DE854895C

DE854895C - Verfahren zum Einsteuern eines Fahrzeuges zu einem Punkt mittels von dem Punkt gebuendelt ausgestrahlter Energie, die auf dem Fahrzeug empfangen und in einen Steuerimpuls umgewandelt wird

Info

Publication number: DE854895C
Application number: DEB11815A
Authority: DE
Original assignee: Bendix Aviation Corp
Current assignee: Bendix Aviation Corp
Priority date: 1946-10-25
Filing date: 1950-10-04
Publication date: 1952-11-06

Description

Verfahren zum Einsteuern eines Fahrzeuges zu einem Punkt mittels von dem Punkt gebündelt ausgestrahlter Energie, die auf dem Fahrzeug empfangen und in einen Steuerimpuls umgewandelt wird Die Erfindung betrifft allgemein die Steuerung eines Luftfahrzeuges hinsichtlich der Flughöhe und der Flugrichtung unid insbesondere ein Verfahren und eine Vorrichtung für die Einsteuerung eines Luftfahrzeuges nach einem gewählten Landefeld mittels vom Lande ausgesandter Funk impulse.
Bei den bisher bekannten Vorrichtungen dieser Art wird gewöhnlich am Ausgangsteil funkelektrischer Empfänger ein Anzeiger mit gekreuzten Zeigern angeordnet, der einen für gewöhnlich lotrechten Richtungszeiger und einen für gewöhnlich waagerechten Landebahnzeiger besitzt und dem den Richtungs- und Flughöhenfehlern entsprechende Gleichstromspannungen zugeführt werden. Diese Spannungen werden auch zur Steuerung des Flugzeuges auf seiner Flugbahn in der waagerechten und lotrechten Ebene entsprechend den Angaben der von der Richtungsbake bzw. von der Landebake ausgesandten Impulse verwendet. Bei den bekannten Vorrichtungen dienten diese Spannungen als Abweichungsfunktionen, die zu deren Ableitungen nach der Zeit addiert wurden.
Die auf diesem Grundsatz beruhenden Vorrichtungen weisen gewisse Nachteile auf. Zunächst stellt der von der Empfangsvorrichtung kommende Impuls keine geradlinige Abweichung von der gegewünschten Flugbahn, sondern vielmehr einen Winkel zwischen der Flugbahn und einer das Flugzeug mit dem Sender verbindenden Linie dar. Es erscheinen da'her für verschiedene Entfernungen, sofern kein Entfernungsfaktor an der Sendestation verwendet wird, sehr verschiedene Zeitkonstanten, die entweder eine geringe Empfindlichkeit an von der Landebahn verhältnismäßig entfernten Stellen oder eine Unbeständigkeit ergeben, die durch eine Übersteuerung an der Landebahn verhältnismäßig naheliegenden Stellen hervorgerufen werden. Zweitens ist wegen der durch die Erdgegenstände bewirkten Reflexionserscheinungen die durch die funkelektrisc'he Ausrüstung aufgestellte Fluglinie niemals eine gerade Linie, sondern eine Linie mit zahlreichen Einbiegungen von veränderlicher Größe und Länge. Vorrichtungen, welche die Ableitung der Fehlerspannungen verwenden, werden daher bestrebt sein, diese Einbiegungen der Führungslinie zu verstärken und die Flugbahn des Flugzeuges in keinem Verhältms zu der wirklichen Größe der genannten Einbiegungen der Führungskurve zu stören. Versucht man ferner durch die Verwendung von höheren Frequenzen und durch die Verwendung von Vorrichtungen mit einer weitergehenden Richtfähigkeit einen Funkleitstrahl zu schaffen, der einer geraden Linie mehr angenähert ist, so entstehen unvermeidlich in geringer Nähe der Flugbahn Gebiete, in denen die Spannungsgefälle abnehmen, statt zunehmen, so daß die Vorrichtungen, welche Ableitungen verwenden, den fehlerhaften algebraischen Impuls registrieren müssen und somit eher eine Unbeständigkeit als eine Dämpfung erzeugen.
Durch die Erfindung werden die Nachteile der bisherigen Vorrichtungen vermieden, indem für die Steuerung das Vorzeichen der Fehlerspannungen und außerdem ein Zeitintegral der Anderungen des Kurswinkels und/oder des Neigungswinkels gegenüber den vorgeschriebenen Werten herangezogen werden.
Die Erfindung betrifft demnach in erster Linie ein Verfahren zum Einsteuern eines Fahrzeugs zu einem bestimmten Punkt mittels von diesem ausgehender Strahlenbündel, aus denen auf dem Fahrzeug Steuerimpulse abgeleitet werden, die den Antrieb der Lenkung bzw. Ruder derart steuern, daß das Fahrzeug den Strahlenbündeln folgt, und dieses Verfahren ist ganz allgemein durch gekennzeichnet, daß die aus der empfangenen Energie abgeleiteten Steuerimpulse eine Funktion ihrer Dauer sind.
Nach einem weiteren Merkmal der Erfindung wird aus der empfangenen Energie eine elektrische Größe abgeleitet, die nur von der durch den Richtungssinn der Abweichung des Fahrzeugs vom Strahlenbündel bestimmten Polarität der Energie abhängt, von ihrer Stärke also praktisch unabgängig ist, und diese elektrische Größe wird nach der Zeit integriert.
Bei der Anwendung des Verfahrens nach der Erfindung für die selbsttätige Landung eines Luftfahrzeugs mittels zweier von einem bestimmten Bodenpunkt in zwei zueinander senkrechten Ebenen, von denen die eine lotrecht ist, ausgesandter Strahlenbündel ist erfindungsgemäß die Anordnung so getroffen, daß die Energie jedes Bündels getrennt empfangen und in den von der Dauer abhängigen Steuerimpuls übergeführt wird und die beiden Steuerimpulse auf die Seiten- und Höhensteuerung wirken. Hierbei wird der aus der Empfangsenergie des Strahlenbündels in der senkrechten Ebene abgeleitete Steuerimpuls dem Seitenruder und dem Querruder und der andere Steuerimpuls dem Höhenruder sowie der Motorsteuerung, z. B. den Drosselklappensteuerung, zugeführt.
Die zur Ausführung des erfindungsgemäßen Verfahrens dienende Einrichtung enthält demnach als wesentlichen Bestandteil eine Integrationsvorrichtung zur Umwandlung der Empfangsenergie in den Steuerimpuls, der eine Funktion der Dauer der Empfangsenergie ist. Für die Lenkung eines Luftfahrzeugs umfaßt die Einrichtung nach der Erfindung im Anschluß an zwei Empfänger zum getrennten Empfang der Energien der beiden Strahlenbündel je eine Auswertungsvorrichtung für die Umwandlung dieser Energien in den Steuerimpuls für die Seitensteuerung und den Steuerimpuls für die Höhensteuerung. Hierbei ist die Einrichtung so getroffen, daß der Impuls für die Seitensteuerung dem Seitensteuerkanal und dem Quersteuerkanal der Selbststeuerung und der Impuls für die Höhensteuerung dem Höhensteuerkanal der Selbststeuerung und dem Steuerkanal für den Motor zugeführt wird.
Die Integrationsvorrichtungen bestehen erfinW dungsgemäß aus je einer oder mehreren Verzögerungsvorrichtungen mit verschiedenen Zeitkonstanten, wobei vorzugsweise jeweils eine der Verzögerungsvorrichtungen thermisch betätigt wird.
Weitere vorteilhafte Einzelheiten der Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung der Zeichnungen, in denen die Erfindung an Ausführungsbeispielen veranschaulicht ist. Es zeigt Fig. 1 eine schematische Gesamtdarstellung der selbsttätigen Vorrichtung, Einsteuerung und Kurssteuerung, für ein Luftfahrzeug, Fig. 2 bis 5 graphische Darstellungen der Flugbahn mit den Ausgangsspannungen des Kompasses und der Integrationsglieder sowie mit der Eingangsspannung, die den verschiedenen Steuerwegen der selbsttätigen Steuervorrichtung zugeführt werden, Fig. 6 ein Schaltungsschema der Vorrichtung zur Schätzung der Flugbahn nach der Erfindung, Fig. 7 ein Schaltungsschema der Vorrichtung zur Schätzung der Landebahn nach der Erfindung, Fig. 8 ein Schaltungsschema einer Relaiseinrichtung zur Herstellung der Verbindungen zwischen der Vorrichtung zur Schätzung der Flugbahn und den Steuerorganen für das Seitenruder und die Querruder der selbsttätigen Steuervorrichtung und Fig. g ein Schaltungsschema einer Relaiseinrichtung zur Herstellung der verschiedenen Verbindungen zwischen der Vorrichtung zur Schätzung der Landebahn und den Steuerorganen für das Höhenruder und die Gasdrosselventile des Motors bzw. der Motoren.
Die selbsttätige Steuervorrichtung für den Annäherungsflug nach der Erfindung soll mit den üblichen Sendern der Richtungs- und Landungsfunkbaken arbeiten, die auf einem Landefeld angeordnet sind. Die Richtungsbake liegt im allgemeinen am entfernten Ende der Landebahn und erzeugt ein Funkbündel, das aus zwei Hälften besteht, die sich zum Teil decken und von denen die eine auf eine Frequenz von 60 Perioden moduliert und so angeordnet ist, daß sie das linke Feld des Funkbündels darstellt, und die andere auf eine Frequenz von 150 Perioden moduliert und so angeordnet ist, daß sie das rechte Feld des Funkbündels darstellt. Die Mittelachse der gemeinsamen Teile der beiden Hälften geht von der Mitte der Landebahn aus und erstreckt sich bis zu einer gewissen Entfernung im Raum. Die Landebake erzeugt ebenfalls ein Funkbündel, das aus zwei Hälften besteht, die sich zum Teil decken und in ähnlicher Weise wie für die Richtungsbake moduliert sind, nur daß die Hälften für die Landebahn so ausgebildet sind, daß die Mittelachse der gemeinsamen Teile der genannten Hälften gegen die lotrechte Ebene geneigt ist und sich von der Landebahn aus in den Raum erstreckt.
Um ein Luftfahrzeug gleichzeitig mittels der Bündel der Richtungsbake und der Landebake zu leiten, sind auf dem Flugzeug, wie üblich, zwei entsprechende Empfänger 10 und II angeordnet. Der Empfänger II entwickelt in seinem Ausgangsteil in hekannter Weise einen Gleichstrom, der, wenn das Flugzeug beispielsweise links vom Bündel der Richtungsbake liegt, in einer bestimmten Richtung und, falls das Flugzeug rechts vom Bündel liegt, in der entgegengesetzten Richtung fließt. Durch den Gleichstrom wird eine Wicklung 13 eines üblichen Anzeigers 14 mit gekreuzten Zeigern erregt, so daß ein lotrechter Zeiger I5 abgelenkt wird, und zwar, wenn das Flugzeug links vom Bündel der Richtungsbake liegt, von seiner normalen Stellung aus im Uhrzeigersinn, und wenn das Flugzeug rechts vom Bündel liegt, entgegen dem U'hrzeigerspinn, während der Zeiger 15 in einer lotrechten Mittelstellung verbleibt, wenn das Flugzeug in der Richtung des Bündels der Richtungsbake fliegt und somit kein Strom durch die Spule I3 fließt.
