DE1248477B

DE1248477B - Automatic flight controller for aircraft

Info

Publication number: DE1248477B
Application number: DES80394A
Authority: DE
Inventors: Kenneth Fearnside; Heinz Pollak
Original assignee: S Smith and Sons Ltd
Current assignee: S Smith and Sons Ltd
Priority date: 1962-07-13
Filing date: 1962-07-13
Publication date: 1967-08-24

Description

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.Automatic flight controller for aircraft The invention relates to on automatic flight controllers for aircraft to align the longitudinal axis of the aircraft parallel to the approach baseline in the last phase of the landing.

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.The automatic landing of an aircraft is usually with With the help of signals received from a conventional 1. L. S: system will. The 1st L. S. glide path radio beacon serves to guide the descending path of the Aircraft through the initial glide and interception phase of the landing maneuver to be determined up to a point which is about 15 m above the taxiway. from From this point the descent is gently »starved« to the taxiway, whereby the Aircraft shortly before touchdown during this interception phase parallel to the taxiway aligned and with the wings during the final landing phase of the maneuver hold horizontally. The course of the aircraft is determined over the entire landing maneuver held along the 1st L.S. beacon so that it was aligned with the approach baseline or the runway is in alignment.

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.The tendency of any cross wind component, the aircraft sideways dissuade from the approach path is counteracted by the fact that the aircraft partially Is "placed in the wind" so that the crosswind component through a component the forward movement of the aircraft is compensated. It is during the landing phase necessary, the angular difference between the longitudinal axis of the aircraft and the Eliminate the approach baseline, d. H. to eliminate the slip angle, namely through a process known as "taking back the sliding angle". While During this process, the wings must be kept level to prevent that they touch the ground, and so has already been suggested the required Alignment of the longitudinal axis of the aircraft parallel to the approach baseline Use the rudder. When the rudder is used in this way the aircraft shows a tendency to move about the longitudinal axis run and the wing on the inside of the turning movement downwards press. It is necessary to avoid any tendency to roll that way or in any other way, for example as a result of a change in the Strength of the cross wind component can arise to counteract. It's the job of Invention of providing an automatic flight controller which solves this problem.

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.The automatic flight controller according to the invention is characterized by an accelerometer that is responsive to the aircraft's lateral acceleration, and that for a control command signal for controlling the rotational movement of the aircraft provides a component around the longitudinal axis that is a function of the transverse acceleration of the aircraft, the control command signal representing the tendency of the aircraft, to execute a rolling movement when the sliding angle is withdrawn, counteracts this.

Das Steuerbefehlssignal kann weitere Komponenten enthalten, die beispielsweise nachfolgend aufgeführt sind: 1. Eine Komponente, die eine Funktion des Längsneigungswinkels des Luftfahrzeugs darstellt.The control command signal can contain further components, for example Listed below are: 1. A component that is a function of pitch angle of the aircraft.

2. Eine Komponente, die eine Funktion der Rollgeschwindigkeit darstellt.2. A component that is a function of roll speed.

3. Eine oder mehrere Komponenten, die irgendeiner Änderung in der Kursrichtung des Luftfahrzeugs oder der Giergeschwindigkeit entspricht bzw. entsprechen.3. One or more components that are subject to any change in the Course direction of the aircraft or the yaw rate corresponds or correspond.

4. Eine oder mehrere Komponenten, die der Stellung des Seitenruders oder der Änderungsgeschwindigkeit der Seitenruderstellung entspricht bzw. entsprechen.4. One or more components that affect the position of the rudder or corresponds to the rate of change of the rudder position.

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.The control command signal can also be derived from any or all of the further components, and the one component can be a Represent a function of lateral acceleration that is one or more derivatives thereof is or includes.

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.The accelerometer can be a pendulum that is in the aircraft freely rotatable about an axis is that parallel to the longitudinal axis of the aircraft, the pendulum preferably in front of the center of gravity of the Aircraft is arranged, and a signal, which any angular deflection of the pendulum from its reference position (i.e. the plumb axis) can then can be used as a signal. which corresponds to the lateral acceleration of the aircraft. The accelerometer needs to measure the roll, but it actually detects any lateral or lateral force acting on the aircraft. If he is before the The center of gravity of the aircraft is located, most of the measured Force to be attributed to the sliding flight, at least during the relevant Maneuver, but there may still be a component as a result of the operation of the rudder to be available. Each such component can be replaced by a further component, which caused by the movement of the rudder. When the accelerometer is near the center of gravity, the rudder effect is greater.

