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Vorrichtung zum Führen von Luftfahrzeugen auf einem Gleitpfad Die
Erfindung betrifft eine Vorrichtung zum Führen von Luftfahrzeugen auf einem Gleitpfad
bis in niedrige Flughöhen, in denen elektromagnetischen Signalen erhebliche Störeinflüsse
überlagert sind, mit einem Empfänger, der die Gleitwinkelabweichung des Luftfahrzeuges
von dem vorgegebenen Gleitpfad bestimmt und ein Gleitwinkelabweichungssignal erzeugt,
sowie mit einem Verstärker und einem zu diesem Verstärker parallelen Integrator,
die beide vom Empfängerausgang gesteuert werden und die an einen Addierer, der ein
resultierendes Signal erzeugt, zwei Impulse abgeben, von denen das erste dem Gleitwinkelabweichungssignal
proportional ist, während das zweite dem Zeitintegral des Gleitwinkelabweichungssignals
entspricht, und mit einer vom Empfänger unabhängigen Steuerschaltung, die ein drittes,
der Sinkgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges proportionales Signal erzeugt.
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Bei bekannten Vorrichtungen dieser Art sorgt während des Anfluges
eines Luftfahrzeuges auf eine Landestelle - also während der Gleitphase - ein Leitstrahlempfänger
für Informationen, an Hand deren die Landung vorbereitet wird. Die Informationen
werden bis zu einer bestimmten Flughöhe ausgewertet.
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Gelangt das Luftfahrzeug unterhalb dieser Flughöhe, so wird der Leitstrahlempfänger
abgeschaltet, und ein Rechner und ein Sinkgeschwindigkeitssignal liefern danach
die Informationen, die vom Abfangen bis zur Bodenberührung des Flugzeuges dazu verwendet
werden. die Flugbahn des Luftfahrzeuges festzulegen.
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Beim Umschalten von der einen Informationsquelle auf die andere entstehen
Informationssprünge, die für das Luftfahrzeug erhebliche Folgen haben können.
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Da sich wegen der sich rasch vollziehenden Landung der Informationsgehalt
sehr schnell ändert, kann der Pilot nicht nachprüfen, ob die Kontinuität der Informationen
vor und nach dem Umschalten auf die verschiedenen Informationsquellen erhalten geblieben
ist.
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Bei anderen bekannten Anlagen liefert ein Leitstrahlempfänger ein
Signal, das dem Betrag und Vorzeichen nach ein Maß für die Entfernung ist, die ein
Luftfahrzeug von der geometrischen Mittelachse eines Leitstrahles hat. Diese Information
genügt jedoch nicht, um das Luftfahrzeug richtig zu steuern, wenn Langzeit-Fehlersignale
vorliegen. Derartige Langzeit-Fehlersignale stellen sich z. B. durch den Wind oder
Belastungsänderungen ein, die durch den Verbrauch von Treibstoff entstehen. Die
Ursachen versucht der Autopilot zu kompensieren, in dem er eine dem Betrag nach
gleiche, jedoch entgegengesetzte Kraft erzeugt. Die Ursachen selbst werden durch
diese
Gegenkraft jedoch nicht beseitigt. Dadurch entstehen permanente Fehler, die
bewirken, daß das Luftfahrzeug an Stelle einer bestimmten Flugbahn nur einer parallel
zu dieser liegenden Flugbahn folgt.
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Bei den bekannten Vorrichtungen kompensiert man die Langzeit-Fehlersignale
durch Schaltungen, die das Entfernungssignal empfangen und ein Signal erzeugen,
das dem über die Zeit integrierten Entfernungssignal entspricht. Dieses integrierte
Signal wird zu dem Entfernungssignal algebraisch addiert, wodurch man ein Steuersignal
für den Steigungswinkel des Luftfahrzeuges erzeugt. Jedes Fehlersignal wird durch
die Integrierschaltung festgestellt, die ein Steuersignal erzeugt, wodurch jene
Kraft kompensiert wird, die durch obige Ursachen (Windänderung, Treibstoffverbrauch)
hervorgerufen wurde. Während für diese Gegenkraft die Integrationsschaltung verantwortlich
ist, speichert der Autopilot selbst in bekannter Weise den Standort des Luftfahrzeuges
und verursacht eine Steuerung, die den hervorrufenden Kräften entgegengesetzt ist.
