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Selbsttätiger Flugregler für Luftfahrzeuge Die Erfindung bezieht sich
auf selbsttätige Flugregler für Luftfahrzeuge zur Ausrichtung der Flugzeuglängsachse
parallel zur Anfluggrundlinie in der letzten Phase der Landung.
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Die selbsttätige Landung eines Luftfahrzeugs wird normalerweise mit
Hilfe von Signalen ausgeführt, die von einer herkömmlichen 1. L. S: Anlage her empfangen
werden. Der 1. L. S.-Gleitweg-Funkleitstrahl dient dazu, den absteigenden Weg des
Luftfahrzeugs über die anfängliche Gleitflug- und Abfangphase des Landemanövers
bis zu einer Stelle zu bestimmen, die etwa 15 m oberhalb der Rollbahn liegt. Von
dieser Stelle ab wird der Abstieg sanft bis zur Rollbahn »ausgehungert«, wobei das
Luftfahrzeug kurz vor dem Aufsetzen während dieser Abfangphase parallel zur Rollbahn
ausgerichtet wird und mit den Tragflächen bei der schließlichen Landephase des Manövers
waagerecht sehalten. Über das ganze Landemanöver hinweg wird der Kurs des Luftfahrzeugs
entlang dem 1. L. S.-Funkleitstrahl gehalten, damit er mit der Anfluggrundlinie
bzw. der Rollbahn fluchtet.
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Der Tendenz jeglicher Querwindkomponente, das Luftfahrzeug seitlich
vom Anflugweg abzubringen, wird dadurch entgegengewirkt, daß das Luftfahrzeug teilweise
»in den Wind gestellt« wird, so daß die Querwindkomponente durch eine Komponente
der Vorwärtsbewegung des Luftfahrzeugs ausgeglichen wird. Es ist während der Landephase
notwendig, die Winkeldifferenz zwischen der Längsachse des Luftfahrzeugs und der
Anfluggrundlinie zu beseitigen, d. h. den Schiebewinkel zu beseitigen, und zwar
durch einen Vorgang, der als »Zurücknahme des Schiebewinkels« bekannt ist. Während
dieses Vorgangs müssen die Tragflächen waagerecht gehalten werden, um zu verhindern,
daß sie den Boden berühren, und so ist bereits vorgeschlagen worden, die erforderliche
Ausrichtung der Längsachse des Luftfahrzeugs parallel zur Anfluggrundlinie durch
Gebrauch der Seitenruder zu erzielen. Wenn die Seitenruder in dieser Weise verwendet
werden, so zeigt das Luftfahrzeug eine Tendenz, eine Bewegung um die Längsachse
auszuführen und die Tragfläche auf der Innenseite der Drehbewegung nach unten zu
drükken. Es ist notwendig, jeglicher Tendenz einer Rollbewegung, die auf diese Weise
oder auf irgendeine andere Weise, beispielsweise als Folge einer Änderung in der
Stärke der Querwindkomponente entstehen kann, entgegenzuwirken. Es ist Aufgabe der
Erfindung, einen selbsttätigen Flugregler zu schaffen, der dieses Problem löst.
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Der erfindungsgemäße selbsttätige Flugregler ist gekennzeichnet durch
einen Beschleunigungsmesser, der auf die Querbeschleunigung des Luftfahrzeugs anspricht,
und der für ein Steuerbefehlssignal zur Steuerung der Drehbewegung des Luftfahrzeugs
um die Längsachse eine Komponente liefert, die eine Funktion der Querbeschleunigung
des Luftfahrzeugs darstellt, wobei das Steuerbefehlssignal der Tendenz des Luftfahrzeugs,
bei Zurücknahme des Schiebewinkels eine Rollbewegung auszuführen, entgegenwirkt.
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Das Steuerbefehlssignal kann weitere Komponenten enthalten, die beispielsweise
nachfolgend aufgeführt sind: 1. Eine Komponente, die eine Funktion des Längsneigungswinkels
des Luftfahrzeugs darstellt.
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2. Eine Komponente, die eine Funktion der Rollgeschwindigkeit darstellt.