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.At the same time, a flight controller according to the invention can be a device. to control the rudder of the aircraft or equivalent control surfaces corresponding to a control command signal having a first component, which is a function of any difference between the aircraft heading and a fixed direction, d. H. in this case the direction of the runway is, and, if necessary, has other components, namely, for. B. the following: I. A component that is a function of the aileron position, and II. one or several components that function the yaw rate of the aircraft and the yaw acceleration. An embodiment of the invention is now explained in more detail with reference to the drawing, which is a block diagram of the flight controller represents.

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.The flight controller has rudder and aileron control channels that are part of an autopilot that uses cruise control. The device is shown in the drawing as it exists from the moment the automatic slip angle elimination is commenced, with switches (not shown) being provided to change the circuit if necessary and to introduce additional signal sources for other modes of operation of the device. According to the drawing, a servo amplifier 1 in the aileron control channel controls the excitation of the control phase winding 2 a of a two-phase induction servo motor 2. The servo motor 2 has a reference phase winding 2 b, which is connected to terminals 3, to which a reference voltage source 3 (not shown) is in operation connected. The motor 2 drives a shaft 4, which in turn drives both a tachometer generator 5 for generating a feedback signal, which represents the rotational speed of the shaft 4, and also drives an electromagnetic clutch 6. The input winding of the tachometer generator 5 is connected to connections 7 to which a reference voltage source is coupled during operation. The output winding of generator 5 is coupled to an input of amplifier 1 which provides a speed feedback voltage in a known manner. The coil of the clutch 6 is in a conventional DC excitation circuit (not shown) which has switches which determine whether the circuit is closed or not, and thus whether the output drive is engaged or disengaged from the aileron channel of the autopilot.

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.The output of the clutch 6 is coupled to a further shaft 8 which drives an aileron servomotor 9. The output of the servomotor 9 is coupled directly to a pair of aileron surfaces 11 of the aircraft via shafts 10. In addition, two aileron position pickups 12 and 13 (e.g. potentiometers or resolvers) are provided, which are driven by the shaft 10, one being a position feedback signal which is fed to a further input of the servo amplifier 1, and the other is a Provides aileron position signal, which is fed via a pulse shaping network 14 to the rudder channel. The characteristics of the network 14 and the purpose of this cross-communication are further described below in connection with the rudder channel.

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.In addition to the two feedback signal inputs already mentioned, the amplifier 1 has a third input which is coupled to the output of a signal summing network 1.5 with four separate inputs, the output signal of the network 15 representing a target speed of the aileron movement. For the particular aircraft for which the device was designed, a target speed of the aileron movement signal (D e) d from the following equation has been found to be suitable: Ni, F1, FZ and F3 are numerical constants and F4 and a1 are time constants, D is the quotient for the differentiation according to time; e is the aileron position, (D 0) is the actual speed of the movement around the longitudinal axis relative to the geodetic axis cross, "B" is the deflection angle of a later mentioned side pendulum, V is the rudder position of the aircraft, and r is the yaw rate of the aircraft.

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.The first term on the right-hand side of equation (1) is used in all operating modes of the device and is a signal which represents the roll speed of the aircraft with a certain phase advance, as determined in a known manner by the values n1 and z1. A signal representing this term is applied to one input of summing network 15 from the output of a pulse-shaping network 16 having phase-leading properties so that its output represents the input when the operating function - is being used. This network 16 can be of any known form. The input to network 16 is a signal which represents the value (D 0) and is generated by adding up in network 17, up to a certain degree of approximation, signals which represent the quantities p (the taxiing speed of the aircraft) and r O where r is the yaw rate of the aircraft and O is its pitch. The expression (p -I- r (9 ) is a satisfactory approximation for the quantity (D 0) where, as in the present case, the pitch angle O is small, e.g. less than ten degrees. Signals that p and R, are generated by customers or tapper, the correspondingly aligned rate gyros are associated with 18 and 19, which form a part of the autopilot and sitting on a fixed in the aircraft platform. the rotors 18 and 19 are located together with a third gyro 20 for supplying a signal representing the pitching speed q of the aircraft in a speed gyro unit 21. The output of the gyro 20 is used in a known manner and as indicated in the drawing in the elevator channel of the autopilot.