In ähnlicher Weise entwickelt der Empfänger 10 in seinem Ausgangsteil einen Gleichstrom, der eine zweite Spule I7 des Anzeigers 14 erregt, wodurch ein für gewöhnlich waagerechter Zeiger I8 abgelenkt wird, so daß er sich, wenn das Flugzeug unter dem der Landebake entsprechenden Bündel liegt, von seiner im wesentlichen waagerechten Stellung aus nach oben, und wenn das Flugzeug oberhalb des Bündels liegt, nach unten bewegt, während der Zeiger I8 für gewöhnlich in seiner waagerechten Mittelstellung verbleibt, wenn sich das Flugzeug genau auf dem Bündel befindet und somit kein Strom durch die Spule I7 fließt. Solange also die beiden Zeiger I5 und I8 in ihrer Ruhestellung verbleiben, wie Fig. I zeigt, fließt kein Strom durch die eine oder die andere der Spulen I3 und I7, und der Führer weiß, daß das Flugzeug längs des Bündels der Richtungsbake fliegt und dem Bündel der Landebake folgt. Wie leicht einzusehen ist, sind die einzigen wirklichen Angaben der Bündel die Winkel zwischen den vom Fahrzeug ausgehenden und gegen die Sender gerichteten Linien einerseits und den Bündelachsen anderseits, aber nicht die seitlichen Abweichungen des Flugzeuges von den Bündelachsen ohne Rücksicht auf die Entfernung des Flugzeuges von den Sendern. Es ist möglich, und es wurde schon vorgeschlagen, ein Luftfahrzeug zu lenken, indem man nur diese Winkelangaben und deren Ableitungen benutzt; aber wenn sich das Fahrzeug dem Landefeld nähert, so ändert sich die Empfindlichkeit der Vorrichtung, da derselbe Winkelfehler von der Bündel achse in der Nähe des Landefeldes eine kleinere tatsächliche Entfernung vom Bündel bedeutet als derselbe Winkelfehler an einer vom Landefeld entfernteren Stelle. Aus diesem Grunde braucht das Fahrzeug weniger Zeit, um das Bündel von einer gegebenen Winkeläbweichung aus in der Nähe des Landefeldes zu erreichen, als wenn das Fahrzeug sich in einer gewissen Entfernung von der Landestelle befindet. Um eine passende Steuerung längs der ganzen Flugbahn zu erhalten, ist es bei den in Abhängigkeit von denWinkelabweichungen arbeitenden Vorrichtung nötig, das Übersetzungsverhältnis zwischen der angewandten Steuerung und dem diese Steuerung bewirkenden Winkelfehler fortwährend entsprechend der Entfernung von der Landestelle zu verändern. Außerdem erfordert die Anwendung der in unmittelbarer Abhängigkeit von den Winkelabweichungen und ihren Ableitungen arbeitenden Steuervorrichtungen eine rasche Berücksichtigung des Bündelverlaufes, was dann gefährlich sein kann, wenn die Bündel plötzlich abgelenkt oder stark gekrümmt sind.
Bei der Vorrichtung nach der Erfindung werden die Nac'hteile der in Abhängigkeit von den Winkel abweichungen arbeitenden Steuervorrichtungen dadurch beseitigt, daß die Steuerung für die Richtung der Abweichung des Winkels und nicht für den Abweichungswinkel selbst sowie für die Zeit empfindlich ist, während welcher das Flugzeug von der einen oder der anderen der beiden Bündelachsen entfernt ist. Die Steuerimpulse, die in der Vorrichtung nach der Erfindung entwickelt werden, um auf die Ruderflächen des Flugzeuges zu wirken, sind also nicht von dem Abweichungswinkel von den Bündelachsen, sondern von der Polarität des bzw. der während der Abweichung erhaltenen Impulse und von ihrer Dauer abhängig.
Wie aus Fig. I ersichtlich, sind die neuartigen Steuervorrichtungen für den normalen Flug und/oder den Annäherungsflug zum besseren Verständnis der Erfindung mit einer ganz elektrischen selbsttätigen Steuervorrichtung dargestellt, wobei diese selbsttätige Steuervorrichtung die Seiten-, Quer- und Höhenruder 19 bzw. 20 und 21 steuert.
Das Seitenruder 19 wird in Abhängigkeit von einem in einem Erdinduktionskompaß 22 erzeugten Richtungsimpuls, einem von einem Schwenkungsgeschwindigkeitskreisel 23 entwickelten Schwenkungsgeschwindigkeitsimpuls und einem von einer elektrischen Nachlaufvorrichtung 24 entwickelten Nachlaufimpuls selbsttätig gesteuert. Wie bekannt, entwickelt der Kompaß 22 einen Impuls, der der Größe der Winkelabweichung des Flugzeugs von einem vorbestimmten Kurs entspricht und durch Leiter 25 dem Ständer einer innerhalb eines Hauptrichtungsanzeigers 26 angeordneten Induktionsvorrichtung zugeführt wird. Dieser Impuls induziert seinerseits im Läufer der Induktionsvorrichtung einen Impuls, der durch Leiter 28 dem Eingang eines Vakuumröhrenverstärkers 27 zugeführt wird, dessen Ausgang durch Leiter 29 derart verbunden ist, daß ein im Hauptanzeiger 26 angeordneter Zweiphasenhilfsmotor erregt wird, der nicht nur den Läufer der Induktionsvorrichtung in seine Nullstellung zurückführt, sondern auch einen Zeiger oder eine Skala gegenüber einer feststehenden Marke verschiebt, um den neuen Kurs anzuzeigen.
Ferner ist innerhalb des Anzeigers 26 ein Geber angeordnet, der, wenn er durch den Motor betätigt wird, dem Eingang des der Steuerung des Seitenruders entsprechenden Verstärkers 33 durch die Leiter 30, den Wähler 3I und die Leiter 32 einen Impuls zuführt, der der Winkelabweichung des Flugzeugs von der gewünschten vorbestimmten Richtung entspricht.
Dem Eingang des zum Seitenruder führenden Kanals des Verstärkers 33 wird in Reihe mit dem Kompaßimpuls ein Abweichungsgeschwindigkeitsimpuls zugeführt, der von einem Schwenkungskreisel 23 und von der zugehörigen, zur Entnahme des entsprechenden Impulses vorgesehenen Eins richtung entwickelt und durch Leiter 34 dem genannten Verstärker zugeführt wird, dessen Ausgangsstrom durch Leiter 35 so weitergeleitet wird, daß er die veränderliche Phase eines zum Seitenruder gehörenden Zweiphasenmotors 36 erregt, dessen feststehende Phase durch Leiter 37 von einer geeigneten (nicht dargestellten) Wechselstromquelle erregt wird. Bei seiner Erregung verschiebt der Motor 36 das Seitenruder 19 durch Vermittlung eines Untersetzungsgetriebes, um das Flugzeug in die vorgeschriebene Richtung zurückzubringen, wobei der Motor ebenfalls auf die induktive Nachlaufvorrichtung 34 einwirkt, die einen elektrischen Folgeimpuls entwickelt, der durch Leiter 39 dem Eingang des Verstärkers des Seitenruders so zugeführt wird, daß er sich den Abxveichungs- und Abweichungsgeschwindigkeitsimpulsen überlagert, um das Seitenruder zu steuern.
Für die Steuerung des Flugzustandes ist ein Kreiselhorizont vorgesehen, der Abln,ahmevorric'htungen 41 bzw. 42 aufweist, wobei in der ersteren bei einer Änderung der Querneigung ein Impuls entsteht, der durch Leiter 43 dem Eingang des Steuerkanals für die Querruder zugeführt wird, und der Ausgangsstrom dieses Verstärkers durch Leiter 46 die veränderliche Phase des Zweiphasenmotors 45 erregt, dessen feststehende Phase durch Leiter 47 von einer geeigneten (nicht dargestellten) \N'echselstromquelle erregt wird. Bei seiner Erregung verschiebt der Motor 45 die Querruder 20 durch Vermittlung eines Untersetzungsgetriebes 48, um die waagerechte Stellung des Flugzeuges wiederherzustellen, und gleichzeitig wirkt dieser Motor auf eine induktive Nachlaufvorrichtung 49, die einen Nachlaufimpuls entwickelt, der durch Leiter 50 dem Eingang des Verstärkers 44 zugeführt wird, um dort dem Steuerimpuls für die Querruder überlagert zu werden.
In der Abnahmevorrichtung 42 andererseits wird bei Änderung der Längsneigung ein Impuls entwickelt, der durch Leiter 51 dem Eingang des Verstärkers 52 zugeführt wird, dessen Ausgangsstrom durch Leiter 54 die veränderliche Phase des Zweiphasenhilfsmotors 53 erregt, dessen feststehende Phase durch Leiter 55 von einer geeigneten (nicht dargestellten) Wechselstromquelle erregt wird. Bei seiner Erregung verschiebt der Motor 53 das Höhenruder 21 durch Vermittlung eines Untersetzungsgetriebes 56. um die waagerechte Lage des Fahrzeuges wiederherzustellen,. und gleichzeitig wirkt der Motor auf eine induktive Nachlaufvorrichtung 57, die einen Nachlaufimpuls erzeugt, der durch Leiter 58 dem Eingang des Höhenruderstärkers zugeführt wird, um dort dem Steuerimpuls für das Höhenruder überlagert zu werden.
Die vorstehend beschriebene Steuervorrichtung ist daher imstande, die verschiedenen Ruder des Flugzeuges nach einer vorbestimmten Richtung und einem vorbestimmten Zustand zu steuern.
Wenn es nötig ist, eine selbsttätige Schwenkungssteuervorrichtung vorzusehen, so kann eine bekannte Schwenkungssteuervorrichtung verwendet werden. Die Steuervorrichtung steuert daher das Fahrzeug hinsichtlich Kurs und Flugzustand entsprechend den vom Führer vorher gewählten Werten, aber für den Flug nach einem durch Flugbaken geleiteten Kurs oder für den Annäherungsflug in der Nähe einer Landestelle sowie für die Landung wird die selbsttätige Steuervorrichtung für die von einer Landstation kommenden Funkbündel empfindlich gemacht.
Wenn das Flugzeug für die Landung gesteuert werden soll und wenn es sich z. B. in einer gewissen Entfernung vom Bündel der Richtungsbake befindet, so kommt es darauf an, mathematisch denjenigen Kurs zu bestimmen, auf dem das Flugzeug in das Bündel so allmählich gebracht werden kann, wie es sich mit dessen Entfernung vom Bündel und der Forderung nach geringsten Schwingungen nach dem Durchfahren des Bündels vereinbaren läßt.
Es sei z. B. angenommen, daß das Flugzeug nach der Fig. 2 in einer Entfernung x links von dem gestrichelten Bündel liegt und sich diesem Bündel mit einer gleichbleibenden Geschwindigkeit V nähert, wobei der Winkel zwischen seinem Kurs und dem Bündel z. B. dem Winkel g entspricht.
Für eine heliehige Stelle mit der Abszisse x gilt: dx V sin g (1) dt Für kleine Werte des Winkels g ist der Sinus angenähert gleich dem Winkel selbst, demnach erhält man dx ~ dt Vg (2) Die Differenzierung der Gleichung (2) ergibt d2 x Vdg (3) dt2 dt Da die Funktion der Dauer der Abweichung wichtig ist und nicht die Abweichungsfunktion, so wird dg gleich - Ktb gesetzt. Also: dt d2x VK? (4) dt2 Durch Integration erhält man Es wird angenommen, daß die Integrationskonstante C die Neigung Vgo darstellt, die dem ersten Durchgang durch den Strahl entspricht, so daß also Durch eine zweite Integration erhält man wohei die Integrationskonstante C1 einen Punkt x, auf dem Kurs darstellt.