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3. Eine oder mehrere Komponenten, die irgendeiner Änderung in der
Kursrichtung des Luftfahrzeugs oder der Giergeschwindigkeit entspricht bzw. entsprechen.
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4. Eine oder mehrere Komponenten, die der Stellung des Seitenruders
oder der Änderungsgeschwindigkeit der Seitenruderstellung entspricht bzw. entsprechen.
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Das Steuerbefehlssignal kann außerdem Ableitungen von irgendeiner
oder allen der weiteren Komponenten enthalten, und die eine Komponente kann eine
Funktion der Querbeschleunigung darstellen, die eine oder mehrere Ableitungen davon
ist oder einschließt.
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Der Beschleunigungsmesser kann ein Pendel sein, das im Luftfahrzeug
frei drehbar um eine Achse gelagert
ist, die parallel zur Längsachse
des Luftfahrzeugs verläuft, wobei das Pendel vorzugsweise vor dem Schwerpunkt des
Luftfahrzeugs angeordnet ist, und ein Signal, welches irgendeinem Winkelausschlag
des Pendels aus seiner Bezugsstellung (d. h. der Lotachse) entspricht, kann dann
als ein Signal verwendet werden. das der Querbeschleunigung des Luftfahrzeugs entspricht.
Der Beschleunigungsmesser muß den Schiebeflug messen, aber er ermittelt tatsächlich
jede Seiten- oder Querkraft, die auf das Luftfahrzeug einwirkt. Wenn er vor dem
Schwerpunkt des Luftfahrzeugs angeordnet ist, wird der größte Teil der gemessenen
Kraft auf den Schiebeflug zurückzuführen sein, mindestens während des betreffenden
Manövers, aber es kann immer noch eine Komponente infolge der Betätigung des Seitenruders
vorhanden sein. Jede derartige Komponente kann durch eine weitere Komponente, welche
durch die Bewegung des Seitenruders entsteht, ausgeglichen werden. Wenn der Beschleunigungsmesser
sich nahe dem Schwerpunkt befindet, ist die Auswirkung des Seitenruders größer.
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Gleichzeitig kann ein Flugregler gemäß der Erfindung eine Vorrichtung.
zum Steuern des Seitenruders des Luftfahrzeugs oder gleichbedeutender Ruderflächen
entsprechend einem Steuerbefehlssignal aufweisen, das eine erste Komponente aufweist,
die eine Funktion jedes beliebigen Unterschieds zwischen der Kursrichtung des Luftfahrzeugs
und einer festgelegten Richtung, d. h. in diesem Fall die Richtung der Landebahn
ist, und, wenn erforderlich, weitere Komponenten aufweist, und zwar z. B. folgende:
I. Eine Komponente, die eine Funktion der Querruderstellung darstellt, und Il. eine
oder mehrere Komponenten, die Funktionen der Giergeschwindigkeit des Luftfahrzeugs
und der Gierbeschleunigung darstellen. Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird
nunmehr an Hand der Zeichnung näher erläutert, die ein Blockschaltbild des Flugreglers
darstellt.
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Der Flugregler weist Seitenruder- und Querruder-Steuerkanäle auf,
die Teil eines Autopiloten sind, der mit einer Geschwindigkeitsnachlaufsteuerung
arbeitet. Die Einrichtung ist in der Zeichnung so dargestellt, wie sie vom Augenblick
des Beginns der automatischen Schiebewinkelbeseitigung an besteht, wobei Schalter
(nicht gezeigt) vorgesehen sind, um die Schaltung, wenn nötig, zu ändern und weitere
Signalquellen für andere Betriebsarten der Einrichtung einzuführen. Nach der Zeichnung
steuert ein Servoverstärker 1
im Querruder-Steuerkanal die Erregung der Steuerphasenwicklung
2 a eines Zweiphasen-Induktionsservomotors 2. Der Servomotor 2 hat eine Bezugsphasenwicklung
2 b, welche mit Anschlüssen 3 verbunden ist, an die eine Bezugsspannungsquelle 3
(nicht gezeigt) im Betrieb angeschlossen ist. Der Motor 2 treibt eine Welle 4, die
ihrerseits sowohl einen Tachogenerator 5 zum Erzeugen eines Rückkopplungssignals,
welches die Drehgeschwindigkeit der Welle 4 darstellt, als auch den Antrieb einer
elektromagnetischen Kupplung 6 antreibt. Die Eingangswicklung des Tachogenerators
5 liegt an Anschlüssen 7, mit denen eine Bezugsspannungsquelle im Betrieb gekoppelt
ist. Die Ausgangswicklung des Generators 5 ist mit einem Eingang des Verstärkers
1
gekoppelt, der eine Geschwindigkeits-Rückkopplungsspannung auf bekannte
Weise liefert. Die Spule der Kupplung 6 liegt in einem herkömmlichen Gleichstrom-Erregerstromkreis
(nicht gezeigt), welcher Schalter aufweist, die bestimmen, ob der Stromkreis geschlossen
wird oder nicht, und somit, ob der Ausgangsantrieb vom Querruderkanal des Autopiloten
her eingekuppelt oder nicht eingekuppelt wird.
