DE975454C - Verfahren und Vorrichtung zum Steuern eines Fahrzeuges, insbesondere eines Flugzeuges bei der Landung - Google Patents

Description

Die Erfindung, die allgemein die selbsttätige Steuerung von Fahrzeugen betrifft, bezieht sich insbesondere auf die Verfahren und Vorrichtungen selbsttätiger Einsteuerung durch Funkimpulse, wie sie für die selbsttätige Landung eines Luftfahrzeuges an einem bestimmten Punkt in Anwendung gebracht werden.

Bekanntlich werden diesbezüglich zwei sich schneidende Funkbündel benutzt, die von einer am Ende der Landebahn angeordneten Funkbake erzeugt werden. Das eine dieser Bündel, das lotrecht ist, wird Richtungsbündel genannt und bestimmt die Landungsbahn bezüglich ihres Azimutwerts; das andere, das gegenüber dem Horizont schwach geneigt ist, bestimmt die Flugbahn bezüglich ihrer Lage bzw. Neigung; dieses zweite Bündel wird Landebahnbündel genannt, und seine Schnittachse mit dem Richtungsbündel definiert die Flugbahn, der das Luftfahrzeug bis zu seinem Landepunkt tatsächlich folgen soll.

Das mit einer selbsttätigen Führungsvorrichtung und mit geeigneten Funkempfängern versehene Flugoder andere Luftfahrzeug wird durch die Funkenergie der Bündel sowohl in bezug auf Kurs als auf Höhe gesteuert. Jede Abweichung des Apparates in bezug auf das Richtungsbündel drückt sich in einem entsprechenden Impuls aus, der sowohl seinen Seiten- als auch seinen Querrudern zugeführt wird, um eine entsprechende Schwenkung des Flugzeuges zu bewirken, d. h. um es in eine solche Schräglage zu bringen, daß sein Querneigungswinkel in bezug auf

109 735/15

die relative Fluggeschwindigkeit und in bezug auf die Schwenkungsgeschwindigkeit den richtigen Wert einnimmt, so daß jedes seitliche Gleiten oder Schleudern verhindert wird. Ebenso drückt sich jede Abweichung des Flugzeuges in bezug auf das Landungsbündel durch einen Impuls aus, der dem Höhenruder und eventuell auch den Gasdrosselklappen der Motoren zugeführt wird, um das Flugzeug bei stufenweiser Geschwindigkeitsverminderung zum Landebahnbündel zurückzubringen.

Dieses übliche Verfahren zur selbsttätigen Lan dung weist gewisse Nachteile auf, die sich prinzipiell alle auf die wesentliche Tatsache zurückführen lassen, daß die Erzeugungsweise der verschiedenen Impulse für die selbsttätige Steuerung der Ruder unveränderlich bleibt, wohingegen sich die Bedingungen, unter denen das Fahrzeug sich fortbewegt, bei Annäherung an den Landungszeitpunkt verändern.

In erster Linie muß erwähnt werden, daß die Amplitude der empfangenen Impulse wächst, da das Flugzeug sich der Sendebake nähert, und daß dies eine schädliche Erhöhung der Empfindlichkeit nach sich zieht, die am besten konstant bleiben sollte.

Andererseits ist die Schräglage der durch die Einwirkung der Steuervorrichtung selbsttätig ausgeführten entsprechenden Schwenkungen bei unmittelbarer Nähe des Bodens nicht ohne Gefahr, weil der tiefliegende Flügel dabei am Boden aufstoßen kann, besonders bei der langen Zeitdauer, die zum Senken oder Heben des Flügels eines Flugzeuges großer Spannweite benötigt wird. Mindestens können die Insassen des Flugzeuges erschreckt werden, wenn sie bei geringer Höhe den Flügel zur Bodenfläche gerichtet sehen. Es wäre daher wünschenswert, daß bei unmittelbarer Nähe des Bodens die vom Flugzeug durch Einwirkung der Steuerimpulse ausgeführten Schwenkungen nicht mehr in Schräglage, sondern vielmehr in Flachlage stattfänden, d. h. daß die Flugebene wesentlich waagerecht bliebe.

Nun hängt die Amplitude des insbesondere den Seiten- und Querrudern zugeführten Steuerimpulses von der Größe des Winkels zwischen dem Richtungsbündel und der Geraden ab, die das Flugzeug mit der Funkbake verbindet, und nicht etwa vom Abstand bzw. der geradlinigen Abweichung, die zwischen Flugzeug und Bündel besteht. Je mehr das Flugzeug sich der Funkbake nähert, um so mehr nimmt der einem bestimmten Wert des obengenannten Winkelabstands entsprechende Wert der geradlinigen Abweichung ab, so daß die vom Flugzeug benötigte Dauer, um durch die Einwirkung eines Impulses von gegebener Amplitude zum Bündel, von dem es abgewichen war, zurückzukehren, immer kleiner wird. Anders ausgedrückt: Die Empfindlichkeit des Flugzeuges gegenüber dem Steuerimpuls wird um so größer, je mehr es sich dem Landepunkt nähert.

Es ist bekannt, in die Selbststeuervorrichtung eine Dämpfungseinrichtung einzubauen, deren Aufgabe darin besteht, in den bzw. die Steuerimpulse eine Komponente einzuführen, die z. B. der Veränderungsgeschwindigkeit (d. h. der ersten Ableitung) dieses Impulses proportional ist. Durch diese Komponente werden die Schwingungen des Flugzeuges abgeschwächt, wenn dieses sich auf die vorgeschriebene Flugbahn zubewegt. Es ist wünschenswert, daß diese Dämpfungswirkung um so stärker wird, je näher der Augenblick des Landens rückt.