Demnach ergibt sich und für X = 0: Durch Auflösung der Gleichung (g) nach t erhält man und durch Substitution für t in der Gleichung (6) Aus der Gleichung 2 d x g = Vg = - Vg0(b + 1) oder = (b + 1) (11) dt - g0 und wenn der Wert der Nenneigung gleich a gemacht und in der Gleichung (6) substituiert wird, so erhält man Nach Gleichung (13) ist es klar, daß es nötig ist, um den Kurswinkel gegenüber dem Bündel auf Null zu bringen, d. h. um das Flugzeug auf dem gewünschten Bündel zu halten, daß der Abweichungsimpuls ebenso wie der Impuls für die Zeitdauer einen Exponentialfaktor aufweisen. Bei der Vorrichtung nach der Erfindung wird derAbweichungsimpuls (gO) durch die vom Kompaß entwickelte Fehlerspannung erfüllt, während der mit dem Abweichungsimpuls algebraisch addierte Zeit- oder Dauerimpuls (Kta) durch die Spannungen erfüllt ist, die in den neuartigen, weiter unten näher beschriebenen Verzögerungseinrichtungen entwickelt werden. Es wurde auf empirische Weise gefunden, daß, wenn sich der Exponent a nahezu dem Wert 1/2 nähert, die günstigsten Ergebnisse erhalten werden, indem das Flugzeug sich, nachdem es das gewünschte Bündel ein erstes Mal und dann nochmals durchkreuzt hat, alsdann auf dem gewünschten Kurs oder in der gewünschten Richtung nach einer Bahn stabilisiert. die im wesentlichen mit der in Fig. 2 durch die Kurve A angegebenen Bahn ähnlich ist.
Die erwähnten Zeitimpulse (Richtungsimpulse und Landebahnimpulse) werden durch Auswertungs-bzw. Umwandlungsvorrichtungen 59, 60 (Fig. 1) für den normalen Flug und für den Annäherungsflug erzeugt. Wie aus Fig. I ersichtlich, ist der Eingang der Vorrichtung 59 für die Flugbahn durch die Leiter 6I, den Umschalter 3I und die Leiter 62 mit den Ausgangsleitungen 12 des Empfängers II verbunden, so daß, wenn der Umschalter 3I so gedreht wird, daß die Steuerung durch die Richtungsbake verlangt wird, der Gleichstrom, der die Spule I3 des Anzeigers mit gekreuzten Zeigern erregt, in ähnlicher Weise dem Eingang der Vorrichtung 59 zugeleitet wird, deren Ausgang den Kompaßimpuls erhält, der in diesem Augenblick der Vorrichtung 59 durch den Umschalter 31 durch die Leiter 63 (in einer weiter unten ausführlicher erläuterten Weise) zugeführt wird und die Verstärkungskanäle 33 und 44 für die Steuerung des Seiten- und der Querruder durch die Leiter 64 bzw. 65 speist.
Der Eingang der Umwandlungsvorrichtung 6c für die Landebahn ist andererseits durch die Leiter 66, den Umschalter 3I und die Ausgangsleiter 16 des Empfängers IO SO verbunden, daß, wenn der Umschalter 31 betätigt wird, um die Steuerung durch die Landungsbake zu erhalten, der Gleichstrom, der die Spule I7 des Anzeigers mit gekreuzten Zeigern erregt, in derselben Weise dem Eingang der Vorrichtung 60 zugeführt wird. Der Ausgang dieser letzteren ist so geteilt, daß ein Teil des Impulses durch die Leiter 68 dem Eingang des Verstärkungskanals 52 für die Steuerung des Höhenruders zugeführt wird, während ein anderer Teil des Impulses dazu dient, die Drosselklappen der Motoren zu steuern. In Fig. I ist die Steuervorrichtung für ein Fahrzeug mit zwei Motoren gezeigt, die mit Gashebeln 69 und 70 versehen sind, wobei jeder dieser Hebel mit seinem eigenen Verstärkungskanal 71 und 72 verbunden ist und die genannten Kanäle allgemein mit irgendeinem der Verstärkungskanäle 33, 44 und 52 ähnlich sind. Ein Teil des Ausgangsimpulses der Vorrichtung 60 wird somit durch die Leiter 73 bzw. 74 den Verstärkungskanälen 7I und 72 und die Ausgangsströme der Verstärker durch die Leiter 75 und 76 den veränderlichen Phasen der Zweiphaseninduktionshilfsmotoren 77 und 78 für die Steuerung der Drosselklappen zugeführt, wobei die feststehenden Phasen dieser Motoren durch die Leiter 79 und 80 mit einer geeigneten (nicht dargestellten) Wechselstromquelle verbunden sind. Bei seiner Erregung verschiebt der Motor 77 den Hebel 69 durch Vermittlung eines Untersetzungsgetriebes 8I nach einer Stellung für das vollständige Offnen der Drosselklappe oder in die Stellung, in welcher das Drosselventil zum Teil geschlossen ist, wobei der Motor ebenfalls eine induktive Nachlaufvorrichtung 82 antreiht, die einen Nachlaufimpuls erzeugt, der dem Eingang des Verstärkers 71 in Reihe mit dem Impuls der Vorrichtung 60 durch die Leiter 83 zugeführt wird. Andererseits verschiebt der Motor 78 bei seiner Erregung den Hebel 70 nach einer Stellung für die vollständige Öffnung oder für die Teilöffnung der Drosselklappe durch Vermittlung eines t?ntersetzungsgetriebes 84, wobei der Motor ebenfalls eine induktive Nachlaufvorrichtung 85 antreibt, die einen Nachlaufimpuls erzeugt, der durch die Leiter 86 dem Eingang des Verstärkers 72 in Reihe mit dem Impuls der Vorrichtung 6o zugeführt wird.
Bei dem selbsttätigen Annäherungsflug wird daher das Seitenruder des Flugzeuges selbsttätig in Abhängigkeit des Kurs-, Kursänderungsgeschwindigkeits-, Nachlaufimpulses und des Impulses der Umwandlungsvorrichtung für die Flugbahnen gegesteuert, während die Steuerung der Querruder selbsttätig in Abhängigkeit des Kurs-, Querneigungs- und Nachlaufimpulses sowie des Impulses der Umwandlungsvorrichtung für die Flugbahnen erfolgt, so daß das Flugzeug nach dem Bündel der kichtungsbake längs einer Bahn geleitet wird, die im wesentlichen der durch die Kurve A der Fig. 2 dargestellten Bahn ähnlich ist. Das Höhensteuer des Fahrzeuges wird andererseits nach den Längsneigungs- und Nachlaufimpulsen und dem Impuls der Umwandlungsvorrichtung für die Landebahnen selbsttätig gesteuert, während die Drosselklappen in Abhängigkeit von dem Landebahnimpuls und dem Nachlaufimpuls selbsttätig gesteuert werden, wodurch das Fahrzeug nach dem lot rechten Landebahnbündel geleitet wird, um nach einer Bahn zu landen, die der durch die Kurve A in der Fig. 2 dargestellten Bahn ähnlich ist.
Betrachtet man jetzt die Fig. 6 der Zeichnungen für eine ausführlichere Beschreibung der Umwandlungsvorrichtung für die Flugbahn nach der Erfindung, die in der Fig. I allgemein durch die Bezugsnummer 59 bezeichnet ist und den olenerwähnten Zeitimpuls erzeugt, durch den das Flugzeug nach dem Bündel der Richtungslake längs der durch die Kurve ,4 der Fig. 2 dargestellten Bahn geleitet wird, so sieht man, daß die dargestellte Vorrichtung aus einem elektrischen Gerät 87 besteht, das einen Wechselstromimpuls entwickelt, dessen Phase umkehrbar ist und durch den von einem verhältnismäßig schwachen, vom Empfänger 1 1 kommenden und von dem genannten Gerät verstärkten Gleichstromimpuls Arbeit aufgenommen werden kann.
Das Gerät 87 besteht aus zwei magnetisch durchlässigen Kernen 88 und 89 mit je einem mittleren Schenkel go, 91 und zwei Außenschenkeln 92, 93 und 94, 95. Die Außenschenkel sind mit Primärwicklungen 96, 97, 98 und 99 versehen, die gleichsinnig in Reihe geschaltet und mit einer geeigneten (nicht dargestellten) Wechselstromquelle verbunden sind. Außerdem sind die Außenschenkel mit Sekundärwicklungen 100, 101, 102 und 103 versehen, von denen die Wicklungen 100, 101 in Reihe und in Gegenschaltung mit den Wicklungen 102, 103 verbunden sind. Die mittleren Schenkel 90 und 91 tragen ein erstes Paar von Spulen 104, 105, die gegensinnig in Reihe geschaltet sowie mit einer Akkumulatorenlatterie io6 verbunden sind, sowie ein Paar von Richtungssteuerungsimpulsen 107, 108, die in Reihe geschaltet und andererseits durch die Leiter 61 (Fig. l) derart verbunden sind, daß sie von dem Strom erregt werden, der durch die Spule 13 des Anzeigers mit gekreuzten Zeigern fließt, wenn sich das Flugzeug links oder rechts vom Bündel der Richtungsbake befindet. Solange kein Strom durch die Steuerspulen 107, Io8 fließt, ist die Vorrichtung elektrisch im Gleichgewicht, und es erscheint am Ausgang der Sekundärwicklungen keine Spannungsdifferenz. Sobald sich aber das Flugzeug von der Flugbahn entfernt, fließt ein Gleichstrom durch die Steuerspulen in der einen oder der anderen Richtung, je nach der Richtung der Abweichung des Fahrzeuges vom Bündel, wodurch das Gerät 87 aus dem Gleichgewicht fällt und in den Sekundärwicklungen ein Wechselstromimpuls von veränderlicher Größe und von umgekehrter Phase entwickelt wird.
Der am Ausgang der Sekundärwicklungen 100, IOI,I02 und 103 entwickelte Wechselstromimpuls wird durch einen Leiter 111 dem Gitter IO9 einer im Sättigungspunkt arbeitenden Verstärkerröhre IIO zugeführt, deren Anode 112 durch Leiter II3, II4 mit den Gittern 115 und II6 einer Dqskriminatorröhre II7 verbunden ist, die Kathoden 118, 119 sowie Anoden I20, 121 besitzt. Ein Wechselstrom wird den Anoden I20, I2I von einem Transformator 122 zugeführt, der eine von einer geeigneten Wechselstromquelle erregte Primärwicklung 123 und eine Sekundärwicklung I24 besitzt, deren mittlere Anzapfung mittels eines Leiters I25 mit den Kathoden und deren Enden mit den Anoden I20 bzw. 12I mittels der Leiter I26 und I27 und mit den Primärwicklungen 128, 129 zweier Transformatoren 130 und I3I verbunden sind, die die Anodenkreisimpedanzen darstellen.
Die Empfindlichkeit der Vorrichtung ist eine solche, laß die Röhre 110 ihren Sättigungspunkt erreicht, wenn sich das Flugzeug nur sehr wenig vom Bündel entfernt, und die Diskriminatorröhre 117 ist für gewölhnlich am Ursprungspunkt der Anodenstromkurve derart vorgespannt, daß, wenn der Impuls gleich Null ist (wenn sich das Flugzeug auf dem Bündel befindet), keine Spannung in den Sckundärwicklungen 133, 134 der Trasnsformatoren 130 und 131 vorhanden ist. Wenn aber eine Wechselstromspannung dell Gittern 115 und II6 der Röhre 117 zugeführt wird, d. h. wenn sich das Fahrzeug vom Bündel entfernt, so wird der obere oder untere Teil der Röhre je nach der Polarität bzw. Phase des zugeführten Impulses leitend, wobei diese andererseits durch die Richtung der Abweichung des Flugzeuges vom Bündel bestimmt wird.