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Der Abtrieb der Kupplung 6 ist mit einer weiteren Welle
8 gekuppelt, die einen Querruderstellmotor 9
antreibt. Der Ausgang
des Stellmotors 9 ist über Wellen 10 direkt an ein Paar von Querruderflächen
11 des Luftfahrzeugs gekuppelt. Außerdem sind zwei Querruder-Stellungsabgreifer
12 und 13 (z. B. Potetitiometer oder Drehmelder) vorgesehen, die von der Welle 10
angetrieben werden, wobei der eine ein Stellungs-Rückkopplungssignal, welches einem
weiteren Eingang des Servoverstärkers 1 zugeführt wird, und der andere ein Querruder-Stellungssignal
liefert, welches über ein Impulsformungsnetzwerk 14 dem Seitenruderkanal
zugeführt wird. Die Charakteristiken bzw. Eigenschaften des Netzwerkes 14 und der
Zweck dieser Querübermittlung werden im nachstehenden in Verbindung mit dem Seitenruderkanal
näher beschrieben.
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Außer den bereits genannten beiden Rückkopplungssignaleingängen hat
der Verstärker 1 einen dritten Eingang, welcher mit dem Ausgang eines Signalsummierungsnetzwerks
1.5 mit vier separaten Eingängen gekoppelt ist, wobei das Ausgangssignal des Netzwerks
15 eine Sollgeschwindigkeit der Querruderbewegung darstellt. Für das besondere Luftfahrzeug,
für welches die Einrichtung entworfen wurde, hat sich eine Sollgeschwindigkeit des
Querruderbewegungssignals (D e)d von der folgenden Gleichung als geeignet herausgestellt:
Darin sind ni, F1, FZ und F3 numerische Konstanten und F4 und a1 Zeitkonstanten,
D ist der Quotient für die Differenzierung nach der Zeit; e ist die Querruderstellung,
(D 0) ist die Istgeschwindigkeit der Bewegung um die Längsachse relativ zum geodätisehen
Achsenkreuz, ,B" ist der Ausschlagwinkel eines später noch erwähnten Seitenpendels,
V ist die Seitenruderstellung des Luftfahrzeugs, und r ist die Giergeschwindigkeit
des Luftfahrzeugs.
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Der erste Ausdruck auf der rechten Seite der Gleichung (1) wird bei
allen Betriebsarten der Einrichtung verwendet und ist ein Signal, welches die Rollgeschwindigkeit
des Luftfahrzeugs mit einer gewissen Phasenvoreilung darstellt, wie sie durch die
Werte n1 und z1 in bekannter Weise bestimmt wird. Ein Signal, das diesen Ausdruck
darstellt, wird dem einen Eingang des Summierungsnetzwerks 15 vom Ausgang
eines Impulsformungsnetzwerks 16 mit Phasenvoreilungseigenschaften zugeführt,
und zwar so, daß sein Ausgang den Eingang wiedergibt, wenn mit der Betriebsfunktion
- gearbeitet wird. Dieses Netzwerk 16 kann
von jeder beliebigen bekannten Form sein.