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Durch die Kombination des Entfernungssignals und des sich aus der
Integration des Entfernungssignals ergebenden Signals erhält man ein Steuersignal
für den Steigungswinkel, mit dessen Hilfe das Luftfahrzeug bis in Höhen der Größenordnung
von 60 m auf der geometrischen Achse des Leitstrahles geführt werden kann. Da sich
jedoch die an Bord des Luftfahrzeuges
empfangenen, den Funksignalen
überlagerten Störungen stark vermehren, wenn sich das Flugzeug unterhalb der 60-m-Grenze
befindet, weil das ausgesandte Funksignal vom Boden reflektiert wird, sind diese
bekannten für insbesondere den Blindflug geeigneten Landehilfen nur bis zur oben
angegebenen Höhe wirksam.
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Die in dem durch die Integration entstandenen Signale enthaltenen
Geräusche stellen kein ernsthaftes Problem dar, weil die Integration eine Glättung
der Geräuschspitzen zur Folge hat. Demgegenüber findet bei geringen Flughöhen eine
Uberlagerung von Störsignalen auf Grund der Reflexion vom Boden aus bei kleinen
Höhen statt, so daß das Entfernungssignal praktisch nicht direkt verwendet werden
kann.
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Aufgabe der Erfindung ist es, eine Vorrichtung zum Führen von Luftfahrzeugen
auf einem Gleitpfad zu schaffen, die von den obenerwähnten Nachteilen frei ist.
Insbesondere soll der Geräuschanteil in den in Bodennähe zu erzeugenden Signalen
in Fortfall kommen oder zumindestens sein Anteil reduziert werden. Außerdem wird
ein sprunghafter Wechsel der für die Landung notwendigen Informationsquellen vermieden.
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Zur Lösung dieser Aufgabe ist erfindungsgemäß eine Schaltvorrichtung
vorgesehen, die den Verstärker nach dem Erfassen des Gleitpfades abtrennt und das
dritte Signal an den Eingang des Integrators legt.
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Vorteilhaft ist, wenn die Steuerschaltung einen auf Vertikalbeschleunigungen
ansprechenden Signalen rator sowie einen auf die Sinkgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges
ansprechenden zweiten Signalgenerator, ferner einen vom ersten und zweiten Signalgenerator
gesteuerten zweiten Addierer und ein Tiefpaßfilter aufweist, wobei das Tiefpaßfilter
vom Addierer gesteuert wird und ein störungsfreies Ausgangssignal erzeugt, das der
augenblicklichen Sinkgeschwindigkeit entspricht. Auf diese Weise können die Beschleunigungs-
und Sinkgeschwindigkeitssignale einfach kombiniert und geglättet werden.
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Die angestrebten Vorteile sind insbesondere dann erzielbar, wenn
noch vorgesehen ist, daß der Ausgang des ersten Signalgenerators mit einer ersten
Korrekturschaltung und der Ausgang des Tiefpaßfilters mit einer zweiten Korrekturschaltung
verbunden ist, wobei von den Korrekturschaltungen die Ruhezustandsfehler korrigiert
werden.
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Ein Ausführungsbeispiel der Vorrichtung ist in der Zeichnung dargestellt.
Es zeigt F i g. 1 einen Schaltplan, F i g. 2 eine erläuternde Darstellung.