Die Erfindung ermöglicht dank der durch sie bewirkten Verbesserungen der selbsttätigen Steuerung von Fahrzeugen, die obenerwähnten Nachteile völlig zu überwinden und die als wünschenswert angeführten Bedingungen zu erfüllen.

Es soll jedoch hierbei hervorgehoben werden, daß die besagten Verbesserungen sich nicht notwendigerweise auf eine solche Verwendung beschränken, sondern daß sowohl das Verfahren als auch die Vorrichtung, die den Erfindungsgegenstand darstellen, in der Technik der ferngesteuerten Fahrzeuge noch andere Anwendungsmöglichkeiten bieten als die obenerwähnten, die in der Beschreibung an Hand der Zeichnungen im einzelnen erläutert sind.

Der Erfindungsgegenstand besteht im wesentlichen aus einem selbsttätigen Steuerungsverfahren für Flugzeuge, das mittels Steuerimpulse durchgeführt wird, die eine Funktion des in jedem Augenblick bestehenden Unterschieds zwischen der Stellung bzw. der Lage des Flugzeuges und einer Bezugsstellung bzw. -lage sind, wobei das Verfahren dadurch gekennzeichnet ist, daß es die Möglichkeit bietet, abgesehen von den normalen als Funktion besagten Unterschieds erzeugten Veränderungen der besagten Impulse, in bezug auf wenigstens einen dieser Steuerimpulse und/oder eine Komponente wenigstens eines dieser Impulse eine zusätzliche, selbsttätige Veränderung zu bewirken, die eine Funktion eines gewählten Parameters ist, wie z. B. die Höhenlage des Flugzeuges bzw. dessen Abstand von einem bestimmten Punkt usw.

Der Erfindungsgegenstand besteht andererseits aus einer selbsttätigen Steuerungsvorrichtung für Fahrzeuge, insbesondere Luftfahrzeuge, die im Hinblick auf die Durchführung des oben definierten Verfahrens ausgebildet sind, wobei diese Vorrichtung hauptsächlich dadurch gekennzeichnet ist, daß sie ein bezüglich des vorgenannten Parameters (insbesondere die Höhe) empfindliches Organ besitzt, das durch alle geeigneten Mittel auf die Erzeugungs- bzw. Leitungseinrichtungen der Steuerimpulse wirkt, um bei einem oder mehreren dieser Impulse und/oder einer Komponente eines bzw. mehrerer genannter no Impulse eine in Funktion des Parameters bestimmte Veränderung zu bewirken, und zwar unabhängig von den normalen Veränderungen, die diese Impulse in Funktion des jeweils bestehenden Unterschieds zwischen der Stellung bzw. Lage des Fahrzeuges und U5 der Bezugsstellung bzw. -lage aufweisen.

Nachfolgend wird ein Ausführungsbeispiel der Erfindung sowie eine Einzelabänderung beschrieben. Es zeigt

Fig. ι eine schematische Gesamtdarstellung der iao auf die selbsttätige Landung eines Flugzeuges angewandten erfindungsgemäßen Vorrichtung, Fig. 2 eine Abänderung.

Die erfindungsgemäße Vorrichtung wird hier in Anwendung auf ein selbsttätiges Landungssystem dargestellt, das aus einem Richtungs- und einem

Landebahnsender üblicher Art besteht. Die beiden Funkbaken sind gewöhnlich am äußersten Ende der Landebahn, auf die das Flugzeug sich zubewegt, angeordnet. Das von der einen Funkbake ausgesandte sogenannte Richtungsbündel steuert die Azimutbewegungen des Flugzeuges, während das von der anderen Bake ausgesandte sogenannte Landebündel die Höhenveränderungen des Flugzeuges bestimmt.

Die für das selbsttätige Landen gewöhnlich benutzte Ausrüstung besteht aus einem Empfänger io, der zum Empfang der von der Landebahnbake ausgesandten Höhensteuerimpulse bestimmt ist, sowie aus einem Empfänger ii, der die von der Richtungsbake ausgesandten Azimutsteuerimpulse abfängt. is In bekannter Weise erzeugt der Empfänger ii bei seinem Ausgang einen Gleichstrom, dessen Polarität von der Seite (links oder rechts) abhängt, auf der sich das Flugzeug in bezug auf das Richtungsbündel befindet. Der von den Leitern 12 übertragene Gleichstrom erregt die Wicklung 13 eines Anzeigegerätes 14 üblicher Art mit gekreuzten Zeigern, dessen lotrechter Zeiger 15 durch Induktionskupplung mit der Wicklung 13 verbunden ist derart, daß er im Uhrzeigersinn abgelenkt wird, wenn das Flugzeug sich links des Richtungsbündels befindet, und entgegen dem Uhrzeigersinn, wenn das Flugzeug nach rechts vom Bündel abweicht. Der Zeiger 15 verbleibt in seiner lotrechten Mittelstellung, solange das Flugzeug sich längs der Achse des Richtungsbündels bewegt, so daß kein Strom durch die Spule 13 fließt.

In gleicher Weise wird durch den vom Empfänger 10 kommenden Gleichstrom, dessen Polarität von der Lage des Flugzeuges ober- bzw. unterhalb des die Landungsbahn bestimmenden Bündels abhängt, der waagerechte Zeiger 18 des Anzeigers 14 über die Spule 17 abgelenkt, wobei die Mittelstellung dieses Zeigers angibt, daß das Flugzeug sich in der Richtung des Landebahnbündels bewegt.

