DE975456C

DE975456C - Funklandesystem fuer Flugzeuge

Info

Publication number: DE975456C
Application number: DES31784A
Authority: DE
Inventors: Percy Halpert; George Frederick Jude
Original assignee: Sperry Rand Corp
Current assignee: Sperry Corp
Priority date: 1952-01-15
Filing date: 1953-01-11
Publication date: 1961-11-30
Also published as: FR1074753A

Description

Bei Blindlandesystemen wird im allgemeinen eine Funkstrahllandebahn hergestellt, welcher die Flugzeuge beim Absteigen zu folgen haben, um auf das Rollfeld aufzusetzen. Um eine Landung des Flugzeugs allein mit Hilfe der Sichtanzeige von Geräten zu ermöglichen, hat man Einrichtungen, welche ein in einem vorbestimmten Änderungsverhältnis veränderliches Potential erzeugen, in Verbindung mit Einrichtungen, welche ein zweites, der Flughöhe proportionales Potential erzeugen, und mit weiteren Einrichtungen vorgesehen, welche in aufeinanderfolgenden Zeiten den Wert dieses zweiten Potentials im Verhältnis zu dem jeweiligen Wert des ersten Potentials anzeigen. Diese üblichen Einrichtungen erzeugen eine Landeflugbahn, welche im wesentlichen eine gerade Linie ist, die das waagerechte Rollfeld in einem gewissen Winkel schneidet. Es wurde jedoch festgestellt, daß diese gerade Flugbahn das Flugzeug auf dem Erdboden mit einem zu heftigen Stoß aufsetzen läßt. Es ist daher wünschenswert, die Neigung der Landeflugbahn unmittelbar über dem Erdboden »auslaufen« zu lassen, so daß sie das Rollfeld nicht in einem Winkel von mehreren Graden schneidet, sondern sich ihm nach Art einer asymptotischen Kurve anschmiegt.

Durch die Erfindung wird ein Funklandesystem geschaffen, welches ein Regelsignal erzeugt, auf dessen Grundlage das Flugzeug von Hand oder automatisch mit weichem Aufsetzen auf das Rollfeld gesteuert werden kann, ohne daß man das Rollfeld dabei zu

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beobachten braucht. Dieses Funldandesystem kenn zeichnet sich gemäß der Erfindung dadurch, daß außer einer Einrichtung zur Erzeugung eines Steuersignals welches auf Null gehalten werden muß, um das Flugzeug von Hand oder automatisch an eine Funkstrahlgleitbahn heranzuführen und auf dieser das Rollfeld anzusteuern, eine Einrichtung zur Erzeugung eines zweiten Regelsignals vorgesehen ist, welches

Regelglieder enthält, die proportional zu H und zu

dh

sind (wobei H die Flughöhe und —- die jeweilige Höhenänderungsgeschwindigkeit bedeutet), so daß das Regelsignal der Formel H + K-rr entspricht

(wobei K eine vorbestimmte Konstante ist) und, indem das zweite Regelsignal durch Hand- oder automatische Flugsteuerung auf Null gehalten wird, das Flugzeug

nach einer durch die Gleichung H -\- K -j~ — ο

bestimmten End-Landekurve gesteuert wird; ferner ist der Wert von K so gewählt, daß, wenn das Flugzeug bis auf eine vorbestimmte, zum Ansetzen der End-Landekurve passende Höhe niedergegangen ist, die anfängliche Neigung der durch die Gleichung