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Die in F i g. 1 gezeigte Vorrichtung für eine Instrumentenlandung
weist einen Empfänger 1 für ein Leitstrahlbündel auf, das von einem nicht dargestellten
Landefunkfeuer ausgesendet wird. Der Empfänger 1 ist an einen Modulator 2 angeschlossen,
der als Funktion eines empfangenen Gleichstromsignals ein Wechselstromsignal abgibt,
welches seinem Wert und Vorzeichen nach der winkelmäßigen Abweichung des Flugzeuges
und seiner Position in bezug auf den Leitstrahl entspricht. Das vom Modulator 2
gelieferte Signal wird gleichzeitig einem Integrator 3 und einem Verstärker 4 zugeleitet
Die Zuleitung zum Verstärker 4 erfolgt über einen wahlweise einschaltbaren Untèrbrecher
5. Der Integrator 3 ist von bekannter Bauart. Das Signal am Ausgang des Integrators
3 ist dem Zeitintegral der Eingangsspannung direkt
proportional. Das Ausgangssignal
des Integrators 3 ermöglicht, daß Langzeit-Fehlersignale kompensiert werden können,
während für die Kompensation von Fehlersignalen kurzer Dauer der Verstärker 4 verantwortlich
ist. Das die Winkelabweichung anzeigende Signal und sein Zeitintegral werden algebraisch
in einem Summierer 7 addiert, der ein Steuersignal für den Steigungswinkel Oc
liefert, in der e die Winkelabweichung, Ka der Verstärkungsfaktor der Integration,
KD der Verstärkungsfaktor der Winkelabweichung ist.
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Dieses Signal wird dazu verwendet, um das Flugzeug auf die geometrische
Achse des Leitstrahles einzusteuern. In geringen Höhen, insbesondere unterhalb von
60 m, kann das verstärkte Winkelabweichungssignal wegen der Störsignale, die vom
Boden reflektiert werden und sich ihm überlagern, nicht benutzt werden.
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Erfindungsgemäß ersetzt man das Winkelabweichungssignal.durch ein
gleichwertiges Signal, das von allen Störungen frei ist und so beschaffen ist, daß
die Winkelabweichung des Flugzeugs hinsichtlich der geometrischen Achse des Leitstrahles
dargestellt wird, da man ja auch das Integrationssignal zur Verfügung hat. Man hat
gefunden, daß dieses Signal verhältnismäßig frei von Störungen ist, da die Integration
eine Glättung der Störsignalspitzen bewirkt. Der Unterbrecher wird geöffnet, wenn
das Flugzeug auf den Leitstrahl eingesteuert ist, und an eine neue Schaltung angeschlossen,
deren Aufgabe es ist, ein Signal zu erzeugen, das dem Winkelabweichungssignal K
entspricht, aber frei von Störungen ist. Ein wahlweise eingeschalteter Unterbrecherschalter6,
der am Anfang der Einsteuerung geöffnet ist, schließt diese neue Steuerschaltung
an den Eingang des Integrators 3 an. Der Umschaltvorgang wird mit der Hand oder
durch Relais bewirkt, die nicht dargestellt sind und die z. B. in Abhängigkeit von
einem Barometer der Höhe oder der Zeit einschaltbar sind. Der Umschaltvorgang beeinflußt
das Integrationssignal nicht.
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Aus F i g. 2, in der die verschiedenen Winkel der Deutlichkeit halber
übertrieben groß dargestellt sind, ergibt sich, daß man den Winkel, der die Winkelabweichung
des Flugzeuges bezüglich der geometrischen Achse des Leitstrahles wiedergibt, folgendermaßen
ausdrücken kann: e = wobei e die Winkelabweichung, n der von dem Flugzeug gebildete
Anflugwinkel, dessen Schenkel von der Landepiste und einer Linie TZ erzeugt wird,
die den Sender T mit dem Flugzeug Z verbindet, und nc der Erhebungswinkel der geometrischen
Achse des Leitstrahles TB bezüglich der Landebahn ist.