Übrigens dienen die einerseits vom Richtungsempfänger 11 und andererseits vom Landeempfänger 10 ausgegebenen Gleichspannungsimpulse zum Steuern der Ruder des Flugzeuges, und zwar mittels zweier Umwandlungsvorrichtungen, deren eine als »Richtungsschätzungsvorrichtung« und deren andere als »Landebahnschätzungsvorrichtung« bezeichnet wird. Die Wirkungsweise dieser beiden bzw. ähnlicher Einrichtungen ist bekannt. Hier soll nur die Richtungsschätzungsvorrichtung 59, die zur Selbststeuerung der Seiten- und Querruder des Fahrzeuges dient, im einzelnen dargestellt und beschrieben werden. Was die Landebahnschätzungsvorrichtung betrifft, die zum Steuern der Höhenruder sowie der Gasdrosselklappen dient, so ist sie hier nur schematisch durch das Rechteck 150 dargestellt. Der Richtungsempfänger 11 speist außer der Wicklung 13 des Anzeigers mit gekreuzten Zeigern über die Leiter 19 einen Modulator 20 irgendeiner geeigneten Art, der mittels des ihm zugeführten Gleichspannungsimpulses eine Wechselstromträgerwelle so moduliert, daß sie einen Wechselstromimpuls erzeugt, dessen Phase und Amplitude der Polarität bzw. der besagten Gleichspannung entsprechen. Dieser Modulator kann z. B. ein aus zwei Transformatoren mit den Sättigungspunkt erreichbaren Kernen bestehendes Gleichgewichtssystem bekannter Art darstellen.

Eine von den Ausgangsklemmen des Modulators 20 ist bei g geerdet, während die andere durch den Leiter 21 mit dem Gitter 22 einer Verstärkerröhre 23 verbunden ist, deren Anode 24 durch den Leiter 25 mit der Primärwicklung 26 eines Eingangstransformators 27 in Verbindung steht, dessen Doppelsekundärwicklung 28, 29 in der Mitte bei g' geerdet ist. Die halbe Sekundärwicklung 28 ist durch einen Leiter 9 mit dem Gitter 30 einer Röhre 31 verbunden, deren Anode 32 über einen Leiter 33 mit der Primärwicklung 34 eines Mischtransformators 35 verbunden ist. Die Sekundärwicklung 36 dieses Transformators wird durch den Leiter 42 mit dem einen Ende eines Potentiometers 41 verbunden, dessen anderes Ende über den Leiter 40 mit der halben Sekundärwicklung 29 des Eingangstransformators 27 in Verbindung steht.

An den Klemmen des potentiometrischen Widerstands 41 ist die Sekundärwicklung 73 eines Rückkopplungstransformators 72 angeschlossen, dessen Primärwicklung 71 einerseits an den positiven Pol JS + einer Gleichstromquelle und andererseits an die Anode 69 einer Vakuumröhre 68 angeschlossen ist, deren Gitter 67 mit einem Schieber 66 verbunden ist, der an einem Widerstand 64 verschoben werden kann; dieser letztere bildet zwei nebeneinanderliegende Zweige einer Wheatstoneschen Brücke, deren beide andere Zweige von den veränderlichen Widerständen 62 und 63 gebildet werden, deren Verbindung 65 geerdet ist. Die Punkte 66 und 65 bilden die Enden der Ausgangsdiagonale der Brücke, deren andere Diagonale an die Speisequelle P angeschlossen ist, derart, daß bei jeder Unausgeglichenheit der Brücke die Spannung an den Klemmen 65 und 66 in Phasengegensatz zum Wechselstromimpuls steht — wodurch eine Abweichung des Flugzeuges nach der einen oder anderen Seite in bezug auf das Richtungssteuerbündel zum Ausdruck gebracht wird—, der auf die Sekundärwicklung 73 des Transformators 72 durch die Sekundärwicklung 29 des Eingangstransformators 27 übertragen wird.

Die veränderlichen Widerstände 62 und 63 gehören zu einer Verzögerungsvorrichtung, insbesondere der im Handel bekannten Art unter der Bezeichnung »Chronotron«. Diese Vorrichtung stellt eine Röhre dar, die außer den beiden veränderlichen Widerständen 62, 63 zwei diesen beiden veränderlichen Widerständen entsprechend zugeordnete Heizwiderstände 55, 56 enthält. Die Heizwiderstände 55, 56 sind einerseits an die Klemmen der Wechselstromquelle und andererseits durch die Leiter 60, 61 an die Anoden 58, 59 zweier Phasendiskriminatorröhren 50, angeschlossen, deren Gitter 48, 49 untereinander verbunden und zusammen über einen Verlustwiderstand 54 an den Pol C einer Gleichstromquelle angeschlossen sind. Diese beiden Gitter sind andererseits mittels einer Kapazität 47 an die Anode 46 einer Verstärkerröhre 45 hoher Verstärkung angeschlossen, deren Gitter 44 mit dem beweglichen Schieber des Potentiometers 41 verbunden ist, das,

wie schon erwähnt, an die Klemmen der Sekundärwicklung des Transformators 72 angeschlossen ist Die Sekundärwicklung 36 des Mischtransformators 35 ist durch den Leiter 37 mit dem Gitter 38 eines Verstärkers 39 verbunden, dessen Anode 7. vorzugsweise an einen Spannungsbegrenzungsstromkreis 80 angeschlossen ist. Dieser Stromkreis ist zwar nicht unentbehrlich, wird aber vorzugsweise in das Gesamtsystem eingeführt, und zwar als Sicherung gegen die Gefahr heftiger Einwirkungen auf die Ruder sowie der sich daraus ergebenden ungeordneten Bewegungen, die das Flugzeug im Falle einer etwaigen zufälligen Erregung ausführen würde, die auf den Stromkreis in einem Augenblick ausgeübt würde, wo das Flugzeug vom vorgeschriebenen Kurs stark abgewichen wäre. Zu diesem Zweck läßt der Begrenzungsstromkreis 80 die ihm zugeführten Impulse über einen bestimmten oberen Amplitudengrenzwert nicht hinausgehen. Dieser Begrenzungsstromkreis kann jeder geeigneten Art sein.