H+ K-J₇ = ο festgelegten Endkurve etwa dieselbe ist

dl

wie die Neigung der Gleitbahn, so daß, wenn der Übergang von der Steuerung gemäß dem ersten Steuersignal auf Steuerung gemäß dem zweiten Steuersignal bei der vorbestimmten Höhe stattfindet, der sanfte Übergang von der Gleitbahn auf die End-Landekurve erreicht wird.
Es ist zwar eine Einrichtung für ein Funklandesystem bekannt, durch welche das Flugzeug von einer Höhenlage auf eine andere Höhenlage ganz allmählich gesteuert wird, indem die Zusammensetzung eines Höhensignals bzw. Höhenabweichungsignals und eines der Höhenänderungsgeschwindigkeit entsprechenden Signals ausgenutzt wird. Im Gegensatz dazu sieht jedoch die Erfindung ein Funklandesystem vor, bei welchem die erste Annäherung an das Rollfeld durch eine Gleitbahnsteuerung erfolgt, aber das letzte Stück der Annäherung so durchgeführt werden kann, daß das Flugzeug auf einer Endkurve entsprechend einem Regelsignal gesteuert wird, welches durch die Summe eines Höhengliedes und eines der Höhenänderungsgeschwindigkeit entsprechenden Gliedes gebildet wird, wobei das Flugzeug so zu steuern ist, daß dieses Regelsignal immer gleich Null bleibt.

Die Erfindung soll nicht die vorhandenen Landesysteme ersetzen, sondern vielmehr ergänzen. Das gemäß der Erfindung ausgebildete System soll nur etwa bei den letzten 30 m des Abstieges in Tätigkeit treten. Die vorhandenen Landeeinrichtungen, welche eine gerade Landebahn in einem Winkel von 2,5° ausbilden, arbeiten befriedigend, mit Ausnahme der letzten etwa 30 bis 45 m des Abstieges; während dieser Zeit der Landung soll daher die erfindungsgemäße Einrichtung an Stelle der üblichen Landeeinrichtung treten.

Nach einer Ausführungsform der Erfindung wird die Einrichtung in der Weise ausgebildet, daß das Höhenglied des Steuersignals für die End-Landekurve, welches erzeugt wird, wenn das Flugzeug sich in einer die vorbestimmte Höhe übersteigenden Höhe befindet, durch eine Einrichtung auf einen Wert begrenzt wird, der etwa gleich ist dem bei der vorbestimmten Höhe vorgesehenen Höhensignal, so daß, wenn der Wechsel von dem Gleitbahnflug auf die Endkurve bei einer die vorbestimmte Höhe übersteigenden Höhe stattfindet, der Übergang in sanfter Weise erfolgt und das Flugzeug, wenn es nach dem Endkurvensignal gesteuert wird, nach einer Bahn niedergeht, die etwa mit der Gleitbahn zusammenfällt, bis die vorbestimmte Höhe erreicht wird, von der an es etwa derselben Endkurve folgt, nach der es fliegen würde, wenn der Wechsel bei der vorbestimmten Höhe stattgefunden hätte.

Das Höhensignal kann dabei von einem an sich bekannten Funkhöhenmesser geliefert werden, das Signal für die Höhenänderungsgeschwindigkeit erhält man in an sich bekannter Weise durch Differenzierung des von einem barometrischen Höhenmesser abgegebenen Höhensignals.

Weitere Einzelheiten und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der folgenden Beschreibung von Ausführungsbeispielen an Hand der Zeichnung. In der Zeichnung zeigt

Fig. ι ein Blockschaltbild einer Ausführungsform der Erfindung,

Fig. 2 ein schematisches Schaltbild einer weiteren Ausführungsform,

Fig. 3 ein schematisches Schaltbild einer Ausführungsform der Erfindung,

. Fig. 4 eine graphische Darstellung zur Erläuterung der Erfindung.

Nach Fig. 1 ist ein barometrischer Höhenmesser mit ι und ein Funkhöhenmesser mit 2 bezeichnet. Der barometrische Höhenmesser ist mit einem Meßkreis 5 verbunden, welcher ein Differenzierungskreis sein kann, der an den Additionsverstärker 6 ein Signal für die Höhenänderungsgeschwindigkeit liefert. Der Additionsverstärker 6 setzt das Höhensignal und das Signal der Höhenänderungsgeschwindigkeit gemäß der folgenden Beziehung zusammen:

H + K = 0 oder = ,

dt dt K

wobei H die absolute Höhe gegen Erdboden und K dne Empfindlichkeitskonstante ist.

