungszuwachs-Hebel­ signal zu erhalten.

Ein Schub-Befehlssignal des Piloten (vor der PAC) wird in einer Einrichtung 86 zu dem Schubzuwachssignal addiert, und das Ausgangssignal dieser Einrichtung wird in einer Einrichtung 88 begrenzt, um eine Begrenzung für das am Ausgang 90 der Begrenzereinrichtung 88 für das X-29 Flugzeug zur Verfügung stehende PAC-Schub­ hebel-Befehlssignal vorzusehen.

Fig. 2 zeigt zusammenfassend ein Blockschaltbild der Regelgesetze, die die Längsachsen-Regelebenen steuern/ regeln, und Fig. 3 zeigt ein Blockschaltbild der Regel­ gesetze, die das automatische Drosselsystem steuern/re­ geln.

Das Steuer- (Regel-) Gesetz ist ein γ-Befehl, ein konstantes γ, mit einem durch das automatische Drossel- System konstant gehaltenen α. Um einen angemessenen Spielraum bis zum Strömungsabriß des Flugzeuges aufrecht­ zuerhalten, wird die Geschwindigkeit in Kurven mit Schräglage erhöht.

Claims (3)

1. Präzisions-Landeanflugsregelsystem für ein Flugzeug (1) während der Landung, gekennzeichnet durch
mehrere Betriebs-Regelebenen (28, 30, 42, 50, 76, 74) in dem Flugzeug (1);
ein automatisches System (4) zur Aufrechterhaltung eines vorbestimmten Anstellwinkels (α) des landenden Flugzeuges (1),
ein Regelsystem (36, 42) zur Aufrechterhaltung eines während der Landung konstanten inertialen Flugbahnwin­ kels (γ) des Flugzeuges; und
ein Steuergerät (δ), welches zur Steuerung der Flugweg­ änderung des Flugzeuges von dem Piloten bedienbar ist.

2. Ein Präzisions-Landeanflugsregelsystem für ein Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Regler (4) für das Flugzeug (1) den während einem Leistungs-Landeanflug verwendeten, herkömmlichen Nickänderungsbefehls-Steuerknüppel (δ) in einen Flugbahn­ änderungs-Steuerknüppel verändert.

3. Präzisions-Landeanflugsregelsystem nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß das automatische System (6) ein automatisches Drossel-System (82) aufweist, welches den Leistungshebel (90) des Flugzeuges (1) steuert.