Die Verstärkerröhre 39 speist über den Spannungsbegrenzungsstromkreis 80 und über die Leiter 81, 82 die Steuergitter 75, 76 zweier Röhren 77 und 78.

Die Anode 85 der Röhre 77 ist mit dem Verstärker 87 des Querrudersteuerkanals verbunden, während die Anode 90 der Röhre 78 an den Verstärker 92 des Seitenruderkanals angeschlossen ist. Jeder dieser Steuerkanäle kann aus einem Verstärker, einem Servomotor und einem üblichen mechanischen Über-Setzungsgetriebe bestehen. Die Querruder — bzw. ähnliche Querlenker — steuern die Bewegungen des Fahrzeugs um seine Längsachse, d. h. also seine Querneigung bzw. sein Rollen, während die Seitenruder die Bewegungen des Fahrzeuges um seine lotrechte Achse, d. h. die Gierungsbewegungen, lenken.

Die Ausbildung der Röhren ¹Jy, 78 ist üblicher Art,

da ihre Kathoden durch Widerstände geerdet sind, während ihre Anoden und Schirmgitter durch den Pol B + einer passenden Gleichstromquelle unter eine positive Vorspannung gesetzt sind.

Das bis jetzt beschriebene System kann wohl das selbsttätige Landen des Flugzeuges gewährleisten, es weist jedoch die oben angegebenen Nachteile auf, die unter anderem darauf zurückzuführen sind, daß die dabei vom Flugzeug ausgeführten Schwenkungen stets Schräglageschwenkungen darstellen und daß die Amplitude der Empfangsenergie um so mehr wächst, je mehr sich das Flugzeug der Funkbake nähert.

Erfindungsgemäß werden diese beiden Nachteile dadurch überwunden, daß einerseits der Querrudersteuerimpuls stufenweise abgeschwächt wird, um die dem Flugzeug bei seinem Annäherungsflug mitgeteilten Schwenkungsbewegungen immer »flacher« (d. h. mit konstant abnehmender Querneigung) zu gestalten, und daß andererseits gleichzeitig die Empfindlichkeit der Selbststeuervorrichtung stufenweise herabgesetzt wird.

Die Durchführung dieser beiden Wirkungen obliegt im hier gewählten Ausführungsbeispiel einem gegenüber der Flughöhe empfindlichen Barometerorgan. Ein Schalter S', der vorzugsweise (aber nicht notwendigerweise) mit dem zwischen dem Landebahnempfänger 10 und der Schätzungsvorrichtung 150 angeordneten Schalter S verbunden ist, unterbricht bzw. schließt den Erregungsstromkreis 100 eines Solenoids 101, das einen Hahn V steuert, durch dessen Betätigung der Innenraum einer Barometerkapsel 105 über die Leitungen 140, 102 und 104 mit der Außenatmosphäre verbunden werden kann, wobei diese Kapsel in einem Gehäuse 141 angeordnet ist, das mittels der Leitung 104 ständig mit dem Außendruck in Verbindung steht. Das bewegliche Ende des Barometerorgans 105 betätigt mittels eines Gestänges bzw. eines anderen passenden Getriebes, das durch die Linie 106 schematisch dargestellt ist, die Schieber 107, 108, die auf den Widerständen 109, 110 zweier mit Gleichstrom gespeister potentiometrischer Vorrichtungen in und 112 beweglich angeordnet sind. Der Schieber 108 ist durch einen Leiter 114 einerseits mit dem zum Gitter 113 der Röhre 31 führenden Leiter 115 und andererseits mit dem zum Gitter 121 der Röhre 77 führenden Leiter 118 verbunden. Der Schieber 107 ist durch den Leiter 123 einerseits mit dem zum Gitter 128 der Röhre 68 führenden Leiter 124 und andererseits mit dem zum Gitter 132 der Röhre 78 führenden Leiter 129 verbunden. Die Leiter 114 und 123 sind mit den Gittern ihrer entsprechenden Röhren durch je einen Widerstand und eine geerdete Kapazität verbunden. Diese üblichen Filtrierungsmittel werden vorzugsweise besonders dann vorgesehen, wenn man zur Speisung der Potentiometer in und 112 anstatt der dargestellten Batterien einen gleichgerichteten Strom verwendet.

Die Schaltung ist derart ausgebildet, daß bei dem während des Niedergangs des Flugzeuges stattfindenden Anwachsen des Luftdrucks die Kapsel 105, deren Innenraum von der Atmosphäre isoliert ist, durch ihr Zusammenziehen die Schieber 107, 108 in der Weise verstellt, daß die Vorspannung, unter welche die Gitter 113 und 121 durch die Leiter 115 und 118 gesetzt sind, zunimmt, während die von den Leitern 123,124 und 129 auf die Gitter 128 und 132 übertragene Vorspannung abnimmt.