Der Eingang zum Netzwerk
16 ist ein Signal, das den Wert (D 0) darstellt und dadurch erzeugt wird, daß im
Netzwerk 17 bis zu einem gewissen Grad von Annäherung Signale summiert werden, welche
die Größen p (die Rollgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs) und r O darstellen,
wobei r die Giergeschwindigkeit des Luftfahrzeugs und O dessen Längsneigung
ist. Der Ausdruck (p -I- r (9) ist ein zufriedenstellender Annäherungswert
für die Größe (D 0) dort, wo, wie im vorliegenden Fall, der Längsneigungswinkel
O klein ist, z. B. kleiner als zehn Grad. Signale, die p und r darstellen, werden
durch Abnehmer bzw. Abgreifer erzeugt, die entsprechend ausgerichteten Geschwindigkeitskreiseln
18 und 19 zugeordnet sind, welche einen Teil des Autopiloten bilden und auf einer
im Luftfahrzeug befestigten Plattform sitzen. Die Kreisel 18 und 19 befinden
sich zusammen mit einem dritten Kreisel 20 zur Lieferung eines Signals, welches
die Nickgeschwindigkeit q des Luftfahrzeugs darstellt, in einer Geschwindigkeitskreiseleinheit
21. Der Ausgang des Kreisels 20 wird auf bekannteWeise und so, wie in der Zeichnung
angedeutet, im Höhenruderkanal des Autopiloten verwendet.
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Der Autopilot weist außerdem einen Lotkreisel 22 mit Ausgangswellen
23 und 24 auf, welche gemäß den Winkeln 0 und (P der Querachse und der Längsachse
eingestellt werden. Beide Wellen treiben Abnehmer 25 oder 26, z. B. Drehmelder und/oder
Potentiometer an, von denen mehr als eines an beiden Wellen vorgesehen werden kann,
obwohl nur eines in jedem Fall gezeigt ist. Die Signale von diesen Abnehmern 25
und 26 werden jeweils im Höhenruderkanal des Autopiloten und im Querruderkanal auf
andere Weise als vorstehend betrachtet, verwendet. Die Welle 23 treibt außerdem
die Welle eines Potentiometers 27, deren ganzem Widerstand ein Signal aufgebracht
wird, das den Wert r vom Kreiselgerät 19 darstellt. Die Spannung zwischen dem Schiebekontakt
und dem einen Ende des Widerstands entspricht dann dem Wert r O, und diese Spannung
wird dem einen Eingang des Summierungsnetzwerks 17 zugeführt, dessen anderer Eingang
mit einem Signal gespeist wird, das den Wert p vom Kreiselgerät 18 darstellt. Der
Ausgang vom Netzwerk 17 stellt somit, wie gefordert, die Größe (p -i-
r 0) oder D 0 dar.
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Ein zweiter Eingang des Netzwerks 15 ist mit dem Ausgang des Impulsformungsnetzwerks
28 gekoppelt, welches in diesem Fall ein Differenzierungsnetzwerk ist und wird mit
einem Signal beliefert, das den Wert r vom Geschwindigkeitskreisel 19 darstellt.
Der Ausgang des Netzwerks 28 gibt dann die Größe Dr wieder, die für den vierten
Ausdruck auf der rechten Seite der Gleichung (1) erforderlich ist. Dieser Ausdruck
ist in einem solchen Sinn enthalten, daß er jeder Bewegung des Luftfahrzeugs um
die Längsachse, die aus einer Bewegung um die Vertikalachse entsteht, entgegenwirkt.
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Ein dritter Eingang für das Netzwerk 15 wird von einem Querbeschleunigungspendel
29 abgeleitet, d. h. von einem Beschleunigungsmesser, der ein Pendel enthält, das
einen Winkelausschlag um die Längsachse des Luftfahrzeugs ausführen kann und vorzugsweise
vor dem Schwerpunkt des Luftfahrzeugs angeordnet ist. Der dritte Eingang für das
Netzwerk 15 wird von der Einheit 29 über ein Impulsformungsnetzwerk 30 abgeleitet,
das wiederum in diesem Fall ein Differenzierungsnetzwerk ist und einen Ausgang
D ß, ergibt, worin ß, der Winkelausschlag des Pendels von seiner Bezugsstellung
(d. h. der Lotachse) ist, der durch ein Signal dargestellt wird, welches von einem
Abgreifer am Pendel abgeleitet wird. Dies ergibt ein Signal, das den zweiten Ausdruck
auf der rechten Seite der Gleichung (1) darstellt.