Der Funkhöhenmesser 2 liefert eine zu der Höhe H proportionale Spannung während der barometrische Höhenmesser 1 in Verbindung mit dem Meßkreis 5

dne Spannung liefert, die der Größe -j-- proportional

:st. Der Wert von K wird durch einen Wählschalter 51' angestellt, um die Krümmung der Exponentialbahn festzulegen. Beim Abstieg des Flugzeugs nimmt das Differentialglied ab, so daß das Flugzeug sich der Rollbahn glatt annähert. iao

Die Ausgangsspannung des Additionsverstärkers 6 wird einem Meßgerät 10 der Kreuzzeigerbauart für handgesteuerten Flug zugeführt. Der Ausgangskreis des Additionsverstärkers 6 kann ferner durch einen Schalter 17 über einen Verbindungskreis 11 mit einer automatischen Piloteinrichtung 12 für vollauto-

matische Flugsteuerung verbunden werden. Durch den Verbindungskreis ii wird der Ausgangskreis des Additionsverstärkers an die automatische Piloteinrichtung 12 angepaßt, und er kann geeignete Verstärker und Integrationseinrichtungen enthalten, die von den Erfordernissen der automatischen Piloteinrichtung 12 in einer bestimmten Anlage abhängen. Die Bezugslotrichtung wird von dem Lotkreisel 13 geliefert. Das Signal aus dem Lotkreisel 13 kann über einen Kreis mit kurzer konstanter Abklingzeit zugeführt werden, so daß aus dem Lotkreisel an das Steuersystem nur Signale zugeführt werden, welche Ubergangszustände, d. h. Steigungsänderungen, darstellen.

Die in Fig. 2 gezeigte Ausführungsform der Erfindung eignet sich für automatischen Betrieb. Bei der üblichen Landung wird das Flugzeug in der Höhe durch den Funklandeempfänger 9 geführt. Wenn das Flugzeug auf eine Höhe von etwa 45 m absteigt, wird das Auslaufsystem gemäß der Erfindung in Betrieb gesetzt. Diese Umschaltung kann durch Relaiskreise eingeleitet werden, die auf den Funkhöhenmesser 2 ansprechen.

Ein Überwachungsgerät 20 spricht auf den Funkhöhenmesser 2 an und schaltet den Ausgangskreis des barometrischen Höhenmessers 1 durch das Relais 21 in das System ein. Die Überwachungsstufe 20 erhält aus dem Funkhöhenmesser 2 eine zu der Höhe proportionale Ausgangsgröße. Das Überwachungsgerät kann einen Vorspannungskreis enthalten, der ausgelöst wird, wenn das aus dem Höhenmesser 2 gelieferte Höhensignal sich einem gewissen Wert nähert, der durch den geeichten Wählschalter 22 eingestellt werden kann.

Ein zweiter Steuerkreis 25 für die sogenannte Auslaufsteuerung spricht ebenfalls auf den Funkhöhenmesser 2 an und schaltet durch das Relais 26 den Ausgangskreis der gesamten Auslaufstufe an das Kreuzzeigermeßgerät 10 und die automatische Piloteinrichtung.

Das Überwachungsgerät 20 wird vorzugsweise so eingestellt, daß das Relais 21 bei einer Höhe von etwa 45 m erregt wird, um den Meßkreis 5 zu speisen und den Auslaufkreis in einen Zustand zu versetzen, in welchem er an den automatischen Piloten angeschlossen werden kann.

Die Auslaufsteuerung 25 kann mittels eines Wählschalters 27 vorzugsweise so eingestellt werden, daß sie etwa bei einer Höhe von 30 m auslöst und die Stufe für den exponentiellen Auslauf in das Steuersystem einschaltet. Gleichzeitig muß natürlich das Steuersignal des Landebahnempfängers 9 von dem automatischen Piloten abgetrennt werden.

Fig. 3 zeigt ein schematisches Schaltbild der Ausführungsform der Erfindung. Es zeigt den barometrischen Höhenmesser 1, den Funkhöhenmesser 2, einen Verstärker 30, einen Demodulator 31, einen Meßkreis 5, eine Begrenzungsstufe 19 und einen Additionsverstärker 6.