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Es gilt: h tg n= x hB tgnc = x wobei h die Höhe des Flugzeuges und
hB die Höhe des Punktes ist, den der Leitstrahl in der Entfernung x schneidet.
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Weiterhin gilt: n = h/x und h x weil n und nc sehr kleine Winkel
sind, die die Größenordnung von 21/20 haben und folglich ihr Winkel im Bogenmaß
mit dem Tangens des Winkels vertauscht werden kann.
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Somit erhält man: h-hB # = x Es gilt aber:
wobei h' = dh = die wirkliche Sinkgeschwindigkeit, dt dhB h'B = # = die Sinkgeschwindigkeit,
während das dt Flugzeug der geometrischen Achse des Leitstrahles folgt und d h0
= die von vornherein herrschende Abweichung, bezogen auf den Leitstrahl, ist.
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Folglich ist:
Beim Versuch, ein dieser Gleichung genügendes Signal zu verwirklichen, kann man
für x einen konstanten Wert nehmen und zl h0 vernachlässigen. Für x wählt man einen
mittleren Wert, der auch I h,, das im Integral des Abweichungssignals eine Konstante
darstellt, berücksichtigt. Die Gleichung fordert also, daß ein vorzeichenmäßig bestimmtes
Signal, welches die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeuges darstellt, von der tatsächlichen
Sinkgeschwindigkeit h' abgezogen wird, wenn sich das Flugzeug auf der geometrischen
Achse des Leitstrahles an der Stelle befindet.
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Wenn man einen Wert für hB wählt, so muß dieser der tatsächlichen
Sinkgeschwindigkeit des Flugzeuges entsprechen, wenn es sich längs der geometrischen
Achse des Leitstrahles bewegt, um konstante Fehler im stationären Bereich zu vermeiden.
Damit man diesen Wert geeignet wählen kann, muß man also zuvor die Geschwindigkeit
des Flugzeuges und den Winkel ne der geometrischen Achse des Leitstrahles kennen.
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Um dieses in der Praxis lmausführbare Erfordernis zu umgehen, wird
gemäß der Erfindung eine Subtraktion durchgeführt, indem das Signal h' eine zweite
Korrekturschaltung 8 durchlaufen muß.
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In F i g. 1 weist diese Korrekturschaltung 8 einen Demodulator 20
auf, der es gestattet, das Sinkgeschwindigkeitssignal zu demodulieren. Der Demodulator
20 ist irgendeine bekannte Vorrichtung, die auf die Phasenlage des Signals anspricht
und mit einer Wechselbezugsspannung arbeitet, die in Phase mit dem Oszillator des
Signalgenerators für die Sinkgeschwindigkeit ist. Das Ausgangssignal des Demodulators
20 ist ein Gleichstromsignal, das nach Betrag und Vorzeichen dem Betrag und dem
Vorzeichen des zugeführten Signals proportional ist. Dieses Signal wird an die zuvor
erwähnte Korrekturschaltung 8
weitergeleitet, die einen Kondensator 21 in Reihe und
einen Widerstand 22 in Nebenschluß enthält.
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Die zweite Korrekturschaltung 8 ist so ausgelegt, daß sie eine Zeitkonstante
von etwa 30 Sekunden hat. Der Ausgang der Korrekturschaltung 8 ist noch mit einem
Modulator 23 verbunden, der das von der Korrekturschaltung 8 gelieferte Signal mit
einer Trägerspannung moduliert. Der vom Ausgang des Demodulators 20 erzeugte Gleichstrom
lädt den Kondensator 21 auf. Die wachsende Spannung des Kondensators 21 läßt den
Gleichstromwiderstand des Kondensators 21 wachsen und verursacht, daß der vom Kondensator
21 aufgenommene Strom kleiner wird. Am Ende eines bestimmten Zeitraumes ist der
Kondensator 21 vollständig aufgeladen, und es fließt kein Strom mehr. Nach der Aufladung
können nur Stromänderungen durch den Kondensator21 übertragen werden.