Nimmt man z. B. an. daß der obere Teil der Röhre 117 leitend wird, so wird ein Wechselstromimpuls auf der Anode 120 vorhanden sein und in der Sckundärwicklung 132 des Transformators 130 erselleillell und voll dort durch einen Leiter I34 einer Anode 135 einer Doppelgleichrichterröhre 136 zugeführt werden, welche Kathoden 137, 138 und eine zweite Anode 139 besitzt, die durch einen Leiter 140 mit der Sekundärwicklung 133 des Transformators 131 verbunden ist.
Der Ausgang des Gleichrichters ist durch Leiter 141 und 142 mit den Gittern 143 und 144 einer Doppelröhre 145 verbunden, welche Anoden 145 und 146 besitzt, die mit den freien Enden einer Primärwicklung 148 eines Transformators 149 verbunden sind. die ill ihrer Mitte durch einen Leiter 150 mit einer Speiseanzapfung B verbunden ist. Die Röhre 145 besitzt eine normale negative Vorspannung am Ursprung der Anodenstromkurve. Die Gitter 143, 144 sind mit einer Wechselstromquelle verbunden, die aus einem Transformator 151 mit einer von einer geeigneten Wechselstromquelle erregten Primärwicklung 152 und einer durch die Leiter 154 und 155 mit den Gittern verbundenen Sekundärwicklung 153 besteht.
Zwischeil tlen Gittern der Röhre 145 und dem Gleichrichterausgang ist eine Verzögerungsvorrichtung mit einer größeren oder kleineren Zeitkonstante angeordnet, damit die selbsttätige Annäherungsvorrichtung nicht überempfindlich ist und keine Steuerung des Flugzeuges unter dem Einfluß von sehr geringten Abweichungen des letzteren ausübt, so daß der Ausgangskreis des Gleichrichters eine Integrationsvorrichtung für rasche Schwingungen darstellt.
Zu diesem Zweck ist am Ausgang des Gleichrichters ein Stromkreis angeordnet, der aus den Widerständen 156 und 157, die zwischen den Leitern 141 und 142 eingeschaltet sind, und aus den an diesen im Nebenschluß geschalteten Kondensatoren 158 und 159 gestellt, wol>ei diese Widerstände und diese Kondensatoren durch einen Leiter 160 mit Masse verbunden sind.
Betrachtet man jetzt das obenerwähnte Ausführungsbeispiel, so sicht man, daß der durch den Leiter 141 fließende Gleichstrom nicht sofort dem Gitter 143 der Röhre I45 zugeführt, sondern dadurch verzögert wird, daß er zuerst durch den Kondensator 158 fließen muß, dessen Ladungsgeschwindigkeit durch einem im Leiter 141 eingeschalteten Widerstand gesteuert wird. Diese Ladung liefert die für das Gitter I43 nötige Vorspannung, worauf die Röhre I45 leitend wird, so daß ein Impuls im Anodenstromkreis der Anode I46 und in der Wicklung 148 erscheint. Dieser Impuls bleibt in der Wicklung 148 bestehen, bis die Ladung des Kondensators 158 durch den Widerstand 156 an Masse übergeht.
Ein Mischstromkreis, der aus einer Sekundärwicklung 161 und einem zwischen deren Enden im Nebenschluß geschalteten Widerstand 162 besteht, erhält den von der Primärwicklung 148 kommenden Impuls und führt diesen durch einen einstellbaren Kontakt 163 und durch einen Leiter 164 den Gittern 165 und 166 einer Doppelverstärkerröhre 167 zu.
Die Anode 168 der Röhre 167 führt einen entsprechenden Impuls dem Eingang des Verstärkungskanals 33 für die Steuerung des Seitenruders mittels eines Transformators 169 zu, dessen Sekundäewicklung durch geeignete, weiter unten beschriebene Verbindungen und durch Leiter 64 mit dem Verstärkungsweg 33 für die Steuerung des Seitenruders verbunden ist. Die Anode 171 der Röhre 167 führt einen entsprechenden Impuls dem Eingang des Verstärkungskanals für die Steuerung der Querruder mittels eines Transformators 172 zu, dessen Sekundärwicklung durch geeignete, weiter unten ausführlicher beschriebene Verbindungen und durch Leiter 65 mit tleni Verstärkungsweg für die Steuerung der Querruder verbunden ist. Bei der oben beschriebenen Vorrichtung werden sämtliche raschen Abweichungen oder Schwingungen von der Größenordnung von z. B. 0.5 Sckune berücksichtigt, und derselbe Impuls, der von der Umwandlungsvorrichtung 59 kommt und das Seitenruder 59 steuert, steuert ehenfalls die Querruder, um auf diese Weise eine zugeordnete Schwenkung des Flugzeuges zu bewirken und dieses auf das Bündel zurückzubringen. Gleichzeitig wird ebenfalls ein vom Kompaß kommender Impuls durch die Leiter 63 dem Mischstromkreis zugeführt, um mit dem Impuls der Rähre 145 algebraisch gemischt zu werden.
Fiir vorübergehende Abweichungen, die mehr oder weniger lang dauern, ist erfindungsgemäß vorgesehen, zusätzliche Verzögerungsglieder zu verwenden, die als Relais- oder Wärmeverzögerungsröhren 173 und 174 ausgebildet sind und verschiedene Zeitkonstanten besitzen. Das Glied 173 kann z. n. eine Zeitkonstante von 30 Sekunden und das Glied 174 eine Zeitkonstante von 4 Minuten hesitzen.
Falls die Abweichung des Flugzeuges gegenüber dem Bündel eine Entfernung darstellt, die einer Zeit von 0,5 Sekunden entspricht, so wird ein Impuls durch die an den Leitern I34 und I40 angeschlossenen Leiter I75 von der einen oder der anderen der Anoden I35 oder I39 der Röhre I36 abgenommen und den Gittern 176 und I77 einem zweiten Phasendiskriminator zugeführt, der in derFig.6 dargestellt ist und aus zwei Röhren I78 und I79 besteht, deren Wirkung derjenigen der Röhre II7 insofern ähnlich ist, als die eine oder die andere der Röhren I78 und 179 je nach der Polarität des durch die Leiter 175 den Gittern I76 und I77 zugeführten Impulses leitend wird.
Die Wärmeverzögerungsvorrichtung 173 besteht aus einem luftdicht geschlossenen Rohr, in dem zwei Widerstände I80 und I8I angeordnet sind, die zwei Zweige einer Wheatstoneschen Brücke bilden, deren beide anderen Zweige sich außerhalb des Rohres befinden und aus einem Widerstand I82 bestehen, der in der hlitte mit einem Leiter 183 verbunden ist.
Der Leiter I83 selbst ist durch Vermittlung eines Widerstandes I84 mit einem zur Verbindung mit Masse bestimmten Leiter 185 verbunden, der selbst mit dem Verbindungspunkt der Zweige I80 und I8I verbunden ist, wobei die Leiter I83 und I85 den Ausgangsstromkreis der Brücke bilden, durch den Strom fließt, wenn die Brücke unausgeglichen ist.
Die Erregung der Brücke erfolgt mittels einer geeigneten Wechselstromquelle durch einen Transformator, der eine Primärwicklung I86 und zwei Sekundärwicklungen I87, I88 besitzt, wobei die Sekundärwicklung I87 durch die Leiter I89 mit einer entgegengesetzten Diagonalen der Brücke verbunden ist. Ein Widerstand I90 ist mit dem Brückenwiderstand 180 in Wärmeaustausch angeordnet und durch einen Leiter 192 mit einer Anode 191 der Röhre I78 in Reihe geschaltet, und das freie Ende des Widerstandes 193 ist durch einen Leiter I95 mit einem Schirmgitter I96 der Röhre verbunden.
Aus dem obenerwähnten Ausführungsbeispiel ist weiter ersichtlich, daß, wenn die Abweichung des Flugzeuges vom Bündel mehr als 0,5 Sekunde dauert, ein Wechselstromimpuls im Anodenstromkreis 191 der Röhre I78 entsteht und dem Widerstand I90 zugeführt wird, der sich nach einer gegebenen Zeit derart erhitzt, daß der Widerstandswert des Widerstandes I50 der Brücke geändert wird, um diese aus dem Gleichgewicht zu bringen und einen Strom von gegebener Richtung am ein stellbaren Kontakt I97 zu schaffen, der ihn einem Gitter I98 einer Doppelverstärkerröhre I99 zuführt, worauf ein verstärkter Impuls auf einer Anode 200 der Röhre erscheint, die mit einem Transformator verbunden ist, dessen Sekundärwicklung 201 durch weiter unten beschriebene Verbindungen mit den Anschlußklemmen des Kompaßimpulskreises in Reihe geschaltet und durch einen Leiter 203 derart mit dem Mischstromkreis verbunden ist, daß die Wirkung des Impulses des Gliedes 173 sich mit der Wirkung des Impulses der Röhre I45 addiert, wobei sich diese beiden Impulse mit dem Kompaßimpuls algebraisch addieren, um die Seiten- und Querruder des Flugzeuges zu steuern.
Wenn die Abweichung des Flugzeuges vom Bündel andererseits eine Entfernung erreicht, die einer Zeitdauer von mehr als 4 Minuten entspricht, so erhitzt sich der zweite Widerstand I93, und da dieser mit einem Widerstand 204 in Wärmeaustausch steht, ändert er den Widerstandswert des letzteren. Der Widerstand 204 bildet einen Zweig eines Brückenstromkreises, und dieser ist mit einem zweiten Widerstand 205, der den zweiten Brückenzweig bildet, innerhalb des Rohres 174 angeordnet, wobei die beiden anderen Brückenzweige durch die beiden Teile eines Widerstandes 206 gebildet werden. Der Widerstand 206 besitzt eine mittlere Anzapfung, die mit einem Leiter 207 verbunden ist.
Letzterer ist über einen Widerstand 208 mit einem Leiter 209 verbunden. Dieser ist mit Masse und mit dem Verbindungspunkt der Zweige 204 und 205 verbunden, wobei die Leiter 207 und 209 den Ausgangskreis der Brücke bilden. Die Erregung der Brücke erfolgt von der Sekundärwicklung I88 aus, die durch Leiter 210 mit einer entgegengesetzten Diagonalen der Brücke verbunden ist.
Der sich aus der Gleichgewichtsstönlng der Brücke der Röhre 174 ergebende Impuls wird mittels eines einstellbaren Kontaktes 211 einem Gitter 2I2 der Röhre I99 zugeführt, wodurch ein Impuls in dem Anodenstromkreis 213 der Röhre entsteht und durch die Sekundärwicklung 2I4 eines Transformators 2I5 übertragen wird, um dem Impuls der Röhre 173 in Reihe aufgedrückt zu werden.
Falls die Polarität des den Gittern I76 und I77 durch die Leiter I75 zugeführten Impulses derart geändert wird, daß die Röhre I78 statt der Röhre 179 leitend wird, so erscheint ein Wechselstromimpuls in der Anode 2I6 der Röhre I79, und dieser Impuls wird durch den Leiter 2I7 einem dritten Widerstand 2I8 zugeführt, der in der Röhre 173 liegt und mit dem Brückenzweig I8I derart in Wärmeaustausch steht, daß der Wert des Wider standes I8I nach einer Zeitdauer von 30 Sekunden so geändert wird, daß die Brücke aus dem Gleichgewicht kommt und ein umgekehrter Strom durch den Kontakt I97 fließt. Der Widerstand 2I8 ist mit einem anderen Widerstand in Reihe geschaltet, der in der Röhre 174 liegt, die mit dem Brückenzweig 205 derart in Wärmeaustausch steht, daß nach einer Zeit von 4 Minuten, wenn angenommen wird, daß der Impuls der Anode 2I6 vorhanden ist, die Brücke aus dem Gleichgewicht kommt und ein umgekehrter Strom durch den Kontakt 2II fließt. Das freie Ende des Widerstandes 219 ist durch einen Leiter 220 mit einem Schirmgitter 22I der Röhre I79 verbunden.
