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Vorrichtung für die Senkrechtnavigation blindlandender Flugzeuge Das
Problem der Blindlandung eines Flugzeuges umfaßt zwei Aufgaben, nämlich die Festlegung
und Innehaltung einer geeigneten Landebahn einmal in der Waagerechten und zum anderen
in der Lotrechten. Die erste Aufgabe, die Festlegung und Innehaltung der Landebahn
in der Waagerechten bietet verhältnismäßig geringere Schwierigkeiten und ist bereits
auf verschiedene Weise gelöst.
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Die Erfindung befaßt sich mit der zweiten Aufgabe, der sog. Senkrechtnavigation.
Es ist bekannt, für diese Zwecke mit Hilfe eines Kurzwellensenders Flächen konstanter
Intensität in den Landeraum zu legen und eine dieser Flächen als Gleitbahn für das
Flugzeug zu benutzen, indem das Flugzeug bei der Landung so gesteuert wird, daß
ein in ihm vorgesehener Intensitätsmesser stets den gleichen, der betreffenden Gleitbahn
entsprechenden Intensitätswert anzeigt. Indes entspricht die Krümmung einer solchen
Gleitbahn nicht den Anforderungen, die an eine gute Senkrechtlandekurve zu stellen
sind. Man hat daher vorgeschlagen, zur Verbesserung der Senkrechtgleitbahn mehrere
der genannten Intensitätsflächen zu benutzen, indem während der Landung mittels
eines Zeitwerkes nacheinander. verschiedene Sollintensitäten angegeben werden, so
daß die sich daraus ergebende Gleitbahn mehrere der Intensitätsflächen benutzt bzw.
schneidet. Dieses wie auch das erste Verfahren erfordern während der Landung, abgesehen
von den am Boden erforderlichen Hilfsvorrichtungen zur Ausstrahlung der Intensitätsflächen,
im allgemeinen sowohl eine Betätigung des Höhenruders wie eine Änderung der Triebwerksleistung,
um die vorgegebene Senkrechtlandekurve innehalten zu können.
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Es ist auch bereits ein Verfahren zur Landung bei unsichtigem Wetter
bekanntgeworden, bei welchem das Flugzeug mittels einer Peilschneise in die Nähe
des Landungsplatzes geführt, durch den Peilsender in die richtige Landerichtung
eingesteuert wird und hierauf von der Bodenstation das Landekommando erhält. Dieses
Verfahren erfordert jedoch eine außerordentlich genaue Zusammenarbeit des Funkpersonals
der Bodenstation und der Flugzeugstation und berücksichtigt nicht den großen Einfluß,
den die Windgeschwindigkeit auf die Formung der richtigen Landekurve ausübt.
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Demgegenüber ist Gegenstand der Erfindung eine Senkrechtnavigation,
die neben einer Vereinfachung der benötigten Hilfsvorrichtungen auch gestattet,
die vorgegebene Senkrechtlandekurve ohne Inanspruchnahme von menschlichen Hilfskräften
am Boden, gegebenenfalls sogar vollselbsttätig, im allgemeinen lediglich durch Bedienung
des Höhenruders innezuhalten.
Erreicht ist das dadurch, daß erfindungsgemäß
die Senkrechtlandekurve durch eine zeitliche Zuordnung der Höhen zu einem Ißezugspunkt,
z. B. dem Aufsetzpunkt, gebil.d! t; und zu ihrer Innehaltung vom Flugzeug°.'u@,
die Flughöhe gemessen und dieätvJ geschwindigkeit dadurch berücksichtigt wirk; daß
je nach deren Größe der räumliche Abstand des Landeansetzpunktes von dem gewünschten
Aufsetzpunkt verschieden gewählt wird.
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Es wird also zur Innehaltung der Senkrechtlandekurve nicht von einem
bodenfesten System Gebrauch gemacht, sondern von einer im Flugzeug enthaltenen Höhenmeßeinrichtung,
nachdem zuvor die geeignete Landekurve durch rein zeitliche Zuordnung der in ihr
enthaltenen Höhen zu einem Bezugspunkt, z. B. dem Landeaufsetzpunkt, festgelegt
ist. Infolgedessen kann stets in Abhängigkeit von der Zeit die gleiche, der betreffenden
Flugzeugtype entsprechende Senkrechtlandekurve geflogen werden. Dadurch ist es möglich,
in gleicher Weise wie bei der Sichtlandung im wesentlichen allein durch Bedienung
des Höhenruders die Landung durchzuführen.