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Der restliche Eingang zum Netzwerk 15 kommt von einem Netzwerk 31,
welches, wie im Zusammenhang mit dem Seitenruderkanal im nachstehenden beschrieben,
an seinem Eingang ein Signal empfängt, das die Seitenruderstellung ; wiedergibt.
Das Netzwerk 31 ist wiederum ein Differenzierungsnetzwerk und liefert einen Ausgang,
der den Wert D W darstellt, der für den dritten Ausdruck auf der rechten
Seite der Gleichung (1) benötgt wird. Diese Komponente ist wiederum in dem Sinne
enthalten, daß sie jeder Bewegung des Luftfahrzeugs um die Längsachse entgegenwirkt,
die auf Grund der Betätigung des Seitenruders auftritt, und daß sie, wenn notwendig,
jede Wirkung aufhebt, welche die Betätigung des Seitenruders auf das Seitenpendel
haben kann.
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Das Summierungsnetzwerk 15 arbeitet in der Weise, daß es die Signale
von den Netzwerken 16, 28, 30 und 31 in den Anteilen und in dem Richtungssinn kombiniert,
die auf Grund der Konstanten und Vorzeichen in Gleichung (1) erforderlich sind,
wobei die Konstanten F1 bis F4, wie sich versteht, nach den Charakteristiken des
Luftfahrzeuges festgelegt werden.
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Der Seitenruderkanal ist dem Querruderkanal ähnlich und hat einen
Servoverstärker 35, der einen Servomotor 36 steuert, dessen Welle 37 einen Tachogenerator
38 und den Antrieb einer elektromagnetischen Kupplung 39 antreibt. Der Ausgang des
Tä.chogenerators 38 wird einem Eingang des Verstärkers 35 rückgekoppelt, um eine
Geschwindigkeitsrückkopplung zu liefern, während der Abtrieb der Kupplung 39 eine
Welle 40 und über diese einen Seitenruderstellmotor 41, eine Welle 42 und das Seitenruder
43 antreibt, wobei diese letztere Kombination, ebenso wie bei den Querrudern, nur
eine vereinfachte schematische Darstellung zum Zweck der Beschreibung ist. Die Welle
42 treibt einen Seitenruder-Stellungsabgreifer 32 an, dessen Ausgang dem Eingang
des Netzwerks 31 im Querruderkanal gemäß den Erfordernissen zugeführt wird, wie
sie im vorstehenden beschrieben sind.
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Der übrige Eingang des Servorverstärkers 35 wird mit einem Signal
beliefert, welches eine Istgeschwindigkeit der Seitenruderbewegung (D W)d
darstellt, wie sie durch folgende Gleichung gegeben ist:
worin Hl, Hz, H3, a und n3 Konstanten sind, 5, D und r wie im vorstehenden
bestimmt werden, x2 und r3 Zeitkonstanten sind, yp das Azimut des Luftfahrzeugs
und ypr eine festgesetzte Ausrichtung ist, die parallel der Mittellinie der Rollbahn
in der für die Landung ausgewählten Richtung verläuft. Das Signal, welches den Wert
(D e)d darstellt, wird in einem Summierungsnetzwerk 44 erzeugt, dessen Ausgang
dem Steuerbefehlssignaleingang des Verstärkers 35 zugeführt wird. Das Netzwerk 44
hat drei Eingänge, deren Anschlüsse im nachstehenden beschrieben werden.