105 Wirkungsweise

Man kann zunächst einmal annehmen, daß das mit der Selbststeuervorrichtung der Fig. 1 ausgerüstete Flugzeug nach einer Seite hin vom Richtungsfunkbündel abgewichen ist, so daß der lotrechte Zeiger 15 des Anzeigers 14 mit gekreuzten Zeigern von der Nullstellung abgelenkt wird, und daß besagte Abweichung sowie Ablenkung zeitlich konstant sind. Ein von einer schwachen Gleichspannung erzeugter Impuls konstanter Stärke wird von den Leitern 19 dem Modulator 20 zugeführt, wo er in einen Wechselstromimpuls größerer Amplitude umgeformt wird, wobei dieser Impuls bezüglich Phase und Amplitude dem Vorzeichen und der Größe des ursprünglichen Gleichspannungsimpulses entspricht. Besagter Impuls wird in der Röhre 23 noch weiter verstärkt und dann über den Transformator 27, die halbe Sekundärwicklung 28 sowie den Transformator 35 und die diesem nachgeschalteten Elemente dem Eingang der Verstärker 92 und 87 zugeführt, an deren Ausgang er

gleichzeitig auf die Hilfsmotoren der Quer- und Seitenruder einwirkt, um so das Flugzeug zur Bündelachse zurückzuführen.

Während der Gleichspannungsimpuls durch die halbe Wicklung 28 dem Transformator 35 zugeführt wird, wird er gleichzeitig durch die andere, mit der Sekundärwicklung 73 des Rückkopplungstransformators 72 in Reihe geschaltete halbe Sekundärwicklung 29 des Transformators 27 zum Gitter 44 der Verstärkerröhre 45 geleitet. Je nach der Polarität des Abweichungsimpulses wird die Röhre 50 bzw. 51 leitend und erregt einen der beiden Heizwiderstände 55 bzw. 56. Die Widerstandsbrücke fällt so aus dem Gleichgewicht und überführt zur Primärwicklung 71 des Rückkopplungstransformators einen Impuls, der zu dem in der .Sekundärwicklung 73 dieses Transformators entwickelten Abweichungsimpuls in Phasengegensatz steht und so diesen Impuls zu annullieren strebt. Das Gitter 44 ist mit dem Schieber des potentiometrischen Widerstands 41 verbunden, so daß die Röhre 45 in sich selbst gespeist wird. Da Abweichungsund Rückkopplungsimpuls gleich und entgegengesetzter Phase sind, solange die Ablenkung des Zeigers 15 konstant bleibt, überlagert sich keinerlei Geschwin-

a5 digkeitsimpuls dem Abweichungsimpuls, der in der Sekundärwicklung 36 des Mischtransformators 35 entwickelt wird.

Durch die Einwirkung der den Hilfsmotoren der Quer- und Seitenruder in der eben beschriebenen Weise zugeführten Impulse schwenkt das Flugzeug nach dem Bündel, und der lotrechte Zeiger 15 des Anzeigers kehrt in die Nullstellung zurück, welche er in dem Augenblick erreicht, in dem das Flugzeug die Bündelachse kreuzt. Die Amplitude des dem Eingangstransformator 27 zugeführten Abweichungsimpulses nimmt ab. Diese Abnahme der Impulsamplitude, die zwar augenblicklich in der Sekundärwicklung 36 des Transformators 35 fühlbar wird, wirkt sich auf die Primärwicklung des Rückkopplungstransformators 72 erst nach einer Zeitdauer aus, die durch die Zeitkonstante der Verzögerungsvorrichtung 57 bestimmt wird. Es folgt daraus, daß während einer gewissen Zeit der Rückkopplungsimpuls den Abweichungsimpuls überstimmt und daß im Rückkopplungstransformator ein Differentialimpuls bzw. Geschwindigkeitsimpuls erscheint, der durch den Leiter 42 der Sekundärwicklung 36 des Transformators 35 zugeführt wird, wo er sich in Phasengegensatz dem Abweichungsinipuls überlagert. Man sieht also, daß der beschriebene Stromkreis eine gedämpfte Steuerung gewährleistet, dank welcher das Flugzeug ohne übertriebene Schwingungen sich dem Bündel nähert und zu dessen Achse zurückkehrt. Diese Dämpfungswirkung macht sich auch vorteilhaft fühlbar, wenn das Flugzeug längs der Bündelachse fliegt, wobei ein Gieren bzw. sogenannte Eierbewegungen verhindert werden.

Wenn sich das Flugzeug während seiner Rückkehr zum Bündel plötzlich wieder, z. B. unter der Einwirkung eines seitlichen Windstoßes, vom Bündel entfernt, so ist es klar, daß die Amplitude des Abweichungsimpulses in der Sekundärwicklung 29 rasch anwächst und den vom Transformator 72 ausgegebenen Rückkopplungsimpuls überstimmt, wobei der Differentialimpuls sich in der Sekundärwicklung 36 wieder, diesmal jedoch in Phasengleichheit, dem Abweichungsimpuls überlagert, um diesem zu helfen, das Flugzeug zum Bündel zurückzuführen. Daraufhin überstimmt wieder der Rückkopplungsimpuls den Abweichungsimpuls, um die beschriebene Dämpfungswirkung zu gewährleisten.

Die Wirkungsweise dieser bekannten, vorstehend beschriebenen Selbststeuervorrichtung ist zwar zufriedenstellend bei Geradeausflug, weist jedoch beim Landen gewisse Nachteile auf.