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Zur näheren Erläuterung sei Bezug genommen auf die Zeichnung, die
in Fig. i ein Schaubild und in Fig. 2 und 3 zwei Ausführungsbeispiele der Erfindung
darstellt.
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Das Schaubild nach Fig. i zeigt schematisch einen lotrechten Schnitt
durch den Landeplatz. Bei A wird ein Vorsignal, bei B
das Hauptsignal
gegeben, wie es an sich bei Landeplätzen üblich ist. Bei C beginnt das Rollfeld.
s,-L und s,'-L sind zwei auf verschiedene Windstärken sich beziehende Landekurven.
Für andere Windstärken ergeben sich andere Landekurven, sofern man sie, wie das
in dem Schaubild nach Fig. i der Fall ist, aufträgt in Abhängigkeit von dem Waagerechtweg.
Trägt man aber hingegen die betreffenden Kurven :#1-L, : i -L usw. in Abhängigkeit
von der Zeit auf, bezogen auf den gleichen Bezugspunkt, z. B. den Zeitpunkt des
Aufsetzens bei L, so fallen die betreffenden Kurven zusammen, wobei die Punkte s,
und si sowie s2 und s_' usw. einander entsprechen. Das Flugzeug fliegt unter der
Höhe lt,
an und setzt je nach der Windstärke im Punktes" s1' usw. zum Landen
an.
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Der Zeitpunkt, in dem nach dem -Überfliegen des Hauptsignals B zum
Landen anzusetzen ist, läßt sich in einfachster Weise bestimmen aus der Zeit, die
zum Durchfliegen der Strecke a zwischen Vorsignal und Hauptsignal benötigt wurde.
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Zur Bestimmung dieser Zeit und zur Innehaltung der vorgegebenen Senkrechtlandekurve
kann die in Fig. 2 dargestellte Einrichtung benutzt werden. Hierin bezeichnet i
einen relativen Höhenmesser, z. B. einen kapazitiven Höhenmesser. 2 ist ein Doppelzeigermeßgerät
mit zwei Meßw erken, von 'äyelchen das ,den Zeiger 2a antreibende Meß-Yt#terk von
den Geräten der hier nicht näher nteressierenden Waagerechtnavigation beeinflußt
wird, während das den Zeiger 2b antreibende Meßwerk über einen Widerstand 3 in den
Ausgangskreis des Höhenmessers z gelegt ist. Die Verstellung des Widerstandes 3
erfolgt mit Hilfe eines Antriebes konstanter Drehzahl, beispielsweise eines Motors
q..
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Die Charakteristik des Widerstandes 3, d. h. der Verlauf seines Widerstandswertes
in Abhängigkeit von dem Drehwinkel seines Einstellorgans ist entsprechend der gewünschten
Senkrechtlandekurve gewählt, so daß der Widerstand 3 nach Einschaltung des Motors
q. in Abhängigkeit von der Zeit die zum Durchfliegen der gewünschten Senkrechtlandekurve
innezuhaltende Sollhöhe in einem geeigneten Maßstabe angibt. Hierbei richtet sich
dieser Maßstab im Falle der Ausführung nach Fig. 2 nach der Charakteristik des Höhenmessers
i. d. h. die Charakteristik des Widerstandes 3 ist so gewählt, daß der Zeiger 2b
die durch das Koordinatenkreuz 2c gegebene Nullstellung innehält, sofern das Flugzeug
sich auf der durch die Charakteristik des Widerstandes 3 bedingten Senkrechtlandekurve
bewegt.
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ist eine Empfangseinrichtung für das Vor- und das Hauptsignal und
6 ein in den Ausgangskreis der Empfangsvorrichtung gelegtes Schauzeichen oder sonstiges
Anzeigegerät. 7 ist eine Stoppuhr.