Ein
Signal, das die ersten beiden Ausdrücke auf der rechten Seite der Gleichung (2)
darstellt, wird dem einen Eingang des Summierungsnetzwerks 44 von einem Impulsformungsnetzwerk
45 her zugeführt, welches mit einem Signal beliefert wird, das den Wert r vom Geschwindigkeitskreisel
19 her darstellt. Das Netzwerk 45 hat zwei parallele Kanäle, von denen der eine
ein einfacher Proportionskanal ist und der andere eine Übertragungsfunktion
hat. Die Ausgänge der beiden parallelen Kanäle im Netzwerk 45 werden in geeigneten
Anteilen miteinander kombiniert, wobei das kombinierte Signal an das Netzwerk
44 weitergeleitet wird.
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Ein zweiter Eingang des Netzwerks 44 ist mit dem Ausgang des
oben beschriebenen Netzwerks 14 gekoppelt, dessen Ausgang ein Signal ist,
welches den Wert D e darstellt und welches daher dazu verwendet werden kann, eine
Komponente zu schaffen, die den vierten Ausdruck auf der rechten Seite der Gleichung
(2) darstellt.
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Der dritte Eingang zum Netzwerk 44 ist mit dem Ausgang eines
Impulsformungsnetzwerks 46 gekoppelt, welches ein Phasenvoreilungsnetzwerk bekannter
Form mit einer Übertragungsfunktion von
ist. Der Eingang des Netzwerks 46 ist mit dem Ausgang des Motors eines Drehmelders
47 gekoppelt, dessen Ständer gemäß dem Azimut V des Luftfahrzeugs durch Signale
von einem herkömmlichen Magnetkreiselkompaßsystem 48 erregt wird. Eine Welle 49
wird mittels eines Knopfes 50 von Hand eingeregelt, um den Läufer des Drehmelders
47 gemäß der Richtung (yp,.) der Rollbahn, auf welcher das Luftfahrzeug landen
soll, einzustellen, wobei dieses Einstellen vor Beginn der hier in Betracht kommenden
Phase der Landung erfolgt, und zwar offenbar bevor das Landungsmanöver beginnt.
Das Signal vom Motor des Drehmelders 47
stellt somit den Wert (yp
- zpr) dar, und der Ausgang vom Netzwerk 46 nimmt daher die Form an,
die erforderlich ist, um ein Signal zu liefern, das den dritten Ausdruck auf der
rechten Seite der Gleichung (2) darstellt. Das Netzwerk 44 kombiniert die verschiedenen
Signale, die ihm zugeführt werden, in geeigneten Proportionen und in entsprechendem
Richtungssinn, und zwar derart, daß es an seinem Ausgang ein Signal liefert, welches
dem Wert (D e)d entspricht, wie er durch die Gleichung (2) gegeben ist.
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Während eine besondere Einrichtung beschrieben worden ist, bei welcher
die Steuerungsgesetze, wie sie durch die Gleichungen (1) und (2) wiedergegeben werden,
angewandt werden, versteht es sich, daß diese je nach den Erfordernissen für verschiedene
Luftfahrzeuge abgeändert werden können. Andere Ausdrücke, welche in Gleichung (1)
erscheinen können und die die Erzeugung von geeigneten Komponenten des Steuerbefehlssignals
zusätzlich zu oder an Stelle von einigen oder allen der beschriebenen erfordern,
sind Ausdrücke, die abhängen 1. von jeder Abweichung der Querneigung des Luftfahrzeugs,
2. vom Seitenruderwinkel e des Luftfahrzeugs [im Gegensatz zu D T in Gleichung (1)],
3. von der Änderung der Kursrichtung, gegeben als das Integral nach der Zeit für
die Anderungsgeschwindigkeit des Azimutwinkels V, 4. von der Stellung ß, des Querbeschleunigungspendels
(im Gegensatz zu D ß.) und 5. von der Giergeschwindigkeit des Luftfahrzeugs.
In ähnlicher Weise kann die Gleichung (2) einen Ausdruck in e und Ausdrücke, die
andere Funktionen von r und (yp - ypr) als die schon beschriebenen aufweisen.
Auch hier können in beiden Kanälen die Charakteristiken der Formungs- und Summierungsnetzwerke
je nach Bedarf abgeändert werden, um die genauen Funktionen der angewandten Größen
und die Proportionen, in welchen sie kombiniert werden, zu ändern.