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Die Korrekturschaltung 8 bildet somit eine Vorrichtung, die so lange
auf das Sinkgeschwindigkeitssignal anspricht, bis das Wechselstromsignal an seinem
Ausgang zu Null wird. Im eingeschwungenen Zustand, das heißt, wenn das Eingangssignal
eine feste Amplitude hat, ist das Ausgangssignal der Korrekturschaltung 8 gleich
Null. Nur wenn sich die Geschwindigkeit h' ändert, gibt die Korrekturschaltung ein
von Null abweichendes Ausgangssignal ab.
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Dieses Ausgangssignal entspricht der Anderung. Das gesamte Ausgangssignal
ist, während h' zum konstanten Wert hB wird, gleich der Summe aller Anderungen von
h'. Wenn der Endwert hB des Bereichs erreicht ist, ist das Ausgangssignal der Korrekturschaltung
8 gleich Null. Daher ist das resultierende Ausgangssignal der Korrekturschaltung
8 gleich der Differenz zwischen der tatsächlichen Sinkgeschwindigkeit h' und der
Sinkgeschwindigkeit hB, wenn das Flugzeug auf der geometrischen Achse des Leitstrahles
fliegt.
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Die Transformationsfunktion der Korrekturschal-TS tung 8 ist TS +
1 . Folglich ist:
wobei S der Laplace-Operator ist.
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Setzt man diesen Wert in obige Gleichung ein, so erhält man:
Indem man x einen konstanten Wert gibt, kann KD man einen Faktor Kh = # wählen.
Es wird dann x
Es wird nun die Art und Weise beschrieben, in der der Hilfssteuerstromkreis das
Signal erzeugt, das an
Stelle des drahtlos bestimmten Signals der
Winkelabweichung verwendet wird.
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Um ein der Sinkgeschwindigkeit h' proportionales Signal zu erzeugen,
benutzt man eine als zweiter Signalgenerator 30 ausgebildete Vorrichtung, die ein
Barometer umfaßt. Mit dem von dem Signalgenerator 30 kommenden Signal wird ein Tiefpaßfilter
31, ein Addierer 32 und eine erste Korrekturschaltung 33 sowie ein erster Signalgenerator
34 angesteuert. Letztlich ist es deren Aufgabe, dieses Signal von Störungen zu befreien,
die auf Grund der Turbulenz und des Eigenrauschens des Gerätes entstehen. Mit dem
Sinkgeschwindigkeitssignal wird die Korrekturschaltung S angesteuert, die aus der
TS durch Modulation h' TS Größe TS+i durch durch " erzeugt. Dieses Signal wird auf
einen Verstärker 9 mit einem Verstärkungsfaktor Kh und dann auf den Eingang des
Integrators 3 gegeben, der das Signal
erzeugt. Wie durch die Gleichung gezeigt worden ist, entspricht dieses Signal einer
bestimmten Winkelabweichung KD e vom Leitstrahl. Die Integration bewirkt weiterhin,
daß das Rauschen vermindert wird, das eventuell in dem Sinkgeschwindigkeitssignal
vorhanden ist. Nach der Integration erzeugt man aus dem Sinkgeschwindigkeitssignal
ein weiteres Signal, das dem Signal der Winkelabweichung gleicht, aber frei von
jeglicher Störung ist.
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Um die Störeinwirkungen auf h' zu verringern, wird das durch die
Schaltung erzeugter Signal h' an das Tiefpaßfilter 31 gegeben, der das Sinkgeschwindigkeitssignal
als Bezugs-Niederfrequenz und ein aus diesem durch einen Vertikalbeschleunigungsmesser
erzeugtes Signal als Bezugs-Hochfrequenz verwendet.
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Diese Signalkombination liefert ein der Sinkgeschwindigkeit ha proportionales
Signal, das von Störungen befreit ist.