Wenn der Stromkreis, der den Ausgang des Gleichrichters I36 und der Röhre I45 bildet, als Integrationsstromkreis für Abweichungen von kurzer Dauer bezeichnet wird, so kann der Stromkreis, der die Wärmeverzögerungsvorrichtungen 173 und I74 enthält, als Integrationsstromkreis für die Abweichungen von langer Dauer bezeichnet werden.
Wenn das Flugzeug I der Fig. 2 aus irgendeinem Grunde von der Achse des Bündels entfernt ist (welches als das Bündel der Richtungsbake betrachtet werden kann) und wenn die Umwandlungsvorrichtung 59 für die Flugbahn in dem Stromkreis der selbsttätigen Steuervorrichtung eingeschaltet ist, so wird der Funkempfänger II in der Spule I3 einen Gleichstrom von gegebener Richtung entwickeln, der ebenfalls den Steuerspulen 107 und Io8 des Gerätes 87 der Umwandlungsvorrichtung zugeführt wird.
Dadurch, daß der Gleichstrom durch die Steuer- spulen fließt, erscheint ein Wechselstromimpuls am Ausgang der Sekundärwicklungen IOO, IOI, 102 und 103 und im Gitter IO9 der Röhre IIO; dieser Impuls wird verstärkt und der Diskriminatorröhre 117 zugeführt. Je nach der Richtung des durch die Steuerspulen 107 und Io8 fließenden Stromes wird entweder der obere oder der untere Teil der Röhre 117 leitend, und da diese Röhre in ihrem Sättigungspunkt arbeitet, wird den Integrationsvorrichtungen ein Impuls von gleichbleibender Größe zugeführt.
Wenn die Dauer des Impulses mit gleichbleibender Größe zunimmt, so wird zunächst ein Steuerimpuls am Ausgang der Röhre I45 entwickelt; alsdann wird ein zweiter Steuerimpuls durch die Wärmeverzögerungsvorrichtung 173 derart entwickelt, daß dieser Impuls mit dem erstgenannten Impuls zusammenarbeitet, und endlich wird durch die Wärmeverzögerungsvorrichtung 174 ein dritter Impuls entwqckelt, der mit den beiden ersten Impulsen addiert wird. Die drei Integrationsvorrichtungen erzeugen daher eine resultierende Spannung, die das Integral gegenüber der Zeit des Impulses mit gleichbleibender Größe am Ausgang der Diskriminatorröhre ist.
Wenn sich das Flugzeug in einiger Entfernung vom Bündel befindet, aber in einer mit dem Bündel parallelen Richtung fliegt, so übt der Kompaß keine Steuerung auf das Seitenruder aus, da das Flugzeug in der vorgeschriebenen Flugrichtung fliegt; sobald jedoch die Umwandlungsvorrichtung 59 für die Flugbahn mit der selbsttätigen Steuervorrichtung elektrisch verbunden ist, werden die Seiten- und Querruder von der resultierenden, durch die Integrationsvorrichtungen entwickelten Spannung derart gesteuert, daß das Flugzeug eine Schwenkung in einer Richtung ausführt, die es in die Achse des Bündels bringt, wol)ei die Schwenkungsgeschwindigkeit von der Größe der durch die Integrationsvorrichtungen entwickelten Spannung und die Größe der Spannung selbst von der Dauer abhängt, während welcher das Fahrzeug von der Bündelachse entfernt war, nachdem die Umwandlungsvorrichtung für die Flugbahn mit der selbsttätigen Steuervorrichtung verbunden worden ist.
Sobald das Flugzeug eine Schwenkung gegen das Bündel ausführt, erzeugt der Kompaß 22 einen Impuls, der der resultierenden Spannung der Integrationsvorrichtungen entgegengesetzt ist, und diese beiden Impulse wirken zusammen auf die Seiten-und Querruder, so daß der Schwenkungsgrad des Flugzeuges von seinem anfänglichen Kurs aus der von den Integrationsvorrichtungen kommenden Spannung entspricht. Mit der Zeit nimmt diese Spannung von Null aus zu, wie die Kurve B der Fig. I in graphischer l)arstellung zeigt, und wird in dem N.taße größer, wie der feststehende Ausgangsimpuls, der ob von Diskriminator 117 kommt, integriert wird und die Änderung des Kurses des Flugzeuges in der Richtung des Bündels vom anfänglichen Wert aus mehr und mehr zunimmt. In gleicher Weise nimmt der Kompaßimpuls von Null aus in dem Alaße wie das Fahrzeug gegen das Bündel verschwenkt wird, in entgegengesetzter Richtung zu, wie die Kurve C der Fig. 3 in graphischer Darstellung zeigt. Der Kompaßimpuls der Fig. 3 und der Impuls der Integrationsvorrichtungen liefern, wenn sie miteinander algebraisch addiert werden, einen Eingangsimpuls für die Verstärker zur Steuerung des Seitenruders und der Querruder der selbsttätigen Steuervorrichtung, wobei dieser Impuls von derselben Art ist wie derjenige, den die Kurve D der Fig. 5 zeigt und der die gesteuerte Schwenkungsgeschwindigkeit steuert.
Da das Flugzeug mit einer bestimmten Geschwindigkeit fliegt und eine Schwenkung nach der Bündelachse ausführt, so wird es das Bündel gegebenenfalls in einem Punkt y (Fig. 2) kreuzen, und in diesem Augenblick wird die Spannung der Integrationsvorrichtungen ihren Höchstwert erreichen, wie Fig. 4 zeigt, und der Kompaßimpuls wird ebenfalls am größten sein, wie Fig. 3 zeigt. In einem gewissen Punkt, nachdem das Flugzeug das Bündel ein erstes Mal gekreuzt hat, sind diese Spannungen miteinander gleich und entgegengesetzt, so daß das Seiten ruder zentriert ist. In dem Augenblick, wo das Bündel erreicht wird, fällt der Gleichstromimpuls in der Spule I3 des Anzeigers mit gekreuzten Zeigern auf Null, ebenso wie der Impuls in den Steuerspulen 107 und Io8 des Gerätes 87, worauf der Impuls der Integrationsvorrichtungen abzunehmen und auf Null zu fallen beginnt, wie Fig. 4 zeigt. Während der Impuls der Röhre 145 fast augenblicklich auf Null fällt, bleiben die Impulse der Vorrichtungen 173 und 174 noch eine Zeitlang bestehen, was auf die durch die Kühlwirkung der Widerstände I90 und 193 bewirkte Verzögerung zurückzuführen ist. Wenn das Flugzeug jedoch das Bündel kreuzt, so fließt ein entgegengesetzter Strom durch die Spule I3 des Anzeigers mit gekreuzten Zeigern, ebenso wie durch die Steuerspulen des Gerätes 87, worauf der untere Teil der Diskriminatorröhre 117 leitend wird, und nach einer gewissen, durch den Widerstand-Kapazität-Stromkreis hervorgerufenen Verzögerung erscheint auf der Anode 147 ein Impuls, der gegenüber dem auf der Anode 147 der Röhre 145 erscheinenden Impuls in der Phase verschoben ist. Der auf der Anode I47 erscheinende Impuls wird über die Röhre I67 den Verstärkungskanälen für die Steuerung des Seitenruders und der Querruder zugeführt, um die Seiten-und Querruder in der entgegengesetzten Richtung zu bewegen und eine Schwenkung des Flugzeuges gegen das Bündel zu bewirken. In diesem Augenblick fängt der Kompaßimpuls an, auf Null zu fallen, wie die Kurve C der Fig. 3 zeigt, während die Abnahme der Impulse der Wärmeglieder 173 und I-74 durch den auf der Anode 216 der Röhre I79 erscheinenden Impuls beschleunigt wird.
Entsprechend der Dauer, während welcher das Flugzeug vom Bündel abgelenkt wird, nachdem es letzteres zum zweitenmal gekreuzt hat, wird ein Impuls durch die Leiter 175 dem Gitter 177 der Röhre I79 zugeführt, wobei ein Impuls in der Anode 216 der letzteren erscheint und dem Widerstand 218 zugeführt wird, um diesen zu erhitzen und somit die Brücke der Röhre 173 aus dem Gleich- gewicht zu bringen, und nach einer weiteren Zeitdauer, wenn man annimmt, daß die zweite Kreuzung des Bündels noch nicht stattgefunden hat, erwärmt sich der Widerstand 2I9 in der Weise, daß die Brücke der Vorrichtung 174 aus dem Gleichgewicht kommt. Obgleich die beiden Brücken in diesem letzteren Fall an ihren Ausgängen entgegengesetzte Ströme aufweisen, die mit dem Ausgangsstrom der Röhre 145 addiert werden sollen, so wird der Gesamtausgangsstrom der Brücken so lange nicht erhalten, bis die Brückenzweige I8I und 204 vollständig abgekühlt sind, d. h. bis der nach der ersten Gleichgewichtsstörung in den beiden Brücken erscheinende Impuls verschwunden ist. Bevor dieser Punkt erreicht wird, werden jedoch die abnehmenden Impulse und die neuen Impulse gleich und entgegengesetzt sein, so daß ihre elektrische Summe gleich Null ist. Dieser Zustand ist in der Fig. 4 an der Stelle gezeigt, wo die Kurve B die gestrichelte Linie zum erstenmal kreuzt. Die neuen, durch die Röhre I45 und die Wärmeapparate I73 und 174 erzeugten Impulse überwiegen schließlich und nehmen derart zu, daß die Seiten- und Querruder in der entgegengesetzten Richtung ausgeschlagen werden und das Flugzeug eine Schwenkung nach dem Bündel ausführt und dieses zum zweitenmal kreuzt, wie die Kurve A der Fig. 2 zeigt. Wenn sich das Flugzeug nach dieser zweiten Kreuzung wiederum über das Biindel hinausbewegt hat, so entsteht eine entgegengesetzte Wirkung der Integrationsvorrichtungen, wie oben erwähnt, bis die Bahn des Flugzeuges gegenüber dem Boden der durch das Bündel bestimmten Bahn entspricht.
Die Integration des Impulses von gleichbleibender Größe der Röhre II7 ist keine lineare, damit die Verschiebung des Flugzeuges gedämpft werden kann. Obgleich eine gewisse Anzahl von Lösungen für die Dämpfung vorhanden sind, beruht die hier gewählte Lösung auf dem Kriterium, wonach der Kreuzungswinkel bei jeder Kreuzung des Bündels durch das Flugzeug annähernd so groß sein soll wie die Hälfte des vorherigen Kreuzungswinkels. Dies erzeugt eine Bewegung, die eine gedämpfte Schwingung bildet, deren Frequenz dauernd zunimmt.
Wenn die Schwingungsfrequenz zunimmt, so nimmt auch die durch die natürliche Dämpfung des Flugzeuges und durch die Schwenkungsgeschwindigkeitsvorrichtung 23 hervorgerufene Dämpfung zu, und die Bewegung wird gegebenenfalls vollständig gedämpft, so daß die Schwingungen aufhören. Bei X indstille kann die Schwingung gleich nach der ersten Kreuzung aufhören. Die oben beschriebene Umwandlungsvorrichtung 59 für die Flugbahn kann verwendet werden, entweder um den Flug eines Flugzeuges nach einem von einer Richtungsbake bestimmten Kurs zu gewährleisten oder um ein Flugzeug längs einer durch eine Landebake bestimmten Bahn zu leiten, während die Bahnumwandlungsvorrichtung 60 nur dazu verwendet wird, um die Führung längs der Landebahn allein zu gewährleisten und das Flugzeug auf die Bahn zu bringen. Abgesehen davon, daß für den Flug kein Kompaßimpuls nötig ist, ist die Umwandlungsvorrichtung60 für die Landebahn hinsichtlich der Ausbildung und der Arbeitsweise im wesentlichen die gleiche wie die Flugbahnumwandlungsvorrichtung 59.