Der barometrische Höhenmesser besteht aus einem druckempfindlichen Balgsystem 40, welches den Weicheisenanker 41 proportional zu dem Druck und somit zu der Höhe verschiebt. Die Bewegung des Balges wird durch einen E-förmigen Gebermagnet 42 übertragen. Der Mittelteil des Gebermagnets 42 wird aus einer Spannungsquelle 29 mit Wechselstrom erregt und ist mit den äußeren Teilen des Magnets je nach der Stellung des Ankers 41 magnetisch gekoppelt. Die äußeren Wicklungen des Magnets sind so gewickelt, daß sie Signale mit einer gegenseitigen Phasenver-Schiebung von 180° erzeugen. Der Magnet liefert daher ein Ausgangssignal, welches je nach der Bewegungsrichtung des Ankers 41 mit der Bezugsspannung in oder außer Phase ist, wobei die Größe dieses Ausgangssignals zu der Bewegung proportional ist.

Dieses Signal wird über einen Transformator 39 dem Verstärker 30 zugeführt, wo es durch symmetrische Verstärkerstufen 43, 44 verstärkt wird. Es wird dann durch den Transformator 45 dem Phasendetektor-Demodulator zugeführt, welcher die Rohren46 und 47 enthält. Die Phasenbezugsspannung wird derselben Quelle 29 entnommen, die dem E-Gebermagnet zugeführt wird, und sie wird über den Transformator 48 an die Anoden der Demodulatorröhren 46 und 47 angelegt. Das Signal wird mit entgegengesetzter Phase den Gittern der Röhren 46 und 47 zugeführt. Es wird daher die Röhre, in welcher die Anodenspannung in Phase mit der Gitterspannung ist, Strom führen, während die andere Röhre gesperrt wird. Dadurch wird am Ausgang eine Gleichspannung abgegeben, deren Polarität der Richtung des Signals entspricht und deren Größe der Größe des Signals proportional ist.

Das barometrische Signal wird dann dem Meßkreis 5 zugeführt, welcher ein Differenzierungskreis mit einem Kondensator 50 und in Reihe geschalteten geeichten Widerständen 51, 52 ist. Der Wert des Widerstandes in dem Differenzierungskreis bestimmt die Auslaufkrümmung der Landebahn und kann eingestellt werden, indem man den geeichten Schalter 51' einstellt, um den Wert der Konstanten K in der Gleichung festzulegen, welche die Auslaufbahn bestimmt. Der Reihenwiderstand 52 ist ebenfalls geeicht und ergibt einen Bezugspegel für die Landehöhe, welcher durch den Schalter 52' eingestellt werden kann. Die Bezugshöhe wird im allgemeinen etwas unter Erdbodenhöhe eingestellt, so daß das Flugzeug, wenn es sich dem Bezugspegel asymptotisch annähert, eine geringe, aber endliche Abwärtsgeschwindigkeit beim Aufsetzen auf der Rollbahn besitzt. Die barometrische Änderungsspannung, die dem Meßkreis 5 entnommen wird, wird dem Gitter der Röhre 55 in dem Additionsverstärker 6 zugeführt.

Das aus dem Funkhöhenmesser 2 abgegebene Höhensignal wird dem Gitter der anderen Röhre 56 in dem Additionsverstärker 6 zugeführt. Außerdem wird die Spannung des Funkhöhenmessers mit einem Begrenzungskreis 19 verbunden, welcher eine Diode 18 enthält, deren Kathode durch ein geeichtes Potentiometer 60 vorgespannt ist. Der Begrenzungskreis 19 soll die Abstiegsgeschwindigkeit begrenzen, indem das Höhensignal in der Gleichung

H₊X O

begrenzt wird. Der Additionsverstärker 6 setzt daher

die Spannung des Funkhöhenmessers mit der Spannung des barometrischen Höhenänderungssignals zusammen. Diese Spannungen werden in den Kathodenwiderständen 55' und 56' der Röhren 55 bzw. 56 zusammengesetzt, und die Summe dieser Spannungen wird an den Kathodenwiderständen abgenommen und den Ausgangsleitungen zugeführt. Der Ausgang kann mit einem Kreuzzeigermeßgerät 10 für Handbetrieb oder unmittelbar mit einem automatischen Piloten für automatischen Betrieb verbunden werden.