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Die Schaltung zur Eliminierung der Turbulenz weist den Addierer 32
auf, der ein Beschleunigungssignal TAN empfängt, in dem T der Beschleunigungszuwachs
und ein Sinkgeschwindigkeitssignal h' ist.
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Der Ausgang des Addierers 32 ist an den Tiefpaßfilter 31 angeschlossen,
der einen Demodulator 35, als RC-Glied einen veränderlichen Widerstand und einen
Modulator 38 aufweist. Der Demodulator 35 liefert eine Gleichspannung, die nach
Vorzeichen und Betrag der Phase und dem Betrag des Eingangssignals entspricht. Der
Tiefpaßfilter 31 weist fernerhin einen Kondensator 37 auf der zwischen Masse 39
und dem einen Ende des veränderlichen Widerstandes 36 liegt. Der Filter 31 hat eine
Zeitkonstante von 4 Sekunden. Diese Zeitkonstante stellt einen Kompromiß zwischen
großen Werten dar, die erforderlich sind, um das Rauschen aus dem barometrischen
Signal der Sinkgeschwindigkeit herauszufiltern, und den kleineren Werten, die erwünscht
sind, um die Abhängigkeit gegenüber dem Beschleunigungsmesser und gegenüber den
Langzeitbezugssignalen zu verringern. Der Tiefpaßfilter 31 verstärkt das aus dem
Addierer 32 austretende Signal um den Faktor TS + I Das Signal há am Ausgang des
Tiefpaßfilters 31 kann folgendermaßen ausgedrückt werden:
= = rs+ 1 + TAN TS+1 TS+1'
Nach Kürzung erhält man:
In dem Maß, in dem das Geräusch in hB auf einer Frequenz liegt, die höher als 1
rad/Sekunden ist, wird há verhältnismäßig rauschfrei. Da das mit h' verbundene Rauschen
vermindert worden ist, kann man sagen, daß hB genau gleich h' ist. Indem man AN
durch Sh' ersetzt, erhält man:
Das Vertikalbeschleunigungssignal wird durch den ersten Signalgenerator 34 erzeugt.
Dieses Signal muß von systematischen Fehlern, die von der fehlerhaften Montage des
Beschleunigungsmessers, der winkelmäßigen Lage des Flugzeugs im Raum abhängen, befreit
werden. Die dazu notwendigen Informationen müssen im voraus bekannt sein, damit
man eine Vertikalbeschleunigung ableiten kann.
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Um diese unausführbaren Erfordernisse zu vermeiden, wird das Beschleunigungssignal
über die erste Korrekturschaltung 33 an den Addierer 32 gelegt. Diese Korrekturschaltung
33 hat eine Zeitkonstante von 20 Sekunden, ist im übrigen aber der zweiten Korrekturschaltung
8 ähnlich. Die erste Korrekturschaltung 33 kompensiert die systematischen Fehler.
Im Ausgangssignal der Korrekturschaltung 33 sind nur die Anderungen des Vertikalbeschleunigungssignals
enthalten. Diese Anderungen entstehen auf Grund von Windstößen. Diese Windstöße
sind es auch, die schließlich für die vom Flugzeug durchgeführten Beschleunigungen
verantwortlich sind. Daher stimmt das Ausgangssignal der Korrekturschaltung 33 im
wesentlichen mit der tatsächlichen Vertikalbeschleunigung des Flugzeuges überein.
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Mit einer bekannten Zwischenstufe kann der vom Leitstrahl herrührende
Fehler verringert werden.
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Dies ist deshalb notwendig, weil sich die Amplitude des empfangenen
Signals vergrößert und weil der Fehler in Abweichungsgraden pro Meter bezüglich
der geometrischen Achse des Leitstrahles sich im umgekehrten Verhältnis zu der Entfernung
vom Sender ändert. In der Vorrichtung nach der Erfindung ist der Verstärkungsfaktor
Kh des Verstärkers 9, der KD entspricht, konstant, wodurch das Signal, das das Signal
der Winkelabweichung ersetzen soll, unempfindlicher wird.