Wie in der Fig. 7 der Zeichnungen mit mehr Einzelheiten gezeigt, besteht die Vorrichtung 60 aus einem Gerät 230, das dem Gerät 87 der Fig. 2 ähnlich ist und dazu dient, einen brauchbaren Wechselstromimpuls von passender Phase dem Ausgangsleiter 23I des genannten Gerätes unter dem Einfluß eines Stromes durch die Steuerspulen 232 und 233 dieses Gerätes zuzuführen, wobei diese Spulen durch die Leiter 66 und 67 (Fig. I) mit der Spule 17 des Anzeigers 14 mit gekreuzten Zeigern verbunden sind. Auf diese Weise wird der Gleichstrom die Steuerspulen 232 und 233 dann, wenn sich das Flugzeug oberhalb des Bündels der Landungsbahn befindet, in der einen und, wenn das Flugzeug unterhalb des Bündels fliegt, in der anderen Richtung durchfließen. Der Ausgangsleiter 231 ist mil dem Gitter 234 einer Vakuumröhre 235 verbunden, in welchem der Impuls verstärkt wird. Die Anode 236 der Röhre ist mit den Gittern 237 und 238 einer Diskriminatorröhre 239 verbunden, und je nach der Richtung des Gleichstromes in den Steuerspulen wird entweder der obere oder der untere Teil der Röhre 239 leitend, um einen Impuls einer Gleichrichterröhre 240 zuzuführen, deren Ausgang mit den Gittern 24I und 242 einer Doppelröhre 243 durch einen Verzögerungsstromkreis von der für das Gerät 59 beschriebenen Bauart mit einer Zeitkonstante von ungefähr o,s Sekunde verbunden ist.
Der in der einen oder in der anderen der Anoden der Röhre 243 erscheinende Impuls wird durch die Sekundärwicklung 244 eines Transformators 245 den Gittern 246 und 247 einer Verstärkerröhre 248 zugeführt, deren Anoden einen Impuls durch Vermittlung der Transformatoren 249 und 250 und durch weiter unten beschriebene Verbindungen den Elektronenverstärkerkanälen für die Steuerung des Höhenruders und der Drosselklappen 52, 7I und 72 zuführt.
Nimmt man an, daß nur eine geringe Abweichung des Flugzeuges gegenüber dem Bündel der Landebahn vorhanden ist, z. B. eine Entfernung, die einer Zeitdauer von 0,5 Sekunde entspricht, so wird ein Impuls von passender Phase entweder im oberen oder im unteren Teil der Röhre 243 erscheinen, um das Höhenruder 21 zu steuern und die Hebel 69 und 70 der Drosselklappen der Motoren in die offene oder teilweise geschlossene Stellung und das Flugzeug auf das Bündel zu bringen.
Wenn sich das Flugzeug in einer Entfernung vom Bündel der Landungsbahn befindet, die einer Zeitdauer von 30 Sekunden oder mehr entspricht, so wird ein Teil des Ausgangsimpulses durch die Leiter 251 entweder dem Gitter 252 oder dem Gitter 253 der Röhren 254 und 255 derart zugeführt, daß die Brücke einer ersten Wärmeverzögerungsvorrichtung 256 aus dem Gleichgewicht kommt, wodurch ein Wechselstrom am Ausgang dieser Brücke fließt und durch den oberen, Teil einer Röhre 257 hindurch einem Transformator 258 und einem Leiter 259 zugeführt wird, der mit dem Impuls der Röhre 243 in Reihe geschaltet wird, um ihn der Wirkung zur Steuerung des Höhenruders und der Drosselklappen zu überlagern.
Wenn das Flugzeug andererseits für eine Dauer von 4 Minuten oder mehr vom Bündel der Landebahn entfernt ist, so wird der Impuls der einen oder der anderen der Röhren 252 oder 253 die Brücke einer zweiten Wärmeverzögerungsvorrichtung 260 aus dem Gleichgewicht bringen, wodurch ein Wechselstrom zwangsläufig am Ausgang dieser Brücke erscheint und durch den unteren Teil der Röhre 257 einem Transformator 261 und dem leiter 259 zugeführt wird, um mit den beiden ersten' dem Eingang der Röhre 248 zugeführten Impulsen in Reihe geschaltet zu werden und das Höhenruder sowie die Drosselklappen zu steuern. Je weiter sich das Flugzeug vom Bündel der Landebahn entfernt, und zwar entweder oberhalb oder unterhalb dieser befindet, desto größer wird also der resultierende Impuls sein, der das Höhensteuer und die Drosselklappen steuert, um das Fahrzeug nach dem Lan dungsbündel zu leiten. Betrachtet man ihn im allgemeinen, so nimmt der Ausgangsstrom der drei Integrationsglieder der Schätzungsvorrichtung für die Landebahn die Form der Kurve B der Fig. 4 an, in welcher der Impuls von Null aus zunimmt und seinen Höchstwert in dem Augenblick erreicht, wo das Flugzeug sich gelen das Bündel bewegt und dieses zum erstenmal kreuzt. Alsdann beginnt der Impuls abzunehmen, während sich ein umgekehrter Impuls entwickelt. der schließlich dem abnehmenden Impuls gleich- und entgegengesetzt wird, worauf er in der entgegengesetzten Richtung zunimmt, um die Steuerung des Höhenruders und der Drosselklappen umzukehren und das Flugzeug im wesentlichen längs einer Bahn wie derjenigen, die durch die Kurve q in der Fig. 2 dargestellt ist, nach dem Bündel zu leiten.
Während der für die Flugbahnumwandlungsvorrichtung verwendete Impuls für die Landunusbahnumwandlungsvorrichtung nicht nötig ist, so ist letztere, indem sie einen Steuerimpuls entwickelt, der das lldllellruder steuert, in Gegenschaltung zu einem Impuls angeordnet. der durch die SchräglagenimI,ul -nl,nahmevor richtung 42 des künstlichen Horizontes entwickelt wird und für die verschiedenen Schräglagen des Fahrzeuges die Form der Kurve (, der Fig. 3 annimmt, so daß der Landebahn impuls und der durch den künstlichen Horizont erzeugte Schräglagenimpuls unter gewissen Bedinguilgeil, wenn sich das Flugzeug nieder nach dem Bündel bewegt, gleich- und entgegengesetzt sein werden, svol)ei das Höhenruder dann zentriert sein wird. I)iese Wirkung ist eine ähnliche wie die oben für die Kompaßimpulse und die Impulse der Flug-I,ahnum\\andlungs\-orrichtunh beschriebene.
Sollte irgendein Teil des Stromkreises der Umwandlugsvorrichtung versagen, wenn die Röhre 167 der No';richtung 59 z. B. in die Verstärkungswege für die Steuerung des Seitenruders und der Querruder der sell>sttätigen Steuervorrichtung einen zu starken Impuls senden sollte. was unerwünscht ist, so ist die Einrichtung, um diesem Zustand abzuhelfen, wenn er zustande kommt. mit einer Sicherheitsvorrichtung versehen, die aus einer Doppelverstärkerröhre 265 (Fig. 6) besteht, die ein erstes Gitter 266 besitzt, das durch einen Leiter 267 mit den Gittern I65 und I66 der Röhre 167 verbunden ist. Die diesem Gitter entsprechende Anode 268 ist ihrerseits mit einem Gitter 269 derselben Röhre verbunden, wobei die entsprechende Anode 270 durch die Leiter 271 in den Stromkreis einer Magnetspule 272 (Fig. 8) eingeschaltet ist.
Der normale Strom der Anode 270 der Röhre 265 speist die Spule 272 so, daß ein Relaisanker 273 auf einen festen Kontakt 274 geschlossen wird; wobei dieser Anker und dieser Kontakt durch Leiter 275 mit einer Magnetspule 276 verbunden sind, wodurch letztere in der Weise erregt wird, daß sie die Relaisanker 277, 278 und 279 für gewöhnlich außer Eingriff mit den entsprechenden Kontakten 280, 281 und 282 hält. Dieses ist dann der Fall, wenn ein mit dem Körper verbundener und mit einem Kontaktsegment 284 versehener Ordnungsumschalter 283 auf die Speiseklemme 285 gebracht worden ist.
Nimmt man an, daß der Umschalter 283 auf die Klemme der Richtungsbake 286 gebracht worden ist, so werden die Zusatzmagnetspulen 287, 288 und 289 derart erregt, daß sie ?hre entsprechenden Anker 290, 29I, 292 und 293, 294, 295, 296, 297, 298, 29.9 von einer ersten festen Kontaktreihe 300, 301, 302, 303, 304, 305, 306, 307, 308 und 309 gegen eine zweite feste Kontaktreihe 310, 3II, 312, 313, 314, 315, 316, 317, 318 und 319 vorschieben.
Auf diese Weise wird der Kompaßimpuls des Kompasses 22 der Umwandlungsvorrichtung 59 durch die mit den Klemmen 320, 32I in der Fig. 8 verbundenen Leiter 63 (Fig. I) zugeführt. Diese Klemmen sind mit den Klemmen 202 der Fig. 6 durch die Leiter 322 über die Leiter 323 und 324, die Relais 297, 299 und die Kontakte 3I7, 3Ig verl)unden.
Durch diese Anordnung wird der Kompaßimpuls nicht unmittelbar durch die Leiter'32 dem Verstärkungsweg 33 für die Steuerung des Seitenruders, sondern der Umwandlungsvorrichtung zugeführt, wenn diese durch die Leiter 63 mit der selbsttiitigen Steuervorrichtung verbunden ist, um mit den Impulsen den Integrationsgliedern für die Steuerung des Seitenruders und der Querruder vermischt zu werden.
Unter den vorhergehenden Bedingungen wird der von der Umwandlungsvorrichtung 59 für die Steuerung des Seitenruders kommende Impuls den durch die Leiter 64 mit dem Verstärkungskanal für die Steuerung des Seitenruders verbundenen Klemmen 325 und 326 durch die Leiter 327, durch einen mit einem Anker 329 im Eingriff stehenden Kontakt 328 sowie durch Leiter 330 und durch feste Kontakte 311, 312, Anker 291, 292 und Leiter 331 und 332 zugeführt, während der von der gleichen Umwandlungsvorrichtung für die Steuerung der Querruder kommende Impuls den durch die Leiter 65 mit dem den Querrudern entsprechenden Verstärkungskanal verbundenen Klemmen 333 und 334 durch die Leiter 335, einen mit einem Anker 337 im Eingriff stehenden festen Kontakt 336, einen Leiter 338, feste Kontakte 313, 314, Anker 293, 294 und Leiter 339 und 340 zugeführt wird.
Der den Steuerspulen Io7, Io8 des Gerätes 87 der Umwandlungsvorrichtung zugeführte und von der Spule I3 des Anzeigers mit gekreuzten Zeigern kommende Gleichstromimpuls wird durch die Leiter 62 den Klemmen 341 und 342 zugeführt, die mit den Leitern 6I (Fig. 6) mittels eines Leiters 343, des Relaisankers 298, des festen Kontaktes 3I8 und des Leiters 344, des Relaisankers 290 und des festen Kontaktes 310 verbunden sind.