Erfindungsgemäß bewirkt das Schließen des Schalters S, der die Landebahnschätzungsvorrichtung betätigt, welche zum Zweck des selbsttätigen Landens die Höhenruder sowie nebenbei die Gasdrosselklappen für die Motoren steuert, ebenfalls das Schließen des Schalters S', der das Solenoid 101 erregt und den Hahn V schließt, wodurch die Barometerkapsel 105 sowie der Leitungsteil 140 von der Außenatmosphäre abgeschlossen werden. Während des Landens zieht sich die Kapsel 105 zusammen und betätigt über das Getriebe 106 die Schieber 107 und 108. Die Verschiebung des Schiebers 107 bewirkt die Erhöhung der positiven Spannung der Gitter 128 und 132, wodurch einerseits der von der Anode 90 des Elementes 78 an dem Hilfsmotor der Seitenruder abgegebene Impuls verstärkt wird und wodurch andererseits die Verstärkung erhöht wird, die der vom Leiter 70 zum Transformator 72 zurückgegebene Rückkopplungsimpuls in dem Element 68 erfährt.

Die Verstellung des Schiebers 108 erhöht ihrerseits die negative Vorspannung des Gitters 121 des Elementes 77, wodurch die Amplitude des dem Querruderhilfsmotor zugeführten Impulses abnimmt und bei unmittelbarer Nähe des Bodens sogar auf Null fällt. Gleichzeitig erhöht die Verstellung des Schiebers ioo 108 die negative Vorspannung des Gitters 113, wodurch die Stärke des von der Anode 32 dem Transformator 35 und von dort über die Röhre 39 und die Amplitudenbegrenzungsvorrichtung 80 an die Elemente 77, 78 abgegebenen Impulses vermindert wird. Es ist verständlich, daß infolge der durch die höhere Vorspannung des Gitters 113 bewirkten Verminderung des Verstärkungsfaktors des Elementes 31 der den Elementen 77 und 78 zugeführte Impuls bei einer gegebenen Abweichung des Flugzeuges einen konstanten Amplitudenwert beibehalten kann, und zwar trotz der durch die Annäherung an den Sender bewirkten Erhöhung der Stärke der Empfangsenergie.

Es geht daraus hervor, daß bei zunehmender Annäherung des Flugzeuges an seinen Landepunkt die Querrudersteuerimpulse abgeschwächt werden, wodurch die Querneigungen des Flugzeuges vermindert und die Ausführung der gewünschten Flachlagekurven gewährleistet wird, wohingegen die Seitensteuerimpulse verstärkt werden. Außerdem wird der durch iao den Leiter 70 weitergegebene Rückkopplungsimpuls verstärkt, und zwar durch die Erhöhung des Verstärkungsfaktors des Elementes 68, die durch den Einfluß des Gitters 128 bewirkt wird, wodurch eine raschere Dämpfung und eine schärfere Kontrolle des Flugzeuges ermöglicht werden. Durch die Ausbildung

109 735/15

des Höhenmessungsorgans kann die beschriebene Vorrichtung bei jedweder Höhe des Landefeldes in bezug auf den Meeresspiegel benutzt werden.

In Fig. 2 ist eine Einzelabänderung dargestellt, durch die die Anzahl der Elektronenröhren vermindert werden kann. Die Verstärkerröhre (Triode) 23 der Fig. ι wird durch eine Pentode 200 ersetzt, deren Steuergitter 203 durch einen Leiter 201 mit dem Leiter 114 verbunden ist, der vom Schieber 108 ίο kommt, welcher von der Höhenmessungskapsel 105 gesteuert wird. Der Ausgangsleiter 21 des Modulators 20 ist mit dem Gitter 222 der Röhre 200 in Verbindung, so wie er in Fig. 1 mit dem Gitter 22 der Röhre 23 verbunden war. Auf diese Weise wirkt bei der Abänderung der Fig. 2 die durch die Druckveränderung bewirkte Vorspannungsveränderung unmittelbar auf den Transformator 27 ein, während im ersten Ausführungsbeispiel der Beschreibung dieser Transformator keiner derartigen Einwirkung ausgesetzt war. Das Element 31 der Fig. 1 wird so überflüssig, da die Sekundärwicklung 28 über die Leiter 9 und 33 direkt an den Transformator 35 Strom abgibt. Abgesehen von diesen Unterschieden ist die Anordnung nach Fig. 2 derjenigen nach Fig. 1 ähnlich, da das Element 68 unter eine solche Vorspannung gesetzt ist, daß sie bei Annäherung des Flugzeuges an die Funkbaken der Rückkopplungsimpuls verstärkt, während das Element 77 eine solche Vorspannung besitzt, daß sie den Querrudersteuerimpuls vermindert, und das Element 78 seinerseits eine derartige Vorspannung aufweist, daß sie den Seitenrudersteuerimpuls verstärkt. Ebenso behält die Röhre 200 ein wesentlich konstantes Stromabgabeniveau bei, und zwar trotz des bei Annäherung des Flugzeuges an die Funkbaken auftretenden Anwachsens der Impulsstärke.

In beiden dargestellten Ausführungsbeispielen ist eine koordinierte Einstellung vorgesehen, und zwar sowohl für den ursprünglichen Rudersteuerimpuls als auch für den Dämpfungsimpuls, den den Querrudern zugeführten Ausgangsimpuls und schließlich für den den Seitenrudern zugeführten Ausgangsimpuls. Es ist im Rahmen der Erfindung auch möglich, die selbsttätige Einstellung nur eines, zweier oder dreier dieser Impulse vorzusehen, und zwar sowohl gemäß allen gewählten Abschwächungs- bzw. Verstärkungsgesetzen als auch mit jedweder gewünschten Koordinierung von zwei oder mehreren dieser Impulse.