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.The autopilot also has a gyroscope 22 with output shafts 23 and 24, which are set according to the angles 0 and (P of the transverse axis and the longitudinal axis. Both shafts drive pickups 25 or 26, e.g. resolvers and / or potentiometers which more than one can be provided on both shafts, although only one is shown in each case. The signals from these pickups 25 and 26 are used in the elevator channel of the autopilot and the aileron channel, respectively, in ways other than above. Shaft 23 drives also the shaft of a potentiometer 27, the entire resistance of which is applied a signal representing the value r from the gyro 19. The voltage between the sliding contact and one end of the resistor then corresponds to the value r O, and this voltage is applied to one input of the Summing network 17, the other input of which is fed with a signal which represents the value p from the gyroscope 18. The output v om network 17 thus represents, as required, the size (p -i r 0) or D 0 .

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.A second input of the network 15 is coupled to the output of the pulse shaping network 28, which in this case is a differentiation network, and is supplied with a signal which represents the value r from the speed gyro 19 . The output of network 28 then represents the quantity Dr which is required for the fourth expression on the right-hand side of equation (1). This term is included in such a sense that it counteracts any movement of the aircraft about the longitudinal axis resulting from movement about the vertical axis.

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.A third input for the network 15 is derived from a transverse acceleration pendulum 29, ie from an accelerometer which contains a pendulum which can deflect an angle about the longitudinal axis of the aircraft and is preferably arranged in front of the center of gravity of the aircraft. The third input to the network 15 is derived from the unit 29 via a pulse shaping network 30, which in this case again is a differentiation network and gives an output D ß , where ß is the angular deflection of the pendulum from its reference position (i.e. the plumb line) , which is represented by a signal which is derived from a pick-up on the pendulum. This gives a signal that is the second term on the right-hand side of equation (1).

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.The remainder of the input to the network 15 comes from a network 31 which, as described below in connection with the rudder channel, receives at its input a signal indicating the rudder position; reproduces. The network 31 is again a differentiation network and provides an output which represents the value D W which is required for the third expression on the right-hand side of equation (1). This component, in turn, is included in the sense that it counteracts any movement of the aircraft about the longitudinal axis which occurs due to actuation of the rudder and, if necessary, cancels any effect which actuation of the rudder may have on the rudder .

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.The summing network 15 operates to include the signals of the networks 16, 28, 30 and 31 combined in the proportions and in the sense of direction, which are required due to the constants and signs in equation (1), where the constants F1 to F4, as will be understood, according to the characteristics of the Aircraft are set.

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.The rudder channel is similar to the aileron channel and has one Servo amplifier 35, which controls a servomotor 36, the shaft 37 of which is a tachometer generator 38 and the drive of an electromagnetic clutch 39 drives. The outcome of the Tä.chogenerators 38 is fed back to an input of the amplifier 35 to a To provide speed feedback, while the output of the clutch 39 a Shaft 40 and via this a rudder actuator motor 41, a shaft 42 and the rudder 43 drives, this latter combination, as with the ailerons, only is a simplified schematic for the purpose of description. The wave 42 drives a rudder position pick-up 32, the output of which is the input of the network 31 is fed in the aileron channel according to the requirements, such as they are described above.