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Obwohl die Wirkungsweise der Vorrichtung nach der Erfindung aus der
vorhergehenden Beschreibung deutlich hervorgeht, sei hier noch einmal eine kurze
Zusammenfassung gegeben.
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Ein Leitstrahlempfänger 1 erzeugt ein Signal gemäß der Abweichung
von einem Leitstrahl, wie es bei den bekannten Vorrichtungen zur Instrumentenlandung
bzw. bei einem Blindlandeflug der Fall ist.
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Das Signal wird über einen Modulator 2 an einen
Integrator
3 und über einen wahlweise eingeschalteten Unterbrecher 5 an einen Verstärker 4
gelegt. Das Signal, das man am Ausgang des Addierers 7 erhält, ist ein Steuersignal,
das dem Steigungswinkel Oc entspricht, wobei
ist.
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Man benutzt dieses Signal in dem Zeitraum der Einsteuerung auf den
Leitstrahl. Die Kombination des Winkelabweichungssignals und des Signals, das durch
die Integration des ersteren erhalten wird, liefert ein Steuersignal für den Steigungswinkel,
das bis zu einer Flughöhe von 60 m verwendet werden kann. In geringeren Höhen verbietet
sich die Verwendung, da Störungen auf Grund von Bodenreflexionen entstehen.
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Am Ende eines beliebigen Zeitabschnittes nach dem Auffassen der geometrischen
Achse des Leitstrahles öffnet man den Unterbrecher 5 und schließt den Unterbrecher
6, der während der Auffaßphase geöffnet geblieben ist. Der Eingang des Integrators
3 ist mit einer Steuerschaltung verbunden. Diese Steuerschaltung soll an Stelle
des die augenblicklichen Verhältnisse vermittelnden Signals KD e zu F des Steuersignals
für den Steigungswinkel ein Signal setzen, das frei von Störungen ist. Die Umschaltung
kann unmittelbar dann erfolgen, wenn das Flugzeug eine vergleichsweise große Höhe
erreicht hat. Hierdurch hat der Pilot Gelegenheit, sich vom einwandfreien Arbeiten
der Schaltungen zu überzeugen, bevor das Flugzeug geringere Höhen erreicht.
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Das von dieser zweiten Steuerschaltung erzeugte Signal kann an Hand
der Gleichung
angegeben werden. Zur Erzeugung dieses Signals hat die zweite Steuerschaltung den
ersten Signalgenerator 34 und den zweiten Signalgenerator 30, der ein Sinkgeschwindigkeitssignal
liefert. Nachdem die Kombination dieser Signale das Tiefpaßfilter 31 durchlaufen
hat, erhält man ein Signal für die augenblickliche Sinkgeschwindigkeit h', das rauschfrei
ist und von dem zweiten Signalgenerator 30 geliefert wird. Dann durchläuft das Sinkgeschwindigkeitssignal
die zweite Korrekturschaltung 8, die hß von h subtrahieren soll. Während das Flugzeug
auf der geometrischen Achse des Leitstrahles fliegt, d. h. sich in einem in bezug
hierauf stationären Zustand befindet, ist hB = h: und das Ausgangssignal der zweiten
Korrekturschaltung 8 ist gleich Null.
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Das Ausgangssignal der zweiten Korrekturschaltung 8 durchläuft den
Verstärker 9 mit dem Ver-
stärkungsfaktor Kh und den Integrator 3. Das Signal
am Ausgang des Integrators 3 entspricht dem Winkelabweichungssignal und ermöglicht
es daher, kurzzeitige Abweichungen zu kompensieren. Dieses mit dem Integral des
Winkelabweichungssignals kombinierte Signal liefert ein Steuersignal für den Neigungswinkel
des Flugzeuges, das bis zu einer Flughöhe von 15 m genügend genau ist.