Die in Fig. 3 gezeigte Einrichtung arbeitet wie folgt: Ein Gleichstromsignal für die barometrische Höhe wird einem Meßkreis zugeführt, welcher das Höhenänderungssignal an den einen Teil des Additionskreises liefert. Ein begrenztes Signal des Funkhöhenmessers wird dem anderen Teil des Additionskreises zugeführt. Die zusammengesetzte Ausgangsgröße des Additionskreises bildet ein Signal, welches Null ist, wenn das Flugzeug sich auf der gewünschten Auslaufbahn befindet.

Die Einstellungen der Wählschalter 51 und 60 werden an Hand der Fig. 4 erläutert, welche in einer graphischen Darstellung die Höhe in Abhängigkeit von der Abstiegsgeschwindigkeit bei verschiedenen Werten der Konstanten K der erwähnten Gleichung zeigt.

Die Einstellung für den Höhenbegrenzungsschalter 60 wird durch folgendes Beispiel veranschaulicht: Unter der Annahme einer wahren Geschwindigkeit von etwa 190 km pro Stunde und einem Landewinkel von 2,5° würde die Abstiegsgeschwindigkeit längs der Funklandebahn konstant 2,3 m pro Sekunde sein. Wenn K

mit 4 gewählt und die Geschwindigkeit —- gleich 2,3

CC t

gemacht wird, würde, wie aus Fig. 4 ersichtlich, die Höhe H in der Gleichung etwa 9 m sein. Bei einer Höhe von etwa 9 m ist daher die auf der Funklandebahn beruhende Abstiegsgeschwindigkeit gleich derjenigen der Auslaufgleichung. Bei Höhen, die über diesem Wert liegen, würde die Geschwindigkeit gemäß der Auslaufgleichung höher sein als 2,3 m. Es ist deshalb erwünscht, die Auslaufoperation einzuleiten, wenn die Landebahngeschwindigkeit gleich der Auslaufgeschwindigkeit ist, d.h. etwa bei 9m, und dies erreicht man, indem man den Höhenbegrenzungsschalter 60 so einstellt, daß Auslaufgeschwindigkeiten über diesem Punkt auf die Landebahngeschwindigkeit begrenzt werden.

Dadurch ergibt sich also ein weicher Übergang aus

So der Landebahn in die Auslaufsteuerung. Die ursprünglichen Auslaufgeschwindigkeiten werden auf die Landebahngeschwindigkeit begrenzt, und bei der Höhe von 9 m beginnt die Geschwindigkeit infolge des Auslaufs sanft abzunehmen.

Die Höhe, auf welche die Begrenzung einzustellen ist, wird sich je nach dem Wert, der für K an dem Schalter 51' eingestellt wurde, nach dem Neigungswinkel der Landung und nach der Fluggeschwindigkeit ändern. Das Verhältnis zwischen der Einstellung der Höhenbegrenzung an dem Schalter 60 und der Einstellung des Auslaufs K an dem Schalter 51' ist in Fig. 4 mit P bezeichnet. Eine Landeneigung von 2,5° und eine Fluggeschwindigkeit von etwa 190 km pro Stunde sind als normale Verhältnisse entsprechend einer lotrechten Geschwindigkeit von 2,3 m pro Sekunde angenommen, wobei die Einstellung P = χ vorgenommen wird. Für Abstiegsgeschwindigkeiten, welche von dieser Geschwindigkeit um mehr als 10 °/₀ abweichen, soll der Wählschalter 60 für die Höhenbegrenzung auf Werte eingestellt werden, die proportional höher oder niedriger sind als die Einstellung des Auslaufs K, wie in Fig. 4 bei den Linien P = 1,2 oder 0,8 gezeigt. Die Kenntnis der Höhe, auf welche der Begrenzer eingestellt ist, ist zwar für den Betrieb der Anlage nicht notwendig, kann aber für die Aus-Wertung des Prüfungsergebnisses von Interesse sein. Diese Werte sind in Fig. 4 gezeigt. Beispielsweise sei ein Flugzeug auf einer Landebahn mit 2,5° und einer wahren Fluggeschwindigkeit von 190 km pro Stunde angenommen, bei welchem die Abstiegsgeschwindigkeit 2,3 m pro Sekunde ist. Wenn die Wählschalter für den Auslauf if und die Höhenbegrenzung auf 2,8 (P = 1) eingestellt werden, wird diese Abstiegsgeschwindigkeit bis zu einer Höhe von 6,5 m beibehalten, wo die Abstiegsgeschwindigkeit der Gleitbahn die Linie if = 2,8 schneidet. In diesem Punkt beginnt die Abstiegsgeschwindigkeit linear mit der Höhe abzunehmen.