Auch könnte man als Parameter, dessen Veränderung die selbsttätige Einstellung der Impulse bestimmt, anstatt der Höhenlage des Fahrzeuges auch jeden anderen geeigneten Faktor wählen, wie z. B. den Abstand des Fahrzeuges von der Funkbake oder auch die Zeit.

Claims (23)

1. PATENTANSPRÜCHE:

   i. Verfahren zum selbsttätigen Steuern eines Fahrzeuges, insbesondere eines Flugzeuges bei der Landung, mit Hilfe von Steuersignalen, wobei die Steuerung des Fahrzeuges bezüglich zwei einander zugeordneter Steuerachsen mit zweier der genannten Steuersignale erfolgt, deren Signalgrößen in einem gewünschten Verhältnis zueinander stehen, dadurch gekennzeichnet, daß das Verhältnis der Signalgrößen selbsttätig als Funktion eines ausgewählten, die Höhenlage des Fahrzeugs oder seine Entfernung von seinem Bestimmungsort darstellenden Parameters dadurch verändert wird, daß wenigstens eines der Signale eine das Signal ändernde Vorrichtung durchläuft, die von einem der Erkennung des Parameters dienenden Organ gesteuert wird.
2. 2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß sich dieser Parameter zusammen mit dem Abstand des Fahrzeuges von einem vorbestimmten Punkt, z. B. von der Steuerfunkbake, verändert.
3. 3. Verfahren nach Anspruch 1 und/oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Parameter sich zusammen mit dem lotrechten Abstand des Fahrzeuges von einer waagerechten Ebene verändert und daß insbesondere der Parameter den ruhenden Druck des Fluidums benutzt, in dem sich das Fahrzeug bewegt.
4. 4. Verfahren nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 3 in Anwendung auf ein Flugzeug, dadurch gekennzeichnet, daß der gewählte Parameter in bezug auf die Impulse oder Impulskomponenten beim Landen des Flugzeuges wirksam wird.
5. 5. Verfahren nach Anspruch 1 und 4, wobei das Fahrzeug von zwei koordinierten Steuerimpulsen, z.B. Seitenruder-und Querruderimpulsen, gesteuert wird, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen den Impulsen zwei verschiedene Koordinierungssysteme vorgesehen sind, deren eines sich mit dem Parameter zusammen selbsttätig verändert, und daß jedes der beiden Koordinierungssysteme entsprechend den Flugbedingungen gewählt wird, z. B. das eine System für Geradeausflug und das andere für die Landung.
6. 6. Verfahren nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß das veränderliche Koordinierungssystem sich zusammen mit dem Parameter derart verändert, daß das Flugzeug bei Annäherung an den Boden Schwenkungen mit steigender Abflachung ausführt.
7. 7. Verfahren nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Stärke des den Querrudern zugeführten Steuerimpulses stufenweise verringert wird.
8. 8. Verfahren nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Stärke des den Seitenrudern zugeführten Steuerimpulses stufenweise erhöht wird.
9. 9. Verfahren nach Anspruch 1, 2, 3 oder 4, dadurch gekennzeichnet, daß zwei Steuerimpulse, welche denjenigen Rudern zugeführt werden, die die Bewegungen des Fahrzeuges um zwei seiner drei zueinander senkrecht stehenden Achsen steuern, gleichzeitig und stufenweise in zueinander entgegengesetzter Weise und zusammen mit den Veränderungen des Parameters verändert werden.
10. 10. Verfahren nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß eine Komponente von wenigstens einem der Impulse, die eine Dämpfungswirkung auf die Bewe-
11. gungen des Fahrzeuges ausübt, insbesondere eine hinsichtlich der Zeit der ersten Ableitung des Impulses proportionale Komponente, stufenweise zusammen mit dem Parameter verändert wird. ii. Verfahren nach Anspruch 3 bis 10, dadurch gekennzeichnet, daß bei Veränderung des Parameters die Dämpfungskomponente stufenweise stärker wird.
12. 12. Verfahren nach Anspruch 1 zur Fernsteuerung von Fahrzeugen, insbesondere Flugzeugen, mittels wenigstens eines Funkbündels, vorzugsweise aber zweier sich schneidender Bündel, deren eines in einer lotrechten Ebene verläuft, während das andere einen kleinen Neigungswinkel in bezug auf den Horizont bildet, dadurch gekennzeichnet, daß das (bzw. die) Bündel von einer Funkbake ausgesandt wird (bzw. werden) und eine Bezugsebene (bzw. -linie) insbesondere zum Landen des Flugzeuges bildet (bzw. bilden) und daß die Steuerimpulse, die im Flugzeug aus der Funkenergie des Bündels (bzw. jedes dieser Bündel) abgeleitet werden, bezüglich Vorzeichen und Größe jeder augenblicklichen Abweichung entsprechen, die zwischen der Stellung des Flugzeuges und der durch besagtes Bündel bestimmten Bezugsebene besteht.
13. 13. Verfahren nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß die Stärke des aus der Energie der Bündel oder wenigstens eines dieser Bündel abgeleiteten Steuerimpulses gemäß dem Parameter stufenweise verminderbar ist, damit das durch Annäherung an die Funkbake entstandene Anwachsen der Empfangsenergie ausgeglichen werden kann.