Falls der Stromkreis der Umwandlungsvorrichtung versagen sollte, so würde die Spannung am Gitter 269 der Röhre 265 (Fig. 6) in der Weise zunehmen, daß im Stromkreis der Anode 270 im wesentlichen kein Strom erscheint, wodurch die Magnetspule 272 aberregt und der Anker 273 vom Kontakt 274 getrennt wird. Gleichzeitig wird die Magnetspule 276 aberregt, so daß ihre Anker 277, 278 und 279 auf die Kontakte280, 28I und 282 gesenkt werden. Auf diese Weise erzeugt das Schließen des Ankers 278 mit dem Kontakt 281 einen Kurzschluß zwischen den Leitern 327 und 330, wodurch der Impuls für die Steuerung des Höhenruders von der Umsqvandlungsvorrichtung durch die Leiter 345 derart übertragen wird, daß der Impuls der Umwandlungsvorrichtung dem Verstärkungskanal für die Steuerung des Höhenruders nicht zugeführt werden kann, während das Schließen des Ankers 277 mit dem Kontakt 280 einen Kurzschluß zwischen den Leitern 335 und 338 erzeugt, wodurch der Impuls für die Steuerung der Querruder von der Umwandlungsvorrichtung durch die Leiter 346 so übertragen wird, daß der Impuls der Umwandlungsvorrichtung dem Verstärkungsweg für die Steuerung der Querruder nicht zugeführt werden kann.
Gleichzeitig wird durch das Schließen des Relais 279 auf den Kontakt 282 ein Stromkreis geschlossen, der zu einer Signallampe 347 führt, die durch einen Leiter 349 mit der geerdeten Klemme 348 und durch einen Leiter 350 mit dem Anker 279 verbunden ist. Andererseits ist der Kontakt 282 durch einen Leiter 35I und eine Klemme 352 mit einer Akkumulatorenbatterie 353 verbunden. Auf diese Weise leuchtet die Signallampe 347 im Falle eines Versagens des Stromkreises der Umwandlungsvorrichtung auf, um dieses Versagen sichtbar anzuzeigen, während verhindert wird, daß der Ausgangsstromkreis der Umwandlungsvorrichtung während dieser Zeit mit den Steuerwegen für die Steuerung des Seitenruders und der Querruder in Verbindung kommt.
Um den Flug längs eines Landebahnbündels ebenso wie längs eines Richtungsbündels zu erhalten, wird der Umschalter 283 in die Stellung gebracht, in der er mit der Landebahnklemme 354 (Fig. g) verbunden ist, welche die Magnetspulen 355, 356 und 357 durch den Leiter 358 mit den Speiseleitungen im Nebenschluß verbindet, wodurch diese Spulen derart erregt werden, daß erstens die Anker 359, 360 und 36I mit den festen Kontakten 362, 363 und 364 in Berührung kommen, wobei diese Anker für gewöhnlich mit den Kontakten 365, 366 und 367 in Berührung stehen, und zweitens die Anker 368, 369 und 370 mit den festen Kontakten 37I, 372 und 373 in Berührung kommen, wobei diese Anker für gewöhnlich mit den Kontakten 374, 375 und 376 in Berührung stehen, und schließlich daß die Anker 377, 378 und 379 und 380 mit den festen Kontakten 38I, 382, 383 und 384 in Berührung gebracht werden, wobei diese letztgenannten Anker für gewöhnlich mit den Kontakten 385, 386, 387 und 388 in Berührung stehen.
In ähnlicher Weise wie die Vorrichtung 59 ist auch die Vorrichtung 60 mit einer Sicherheitsvorrichtung versehen. Diese ist als Röhre 389 (Fig. 7) ausgebildet, deren Gitter 390 durch einen Leiter 391 mit den Gittern 246 und 247 der Röhre 248 verbunden sind. Wenn der Umschalter 283 zur Klemme 285 des Speisestromes geschlossen wird, so ist der normale Anodenstrom im Anodenstromkreis 392 vorhanden, wobei diese Anode durch die Leiter 393 mit einer Magnetspule 394 verbunden ist, um letztere zu erregen, wodurch ein Relaisanker 395 mit einem festen Kontakt 396 in Berührung gebracht wird, wobei dieser Anker und dieser Kontakt durch die Leiter 397 so verbunden sind, daß eine andere Magnetspule 398 erregt wird, die ihrerseits die Relaisanker 399, 400 und 40I von den zugehörigen festen Kontakten 402, 403 und 404 trennt.
Unter den normalen Arbeitsbedingungen wird also der Ausgangsimpuls der Landebahnumwandlungsvorrichtung über den Transformator 249 der Fig. 7 den Klemmen 405 und 406 der Fig. g zugeführt, die durch die Leiter 68 (Fig. 1) mit dem Verstärkungskanal für die Steuerung der Hohen ruderhilfsmotoren über die Leiter 407, die Kontakte 37I, 372, die Anker 368, 369 und die Leiter 408 und 409 verbunden sind, während der Impuls der Umwandlungsvorrichtung für die Steuerung der Drosselklappen über den Transformator 250 der Fig. 7 den Klemmen 410 und 411 der Fig. g zugeführt wird, die durch Leiter 73, 74 (Fig. 1) mit den Verstärkern zur Steuerung der Drosselklappen über die Leiter 412, die Kontakte 363, 364, die Anker 360, 36I und die Leiter 4I3 und 4I4 verbunden sind.
Der Erregungsimpuls der Spule I7 des Anzeigers mit gekreuzten Zeigern wird durch die Leiter 67 (Fig. 1) den Klemmen 415 und 416 (Fig. 9) zugeführt, die mit den ihrerseits mit den Steuerspulen 232 und 233 (Fig. 7) verbundenen Leitern 66 über die Leiter 417, 4I8, die Anker 379, 359 und die zu den Leitern 66 führenden Kontakte 383, 362 verhunden sind.
Im Falle eines Versagens im Stromkreis der Vorrichtung 60 werden die Gitter der Röhre 389 so positiv, daß die Anode keine Elektronen mehr erhält, so daß im wesentlichen kein Strom durch die Anode 392 der Röhre fließt und die Magnetspule 394 aberregt und der Anker 395 vom Kontakt 396 getrennt wird. Hieraus wird auch die Magnetspule 398 aberregt, so daß die Anker 399, 400 auf die Kontakte 402, 403 geschlossen werden und somit die Leiter 407 durch die Leiter 419, 420 kurzschließen, um zu verhindern, daß der Impuls der Umwandlungsvorrichtung den Klemmen o5 und 406 zugeführt wird, die zum Verstärkungskanal für die Steuerung des Höhenruders fü'hren.
Ein zweiter Kurzschluß wird gleichzeitig durch die Leiter 421, 422 zwischen den Leitern 4I2 hergestellt, um zu verhindern, daß der Impuls der Umwandlungsvorrichtung den Klemmen 410, 411 zugeführt wird, die zu den Verstärkern für die Steuerung der Drosselklappen führen. Gleichzeitig bewirkt das Schließen des Ankers 401 auf den Kontakt 404 das Aufleuchten einer Signallampe 423, durch die das Versagen der Stromkreise sichtbar angezeigt wird, wobei eine Klemme dieser Lampe durch einen Leiter 425 mit einer geerdeten Klemme 424. die andere Klemme der Lampe über eine Klemme 427, einen Leiter 428, einen Kontakt 404, einen Relaisanker 40I und einen Leiter 429 mit einer Batterie 426 verbunden ist.
Die oben heschriel>ene Flughahnschätzungsvorrichtung ist geeignet, den Flug längs einer Bahn zu gewährleisten, die durch die Richtungsbaken bestimmt wird, und auch den Flug in einer durch eine Landungsbake bestimmten Richtung zu ermöglichen. Da das Flugzeug längs einer durch Funkbaken bestimmten Bahn schneller fliegt, ist es zweckmäßig, nur einen Teil der Umwandlungsvorrichtung zu benutzen, um in diesem Fall das Seitenruder und die ( Querruder zu steuern. Zu diesem Zweck ist ein Wählschalter (Fig. 8) vorgesehen, der für den Flug nach einer durch eine Kichtungsbake bestimmten Flugbahn auf die Klemme 431 gebracht wird, die durch einen. Leiter 432 mit einer Magnetspule 433 verbunden ist; das freie Ende dieser Magnetspule ist durch einen Leiter 434 mit einer Magnetspule 435 verbunden, die ihrerseits durch einen Leiter 436 mit einer geeigneten Stromquelle verbunden ist. Wenn die Magnetspulen 433 und 435 erregt sind, so verschieben sie die Anker 329 und 327 nach einer Stellung, in welcher sie mit den festen Kontakten 437 und 438 in Berührung stehen, die mit den Leitern 439 und 440 (Fig. 6) verbunden sind, um nur einen Teil der Impulse der Umwandlungsvorrichtung den Klemmen 325, 326 und 333, 334 für die Steuerung des Seitenruders und der Querruder zuzuführen.
Da der Impuls, der durch die Integrationsvorrichtungen der beiden Umwandler erzeugt wird, so lange nicht abnimmt, bis die Bündel der Richtungsbake und der Landungsbake gekreuzt wurden, so kann sich die Ahnahmedauer auf eine gewisse Zeitperiode erstrecken, wodurch das Flugzeug in unerwünschter Weise über die beiden genannten Bündel oder über irgendeines dieser Bündel hinaus geführt wird.
Wie ersichtlich ist, beginnt die Abnahmezeitperiode nicht eher, als bis die Impulse in den Spulen 13 und I7 des Anzeigers mit gekreuzten Zeigern auf Null gefallen sind, wodurch angezeigt wird, daß das Flugzeug in diesem Augenblick die beiden Bündel kreuzt. Damit die At,Iiahme des Impulses der Integrationsvorrichtungen beschleun.igt werden kann, um zu verhindern, daß sich das Fahrzeug über die beiden Bündel oder über irgendeines dieser beiden Bündel nach der Kreuzung zu weit hinaus bewegt, ist erfindungsgemäß vorgesehen, die Einrichtung mit einer neuartigen Steuervorrichtung, der sog. Vorbeugungsvorrichtung, zu versehen, die als Doppelverstärker mit den Röhren 44I und 442 (Fig. 6) und den Röhren 443 und 444 (Fig. 7) ausgebildet ist. Diese Röhren werden so vorgespannt, daß die Impulse der Umwandler zum Teil durch die Leiter 267 und 39I den Gittern 445 und 446 dieser Röhren zugeführt werden, wobei die Anodenstromkreise der Röhren 441 und 443 den Sekundärwicklungen der Geräte 87 und 230 über die Transformatoren 447, 448 und die Leiter 449 und 450 Impulse zuführen, die gegenüber den in diesen Wicklungen durch den in den Spulen des Anzeigers mit gekreuzten Zeigern fließenden Gleichstrom erzeugten Impulsen um 1800 phasenverschohen sind. Durch diese Anordnung wird man einen Punkt erreichen, wo die funkelektrischen Impulse vor der ersten Kreuzung des Bündels in den Sekundärwicklungen der Geräte 87 und 230 noch vorhanden sind, wo aber die Impulse der Röhren 447 und 443 mit diesen erstgenannten Impulsen gleich werden, und da diese Rückführungsimpulse in der Phase entgegengesetzt sind, so wird der resultierende Impuls in den Sekundärwicklungen und in den Röhren IIO und 235 gleich Null sein, so daß der von den Integrationsvorrichtungen kommende Impuls schon abzunehmen beginnen wird, bevor die Bündel gekreuzt wurden. In diesem Fall werden daher unter der Wirkung der oben beschriebenen Rückführungen willkürliche Bündel erzeugt, um das Eintreffen des Flugzeuges auf die gewünschten Funkbündel zu beschleunigen.