Durch die Erfindung wird somit ein System geschaffen, durch welches ein Flugzeug automatisch in go der Höhe so gesteuert wird, daß sich während etwa der letzten 30 m (oder weniger) des Abstiegs eine sanfte Auslaufbahn ergibt.

Das durch die Erfindung geschaffene System ist nicht nur auf Landeoperationen beschränkt, sondern kann auch beispielsweise verwendet werden, um von einer Höhe auf eine andere gewünschte Höhe überzugehen.

Claims

PATENTANSPRÜCHE:

I. Funklandesystem für Flugzeuge, bei welchem ein Flugzeug einer vorbestimmten Bahn genähert und längs dieser gesteuert wird, indem ein Steuersignal während des Anfluges auf einer Funkgleitbahn von Hand oder selbsttätig auf Null gehalten wird, dadurch gekennzeichnet, daß zur Erzielung einer sich dem Boden anschmiegenden End-Landekurve in einer vorbestimmten Übergangshöhe erne Einrichtung zur Erzeugung eines weiteren Steuersignals in Tätigkeit tritt, das, wie für das Einfliegen in eine gewünschte Flughöhe an sich

bekannt, gleich der Summe H + K — ist (wobei H

dt

dh

die jeweilige Flughöhe und — die Höhenänderungsgeschwindigkeit in der End-Landekurve, K eine einstellbare Konstante ist), wobei zur Erzielung ernes stetigen Überganges von der Gleitbahn auf die End-Landekurve die Konstante K und die zugehörige Übergangshöhe so wählbar sind, daß die anfängliche Höhenänderungsgeschwindigkeit der End-Landekurve die gleiche ist wie die Höhenänderungsgeschwindigkeit der Gleitbahn.
2. Funklandesystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Höhenglied des Steuer-

signals für die End-Landekurve, welches erzeugt wird, wenn das Flugzeug sich in einer die vorbestimmte Höhe übersteigenden Höhe befindet, durch eine Einrichtung (6o) auf einen Wert begrenzt wird, der etwa gleich ist dem bei der vorbestimmten Höhe vorgesehenen Höhensignal, so daß, wenn der Wechsel von dem Gleitbahnflug auf die Endkurve bei einer die vorbestimmte Höhe übersteigenden Höhe stattfindet, der Übergang in sanfter Weise erfolgt und das Flugzeug, wenn es nach dem Endkurvensignal gesteuert wird, nach einer Bahn niedergeht, die etwa mit der Gleitbahn zusammenfällt, bis die vorbestimmte Höhe erreicht wird, von der an es etwa derselben Endkurve folgt, nach der es fliegen würde, wenn der Wechsel bei der vorbestimmten Höhe stattgefunden hätte.
3. Funklandesystem nach den Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Höhensignal von einem an sich bekannten Funkhöhenmesser geliefert und das Signal für die Höhenänderungsgeschwindigkeit in an sich bekannter Weise durch Differenzierung des von einem barometrischen Höhenmesser abgegebenen Höhensignals erhalten wird.

In Betracht gezogene Druckschriften:
Deutsche Patentschriften Nr. 687316, 716679;
USA.-Patentschrift Nr. 2 507 304.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

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