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.The remaining input of the servo amplifier 35 is supplied with a signal which represents an actual speed of the rudder movement (D W) d, as given by the following equation: where Hl, Hz, H3, a and n3 are constants, 5, D and r are determined as above, x2 and r3 are time constants, yp is the azimuth of the aircraft and ypr is a fixed orientation that is parallel to the centerline of the taxiway in the direction selected for landing. The signal which represents the value (D e) d is generated in a summation network 44 , the output of which is fed to the control command signal input of the amplifier 35. The network 44 has three inputs, the connections of which are described below. A signal representing the first two terms on the right-hand side of equation (2) is fed to one input of summing network 44 from pulse shaping network 45, which is supplied with a signal representing the value r from speed gyro 19. The network 45 has two parallel channels, one of which is a simple proportional channel and the other is a transfer function Has. The outputs of the two parallel channels in network 45 are combined with one another in suitable proportions, the combined signal being forwarded to network 44.

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.A second input of network 44 is coupled to the output of network 14 described above, the output of which is a signal representing the value D e and which can therefore be used to create a component which is the fourth term on the right of equation (2).

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.The third input to network 44 is coupled to the output of a pulse shaping network 46 which is a phase advance network of known form with a transfer function of is. The input of the network 46 is coupled to the output of the motor of a resolver 47, the stator of which is energized in accordance with the azimuth V of the aircraft by signals from a conventional magnetic gyro compass system 48. A shaft 49 is adjusted manually by means of a button 50 in order to adjust the rotor of the resolver 47 according to the direction (yp,.) Of the runway on which the aircraft is to land, this adjustment before the beginning of the phase in question here Landing takes place, apparently before the landing maneuver begins. The signal from the motor of resolver 47 thus represents the value (yp - zpr), and the output from network 46 therefore takes the form necessary to provide a signal that satisfies the third term on the right-hand side of the equation (2) represents. The network 44 combines the various signals that are fed to it, in suitable proportions and in a corresponding sense of direction, in such a way that it delivers a signal at its output which corresponds to the value (D e) d as determined by the equation ( 2) is given.

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.While a particular arrangement has been described in which the control laws as represented by equations (1) and (2) are applied, it will be understood that these can be varied as required for different aircraft. Other expressions which may appear in equation (1) and which require the generation of suitable components of the control command signal in addition to or in lieu of some or all of those described are expressions that depend on 1. on any deviation in the aircraft roll, 2. from the rudder angle e of the aircraft [in contrast to DT in equation (1)], 3. from the change in course direction, given as the integral after time for the rate of change of the azimuth angle V, 4. from the position β, the lateral acceleration pendulum (im In contrast to D ß.) And 5. the yaw rate of the aircraft. Similarly, equation (2) may have an expression in e and expressions that have functions of r and (yp - ypr) other than those already described. Again, the characteristics of the shaping and summing networks in both channels can be modified as needed to change the exact functions of the quantities used and the proportions in which they are combined.

Claims

Claims: 1. Automatic flight controller for aircraft Alignment of the aircraft longitudinal axis parallel to the approach baseline in the last one Landing phase, characterized by an accelerometer (29) pointing to the lateral acceleration of the aircraft responds, and that for a control command signal a component for controlling the rotational movement of the aircraft around the longitudinal axis provides which is a function of the lateral acceleration of the aircraft, where the control command signal of the tendency of the aircraft when reducing the side-slip angle execute a rolling motion counteracts.

2. Flight controller according to claim 1, characterized characterized in that the accelerometer has a pendulum (29) having a Able to execute angular deflection around the longitudinal axis of the aircraft, whereby the The signal provided by the accelerometer depends on the deflection angle (6p).

3. Flight controller according to Claim 2, characterized in that the pendulum is in front of the center of gravity of the aircraft is arranged.

4. flight controller according to claim 1 to 3 ,. through this characterized in that one of the taxiing speed (D 0) of the aircraft is dependent Component contained in the control command signal is that of the tendency of the aircraft counteracts rolling.

5. Flight controller according to claim 1 to 4, characterized in that one of the yaw rate (Dr) of the aircraft dependent component is contained in the control command signal, which is the tendency of the aircraft counteracts rolling.

6. Flight controller according to claim 1 to 5, characterized in that a component dependent on the rudder deflection (D (p) of the aircraft) is contained in the control command signal and counteracts the tendency of the aircraft to roll. 1 110 527, 1132 803; Journal of the Institute of Navigation, WJ Charnley, "Blind Landing", Vol. XII, 1959, pp. 115 to 135. Older patents considered: German Patent No. 1137 316.