Um ein mit dieser neuartigen Vorrichtung ausgerüstetes Flugzeug von einem Flugfeld zu einem anderen fliegen zu lassen, kann der Führer zunächst nach dem durch die sichtbaren Richtungsbaken zwischen den Stationen bestimmten Kurs fliegen, worauf der Annäherungsflug auf den Bündeln der Richtungs- und Landungsbaken erfolgt. Nach dem Starten wird der'Funkempfänger auf die Frequenz einer Richtungsbake abgestimmt, und das Flugzeug wird so gesteuert, daß es das Bündel dieser Funkbake kreuzt und dann wieder erreicht, wobei dieser Zustand dadurch erkennbar wird, daß sich der lotrechte Zeiger 15 des Anzeigers mit gekreuzten.Zeigern auf Null einstellt. Alsdann wird der Arbeitssteuerumschalter 283 für die Dauer der Heizperiode auf die Speiseklemme 285 (Fig. 8) und der Wählschalter 430 auf die der Richtungsbacke entsprechende Klemme 43I gestellt. Wenn sich das Flugzeug in der gewünschten Stellung gegenüber dem Bündel der Kursrichtungsbake befindet, so wird der Arbeitssteuerumschalter 283 auf die der Landungsbake entsprechende Klemme 286 gebracht, worauf das Flugzeug selbsttätig längs der durch die Richtungsbake bestimmten Bahn nach seinem Landungspunkt geleitet wird.
Wenn sich das Flugzeug seinem Bestimmungspunkt nähert und auf Wunsch durch die selbsttätige Annäherungsvorrichtung gesteuert werden soll, so wird der Steuerumschalter 283 rückwärts gedreht und auf die Speiseklemme 285 gebracht, um die der Richtungs- oder Landungsbake entsprechende Steuervorrichtung auszuschalten und das Flugzeug nur durch die selbsttätige Steuervorrichtung steuern zu lassen. Der Wählschalter 430 wird dann so betätigt, daß die der Richtungsbake entsprechende Klemme 431 freigegeben wird, und die Funkempfänger werden auf die Frequenzen der Annäherungsvorrichtung abgestimmt. Die Geschwindigkeit des Flugzeuges wird auf die Annäherungsgeschwindigkeit verringert, und das Fahrzeug wird in die Richtung des Bündels der Landehake gebracht. Darauf wird der Steuerschalter auf die der Richtungsbake entsprechende Klemme gebracht. Das Flugzeug wird dann so gesteuert, daß es das Landebündel kreuzt, und nach der Kreuzung dieses Bündels wird der Umschalter 283 auf die Landebahnklemme gebracht. Die Landung des Flugzeugs erfolgt dann selbsttätig.
Durch die Erfindung wurde also eine zweckmäßige Vorrichtung für die selbsttätige Steuerung eines Luftfahrzeuges in zwei Ebenen und für dessen Landung an seinem Bestimmungsort geschaffen, bei der die Größe der Abweichung des Fahrzeuges gegenüber dem einen oder dem anderen Bündel oder den beiden Bündeln sowie die Zeitdauer dieser Abweichung von den genannten Bündeln henutzt werden, nicht aber der Abweichungswinkel.

Claims

PATENTANsPRÜcHE: I. Verfahren zum Einsteuern eines Fahrzeuges zu einem Punkt mittels von dem Punkt gebündelt ausgestrahlter Energie, die auf dem Fahrzeug empfangen und in einen Steuerimpuls übergeführt wird, der den Antrieb einer Lenkung bzw. eines Ruders derart steuert, daß das Fahrzeug dem Strahlenbündel folgt, dadurch gekennzeichnet, daß der aus der empfangenen Energie abgeleitete Steuerimpuls eine Funktion der Empfangsdauer ist.
2. Verfahren nach Anspruch I, dadurch gekennzeichnet, daß aus der empfangenen Energie eine elektrische Größe abgeleitet wird, die nur von. der durch den Richtungssinn der Abweichung des Fahrzeuges vom Strahlenbündel bestimmten Polarität der Energie abhängt und praktisch von ihrer Stärke unabhängig ist, und daß diese elektrische Größe nach der Zeit integriert wird.
3. Verfahren nach Anspruch I oder 2 für die selbsttätige Landung eines Luftfahrzeuges mittels zweier von einem bestimmten Bodenpunkt in zwei zueinander senkrechten Ebenen, von denen die eine lotrecht ist, ausgesandter Strahlenbündel, dadurch gekennzeichnet, daß die Energie jedes Bündels getrennt empfangen und in den Steuerimpuls übergeführt wird und die Steuerimpulse auf die Seiten- und Höhensteuerung wirken.
4. Verfahren nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß der aus der Empfangsenergie des Strahlenbündels in der senkrechten Ebene abgeleitete Steuerimpuls dem Seitenruder und dem Querruder und der andere Steuerimpuls dem Höhenruder sowie der Motorsteuerung, z. B. der Drosselklappensteuerung, zugeführt wird.
5. Einrichtung zur Ausführung des Verfahrens nach den Ansprüchen I bis 4, bei der ein Empfänger die Strahlungsenergie aufnimmt und an eine Selbststeuerung weitergibt, dadurch gekennzeichnet, daß eine Integrationsvorrichtung (I56 bis 159, 173, 174, 256, 260) zur Umwandlung der Empfangsenergie in den Steuerimpuls, der eine Funktion der Dauer der Empfangsenergie ist, vorgesehen ist.
6. Einrichtung nach Anspruch 5 zur Lenkung eines Flugzeuges gemäß dem Verfahren nach den Ansprüchen 3 und 4, dadurch gekennzeichnet, daß zwei Empfänger(II, Io) zum getrennten Empfang der Energien der beiden Strahlenbündel sowie denselben zugeordnete Vorrichtungen (59, 60) für die Umwandlung dieser Energien in den Steuerimpuls für die Seitensteuerung und den Steuerimpuls für die Höhensteuerung vorgesehen sind.
7. Einrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß der Impuls für die Seitensteuerung dem Seitensteuerkanal (33, 36, 38) und dem Quersteuerkanal (44, 45, 48) der Selbststeuerung zugeführt wird.
8. Vorrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß der Impuls für die Höhensteuerung dem Höhensteuerkanal (52, 53, 56) der Selbststeuerung und dem Steuerkanal für den Motor, z. B. die Drosselklappe (7I bis 72, 77 bis 78, 8I bis 84), zugeführt wird.
9. Einrichtung nach den Ansprüchen 5 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß aus jeder der Empfangsenergien in einer besonderen Vorrichtung(87, 112, II7, 230, 235, 239) die Steuerspannung von praktisch konstanter Größe abgeleitet wird, die der Integrationsvorrichtung (I56 bis 159, 173, 174, 2j6, 260) zugeführt wird.
IO. Einrichtung nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Integrationsvorrichtung aus einer oder mehreren Verzögerungsvorrichtungen (I56 bis I59, 173, I74, 256, 260) besteht.
II. Einrichtung nach Anspruch IO, dadurch gekennzeichnet, daß zum Integrieren jedes Impulses mehrere Verzögerungsvorrichtungeni (I56 bis 159, 173, 174, 256, 260) mit verschiedenen Zeitkonstanten vorgesehen sind.
12. Einrichtung nach den Ansprüchen 10 und 11, dadurch gekennzeichnet, daß wenigstens eine (173, I74, 256, 260) der Verzögerungsvorrichtungen thermisch betätigt wird.
13. Einrichtung nach den Ansprüchen 10 bis I2, dadurch gekennzeichnet, daß die Integrationsvorrichtung für jeden Impuls eine erste Verzögerungsvorrichtung, z. B. ein Widerstandskapazitätsglied (156, 159) zum Integrieren der kurzen Übergänge, und wenigstens eine weitere, vorzugsweise zwei weitere Verzögerungsvorrichtungen, z. B. der thermischen Art (173, 174, 256, 260), zum Integrieren der mittleren und langen Übergänge umfaßt.
14. Einrichtung nach den Ansprüchen g bis I3, dadurch gekennzeichnet, daß der Ableitung der .Steuerspannung von praktisch konstanter Größe aus jeder der Empfangsenergien eine Vorrichtung (87, 230) dient, durch die aus der empfangenden Gleichstromenergie ein Wechselstromimpuls abgeleitet wird, der nach Phase und Amplitude der Polarität und Größe der Gleichstromenergie entspricht und in den Wechselstromsteuerimpuls umgewandelt wird, dessen Phase von der Polarität der Gleichstromenergie abhängt, aber dessen Amplitude von der Größe dieser Energie unabhängig ist.
15. Einrichtung nach Anspruch I4, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorrichtung (87, 230) für die Uherführung der empfangenen Gleichstromenergie in den Wechselstromimpuls, der nach Phase und Amplitude der Polarität und Größe der Gleichstromenergie entspricht, einen magnetischen Umformer mit zwei Sättigungstransformatoren (92, 94) umfaßt.
I6. Einrichtung nach Anspruch 14 oder I5, dadurch gekennzeichnet, daß der Umwandlung des Wechselstromimpulses in den Wechselstromsteiierimpuls ein EleI:tronenröbrenverstärker-und Phasendiskriminator (110, 117, 236, 239) dient.
17. Einrichtung nach den Ansprüchen 8 bis I6, dadurch gekennzeichnet, daß Mittel (447, 44 9, 448, 450) für die Rückführung eines Teiles des integrierten Steuerimpulses in die Vorrichtung (87, 112, 117, 230, 235, 239) für die Ableitung des Steuerimpulses, beispielsweise in die Vorrichtung (87, 230) für die Ableitung des Wechselstromimpulses, vorgesehen sind.
I8. Einrichtung nach Anspruch I7, dadurch gekennzeichnet, daß die Rückführungsvorrichtung (447, 449, 448, 450) so ausgebildet ist, daß der rückgeführte Teil des Steuerimpulses phasenverschoben gegenüber dem ursprünglich abgeleiteten Wechselstromimpuls ist.
19. Einrichtung nach den Ansprüchen 5 bis I8, dadurch gekennzeichnet, daß eine Mischvorrichtung (I6I bis 163, 167, 244 bis 248) vorgesehen ist, um den integrierten Steuerimpuls mit dem Steuerimpuls zu kombinieren, der in einem Bezugsgerät (22, 40) der Selbststeuerung in Abhängigkeit von einem Wechsel der Richtung oder Fluglage des Flugzeuges erzeugt wird, und daß der kombinierte Impuls den Steuervorrichtungen für die Ruder (19, 20, 2I) und gegebenenfalls für den Motor (69 bis 70) zugeführt wird.
20. Einrichtung nach den Ansprüchen 7 und I9, dadurch gekennzeichnet, daß der der Seitensteuerung dienende integrierte Impuls mit einem Steuerimpuls kombiniert wird, der von einem richtungsempfindlichen Bezugsgerät (22) und gegebenenfalls von einem auf die Schwenkgeschwindigkeit ansprechenden Gerät (23) geliefert wird.
21. Einrichtung nach den Ansprüchen 8 und I9, dadurch gekennzeichnet, daß der der Höhensteuerung dienende Impuls mit einem Steuerimpuls kombiniert wird, der von einem für die Fluglage empfindlichen Bezugsgerät (40) geliefert wird.
22. Einrichtung nach Anspruch 2I, dadurch gekennzeichnet, daß das für die Fluglage empfindliche Bezugsgerät (40) außerdem einen Steuerimpuls für die Betätigung des Querruders (20) liefert.
23. Einrichtung nach den Ansprüchen 5 bis 22, dadurch gekennzeichnet, daß die Ruder (19, 20, 21) und gegebenenfalls die Motorsteuerung, z. B. die Drosselklappe (69 bis 70), je durch einen mit Wechselstrom gespeisten Servomotor (36, 45, 53, 77, 78) betätigt werden, dem der kombinierte Steuerimpuls zugeführt wird.