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Die Arbeitsweise ist folgende: Mit Hilfe der Stoppuhr 7 wird die Zeitspanne
gemessen, die das Flugzeug beim Anschweben zum Überqueren der Strecke a zwischen
dem Vorsignal A und dem Hauptsignal B benötigt. Diese Zeitspanne gibt unter Annahme
gleichbleibender Anschwebegeschw indigkeit ein Maß für die Windgeschwindigkeit in
oder gegen die Flugrichtung und damit auch ein Maß für die Zeitspanne, die nach
dem Überfliegen des Hauptsignals B erforderlich ist zum Anfliegen des räumlichen
Anfangspunktes s1 bzw. si der Senkrechtlandekurve. Nach Ablauf dieser Zeitspanne
wird der Motor eingeschaltet. Damit beginnt die Verstellung des Widerstandes 3.
Wie oben erwähnt, ist seine Charakteristik so gewählt, daß bei Innehaltung der Landekurve
der Zeiger ?b in der Nullstellung verharrt.
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Die Bestimmung des Zeitpunktes, in dem nach dem Überfliegen des Hauptsignals
B die Landung zu beginnen hat, kann auch selbsttätig durchgeführt werden. Fig. 3
zeigt eine dahin erweiterte Ausführung. Bei dieser entsprechen die Teile i bis 5
den in Fig. 2 gleich bezeichneten Teilen. Hinzuzufügen ist lediglich,
daß
noch ein (-lern Motor 4 -zugeordneter Regler -.a gezeigt ist, der zur Konstanthaltung
der Drehzahl des Motors in an sich bekannter Weise dient.
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Der Motor 4 ist über ein Ritzel io und ein Zahnrad i i mit einem hilitnehmer
12 gekuppelt. Der Mitnehmet 12 ist einem Hebel 13 zugeordnet, über den entgegen
der Wirkung einer Feder 14 der drehbewegliche Teil 15« einer Dämpfungsdose 1 5 angetrieben
werden kann. Weiterhin ist der Motor q. über ein Ritzel 16 und ein Zahnrad 17 mit
dem Schaltarm des Widerstandes 3 gekuppelt. Die beiden Ritzel io und 16 sind mit
der Welle des Motors q. -über elektromagnetische Kupplungen 18 bzw. i9 gekuppelt.
2o, 2i und z3 sind Relais.
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Die Arbeitsweise ist folgende: Vor dem Anfliegen des Vorsignals A
ist der Stromkreis der magnetischen Kupplung i9 durch den Arbeitskontakt 2oa des
Relais 2o unterbrochen, während die magnetische Kupplung 18 über den Ruhekontakt
2 i'' des Relais 21 erregt ist. Folglich ist das Ritzel io mit der Welle des Motors
4. gekuppelt, während das Ritzel 16 abgekuppelt ist. Beim Überfliegen des Vorsignals
A schaltet der Empfänger 5 über das Relais 23 den Motor q. ein. Dieser treibt
daraufhin über. das Getriebe io, i i den Mitnehmet 12 und den Hebel 13, entgegen
der Wirkung der Feder 1.1, den drehbeweglichen Teil i5a der Dämpfungsdose an. Diese
Verstellung erfolgt so lange, bis das Flugzeug das Hauptsignal B überfliegt, In
diesem Zeitpunkt wird über den Empfänger 5 das Relais 21 erregt. Dieses unterbricht
bei -ir den Erregerstromkreis der magnetischen Kupplung 18 und bereitet bei 2iu
einen Stromkreis für das Relais 2o vor. Der mit dem drehbeweglichen Teile i5a der
Dämpfungsdose 15 verbundene Hebel 13 beginnt unter der Wirkung der Feder 14 zurückzulaufen.
Diese Rücklaufzeit steht in bestirninter Beziehung zu der "Zeitspanne zwischen (lern
Überfliegen des Vorsignals und (lern Überfliegen des- Hauptsignals. Bei Erreichen
der Endstellung schließt der Hebel 13 den Schalter 24. im Stromkreis der Erregerwicklung
des Relais 2o. Das Relais 2o zieht an und schließt dadurch den Erregerstromkreis
der magnetischen Kupplung ig. Damit ist der Ansetzpunkt der Landekurve gegeben.