14. 14. Selbststeuerungsvorrichtung für Fahrzeuge, insbesondere für Flugzeuge, zur Ausführung des Verfahrens nach einem oder mehreren der Ansprüche ι bis 13, dadurch gekennzeichnet, daß dieselbe mit einem Organ (105), insbesondere einem Höhenmessungsorgan, versehen ist, das auf den Parameter anspricht und auf die Erzeugungs- bzw. Leitungsmittel (59) der (des) Steuerimpulse(s) einwirken kann.
15. 15. Vorrichtung nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß das Organ (105) ein oder mehrere Elemente, insbesondere Misch- bzw. Verstärkerröhren (31, 77, 78, 68) des Impulsstromkreises, betätigt, und zwar insbesondere durch Veränderung der Vorspannung dieser Röhren.
16. 16. Vorrichtung nach Anspruch 14 oder 15 zur Ausführung des Verfahrens nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß das gegenüber dem Parameter empfindliche Organ (105) auf ein oder mehrere der Elemente (31, 77,78, 68), insbesondere auf den dem Richtungsbündel eines selbsttätigen Landungssystems zugeordneten Schätzungsstromkreis (59) einwirkt, der die Empfangsenergie in einen Steuerimpuls bzw. -impulse umformt, die den Hilfsmotoren der betreffenden Ruder zugeführt werden, um das Flugzeug zu seiner Bezugsebene bzw. -linie zurückzubringen.
17. 17. Vorrichtung nach Anspruch 16, die in Verbindung mit einem selbsttätigen Landesystem für Flugzeuge angewendet wird, dadurch gekennzeichnet, daß dieselbe mittels der Schalter (S, S') gleichzeitig mit der Betätigung des Landungssystems, insbesondere durch Betätigung des sonst nicht wirksamen Höhenmessungsorgans (105), in Gang gesetzt wird.
18. 18. Vorrichtung nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, daß das Organ (105) so ausgebildet ist, daß es bei abnehmender Höhe stufenweise den Verstärkungsfaktor einer Röhre (77) vermindert, welche Steuerimpulse an die Hilfsmotoren der Querruder abgibt.
19. 19. Vorrichtung nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, daß das Organ (105) so ausgebildet ist, daß es bei abnehmender Höhe stufenweise den Verstärkungsfaktor einer Röhre (78) erhöht, welche Steuerimpulse an die Seitenruderhilfsmotoren abgibt.
20. 20. Vorrichtung nach Anspruch 15 und 16, dadurch gekennzeichnet, daß das Organ (105) so ausgebildet ist, daß es bei abnehmender Höhe den Verstärkungsfaktor einer Röhre (31) stufenweise verringert, welche die Empfindlichkeit des Steuerimpulserzeugungsstromkreises (59) gegenüber der Empfangsenergie bestimmt, so daß die aus der Annäherung an die Funkenergiequelle entstehende Wirkung dadurch ausgeglichen wird.
21. 21. Vorrichtung nach Anspruch 14 oder 15 zur Ausführung des Verfahrens nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß das Organ (105) so ausgebildet ist, daß es bei abnehmender Höhe den Verstärkungsfaktor eines Elementes (68) stufenweise erhöht, welches in den wenigstens einen der Ruderhilfsmotoren steuernden Impuls eine Dämpfungskomponente, z. B. eine der ersten Ableitung des Impulses proportionale Komponente, einführt.
22. 22. Vorrichtung nach Anspruch 14 oder 15, bei welcher der Impulsstromkreis ein Organ, wie z. B. eine Verzögerungsröhre, einschließt, die einen ursprünglichen Steuerimpuls derart umformt, daß der umgeformte Impuls in Phasengegensatz zum ursprünglichen Impuls rückgekoppelt wird, so daß ein Differentialimpuls entsteht, der seinerseits mit dem ursprünglichen Impuls gemischt wird, um so einen Ausgangsimpuls zu erzeugen, der auf diese Weise eine Dämpfungskomponente in sich schließt, welche der ersten Ableitung des ursprünglichen Impulses proportional ist, dadurch gekennzeichnet, das daß Organ (105) so ausgebildet ist, daß es ein Element (31) des Stromkreises betätigt, der den ursprünglichen Impuls weitergibt, und/oder eine Röhre (68) des Stromkreises, der den umgeformten Impuls vor dessen Rückkopplung weiterleitet, oder/und ein bzw. mehrere Elemente (77, 78) des Stromkreises, der den Ausgangssteuerimpuls weitergibt, und daß es vorzugsweise alle diese Elemente gleichzeitig betätigt, so daß je nach Wunsch und gemäß vorausbestimmter Funktionen des Parameters sowohl die Amplitude der verschiedenen Komponenten des Ausgangsimpulses als auch die Amplitude dieses Ausgangsimpulses selbst verändert werden.
23. 23. Vorrichtung nach Anspruch 22, bei welcher der Ausgangsimpuls in zwei Leistungsimpulse geteilt wird, die verschiedenen Steuerruderhilfsmoto-

    ren zum Zweck ihres gemeinsamen Arbeitens zugeführt werden, dadurch gekennzeichnet, daß das Organ (105) so ausgebildet ist, daß es ein Element (77 oder 78), das jeden der Leistungsimpulse weitergibt, betätigt, um so nach Wunsch die entsprechende Amplitude jedes dieser Impulse zu verändern.

    In Betracht gezogene Druckschriften:

    Deutsche Patentschriften Nr. 679 812, 854 895; britische Patentschrift Nr. 679 560.

    In Betracht gezogene ältere Patente: Deutsches Patent Nr. 756 534.

    Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

    G 109 735/15 11.61