Der Motor 1 treibt über das Ritzel 16 und das Zahnrad 17 (las Bedienungsorgan des
Widerstandes 3 an. Die weiteren Vorgänge sind die gleichen wie bei der Ausführung
nach Fig. 2. Durch einen nicht näher dargestellten Schalter, der z. B. von dem Bedienungsorgan
des Widerstandes 3 in dessen Endstellung betätigt wird, kann die Anlage in die Anfangsstellung
zurückgestellt werden. Nach der obigen Erläuterung wird beim Cberfliegen des Vorsignals
A nur das Relais 23 erregt, während beim UTherfliegen des Hauptsignals erst <las
Relais 21 erregt wird. Das kann durch Verwendung von Siebletten erreicht werden,
sofern das Vor- und das Hauptsignal mit verschiedenen Frequenzen ausgestrahlt werden.
Sofern das nicht der Fall ist, kann man in an sich bekannter Weise das Relais 21
so ausbilden, daß es nur nach Zuleitung von zwei Impulsen anspricht. Durch nicht
näher dargestellte Haltekreise werden die Relais nach Erregung in Arbeitsstellung
gehalten, bis z. B. durch einen dein Widerstand 3 zugeordneten Endkontakt die Stromkreise
der beiden Relais unterbrochen werden.
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Es versteht sich, daß die obenerwähnte, der g Wünschten LandekurNe
entsprechende Chae rakteristik hinsichtlich der Veränderung der Widerstandswerte
in Abhängigkeit von der Zeit statt durch eine entsprechende Bemessung des Widerstandes
3 auch mit Hilfe eineszwischen diesem und dem Motor -. vorgesehenen Ungleichförmigkeitsgetriebes
oder durch eine entsprechende Geschwindigkeitscharakteristik des Antriebs erreicht
werden kann. Ebenso besteht die Möglichkeit, Mittel vorzusehen, um durch entsprechende
Änderung der genannten Charakteristik die Landekurve anderen Verhältnissen, z. B.
einer anderen Flugzeugtype, anpassen zu können. Hierzu könnte man z. B. mehrere
gegeneinander auswechselbare Widerstände verschiedener Charakteristik vorsehen.
Statt der Verwendung eines Widerstandes 3 kann selbstverständlich auch irgendein
anderes Regelorgan benutzt werden, z. B. im geeigneten Fall ein Kondensator, eine
Induktivität oder auch eine mechanische Einrichtung. Endlich kann statt .der dargestellten
Schaltung des Regelorgans 3, bei der dieses die Empfindlichkeit des betreffenden
Meßwerkes des Gerätes 2. ändert, auch eine Differentialschaltung u. dgl. benutzt
werden. Die Anpassung der Einrichtung an verschiedene Landeplätze, z. B. hinsichtlich
des Abstandes zwischen Vorsignal und Hauptsignal sowie hinsichtlich des geeigneten
Aufsetzpunktes, :kann durch Justierung der Teile 12, 13 und 1,5 usw. erreicht werden.
Es empfiehlt sich daher, derartige justiern iöglichkeiten vorzusehen, ebenso kann
auch Vorsorge getroffen werden, daß diese Justierung wie auch die Änderung der Charakteristik
des Widerstandes 3 und sonstigen Regelorgans während des Betriebs der Einrichtung
bzw. bei eingebauter Einrichtung mit wenigen Griffen vorgenommen werden können.
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Die beschriebene Einrichtung läßt sich auch in Verbindung mit einer
Selbststeuereinrichtung verwenden, z. B. in der Weise, daß eine mit dem Zeiger 2b
des Gerätes 2 zusaminenarbeitende
Schalteinrichtung auf die Sell>ststeuereinrichtung
im Sinne der Erhaltung des Zeigers 2b in der Nullstellung einwirkt. Die Landung
des Flugzeuges erfolgt dann selbsttätig mit Hilfe der Selbststeuereinrichtung. Durch
einen dem Bedienungsorgan des Widerstandes 3 oder sonstigen Regelorgans zugeordneten
Schalter kann die Aufschaltung der erfindungsgemäßen Einrichtung auf die Selbststeuereinrichtung
jeweils in dem Zeitpunkt bewirkt werden, in dem das Flugzeug den Punkts,
bzw._si usw. erreicht.
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Es ist klar, daß die bei der Ausführung nach Fig. 3 durch den Motor
q. und die Teile i i . bis 15 gebildete Zeitmeßeinrichtung zur Bestimmung des Landeansatzpunktes
natürlich auch -durch irgendeine andere selbsttätig arbeitende Zeitmeßeinrichtung
ersetzt werden kann.