DE1234537B

DE1234537B - Flugzeuglandeeinrichtung

Info

Publication number: DE1234537B
Application number: DEN20078A
Authority: DE
Inventors: Elliott Robbin Buxton
Original assignee: North American Aviation Corp
Current assignee: North American Aviation Corp
Priority date: 1960-06-10
Filing date: 1961-05-23
Publication date: 1967-02-16
Also published as: GB964595A; FR1300183A; US3059880A; SE306671B

Description

DEUTSCHES '/MTW* PATENTAMT

AUSLEGESCHRIFT

DeutscheKl.: 62 c-25/08

Nummer: 1234 537

Aktenzeichen: N20078XI/62c

234 537 Anmeldetag: 23.Mai 1961

Auslegetag: 16. Februar 1967

Die Erfindung betrifft eine Fluglandeeinrichtung zum Vorherbestimmen der Abfanghöhe und der Sinkgeschwindigkeit eines Luftfahrzeuges mit zwei Meßfühlern zum Bestimmen der Flughöhe und der Sinkgeschwindigkeit sowie mit Vorrichtungen, die sowohl 5 das Aufsetzen zu einem vorbestimmten Zeitpunkt regeln als auch die beim vorbestimmten Zeitpunkt auftretende anliegende Endsinkgeschwindigkeit vorausberechnen.

Automatische Landeeinrichtungen haben die Aufgäbe, ein Flugzeug auf einem vorbestimmten Gleitweg zu steuern und außerdem durch das Abfangmanöver die Sinkgeschwindigkeit so zu verringern, daß ein Aufsetzen auf der Rollbahn weich und stoßfrei erfolgt und das Ausrollen auf eine vorausbestimmbare Strecke beschränkt bleibt.

Es sind bereits Flugzeuglandeeinrichtungen bekannt, die diese Aufgabe auf verschiedene Weise lösen.

Bei einigen Fluglandeeinrichtungen ist eine konstante Sinkgeschwindigkeit als Funktion der Zeit vorgesehen, wobei der Pilot das Abfangmanöver selbst durchzuführen hat, um das Flugzeug sicher auf der Rollbahn aufzusetzen. Bei einer Einrichtung mit konstanter Sinkgeschwindigkeit besteht jedoch der Nachteil, daß die Geschwindigkeit bei der Durchführung des Sinkfluges unabhängig von der über der Rollbahn zurückgelegten Strecke ist.

Andere bekannte Einrichtungen, die eine Begrenzung der vom Flugzeug zurückgelegten Landestrecke umgehen, beruhen auf Steuerprogrammen mit festgelegter Weggeometrie, die eine vorbestimmte oder programmierte Bahn in bezug auf die Entfernung oder die Zeit verwenden. Jede Abweichung des gesteuerten Flugzeugs von der Bezugsbahn wird bei diesen Einrichtungen durch geeignete Geräte und Recheneinrichtungen ermittelt. Die daraus abgeleitete Information wird in eine automatische Kurssteueranlage eingegeben, die das Flugzeug auf die programmierte Bahn zurückführt. Ein Nachteil macht sich bei diesen Steueranlagen bemerkbar, da beim Ansprechen auf die Kurssteueranlage das Flugzeug starken Bescheunigungen unterworfen sein kann, die zu Unbehagen bei den Passagieren sowie zu unkontrollierbaren Flugwegübergängen mit zu tiefem Abgleiten führen. Außerdem erfordert die kontinuierliche Rückkehr zu einer programmierten Bahn einen weit größerem Aufwand an Steuerungsmaßnahmen als allgemein zur Erzielung einer guten Landung erforderlich ist.

Andere bekannte Gleitwegsteuerungen verwenden Signalkopplungsvorrichtungen zwischen dem Gleitweg-ILS-Empfänger, der auf einen Bodensender anspricht, und einer Längsneigungssteuervorrichtung, Flugzeuglandeeinrichtung

Anmelder:

North American Aviation, Inc.,
Los Angeles, Calif. (V. St. A.)

Vertreter:

Dr.-Ing. H. Ruschke und Dipl.-Ing. H. Agular,
Patentanwälte, München 27, Pienzenauer Str. 2

Als Erfinder benannt:

Elliott Robbin Buxton, Downey, Calif. (V. St. A.) Beanspruchte Priorität:

V. St. v. Amerika vom 10. Juni 1960 (35 306) - -

wobei die Kurssteuerung auf Abweichung des Flugzugs von der vorbestimmten Weggeometrie anspricht, die durch das Strahlungssystem der Bodenfunkanlage dargestellt wird. Diese Steueranlagen eignen sich jedoch nicht für automatische Landungen bis zum Aufsetzpunkt, so daß der Pilot vor dem Aufsetzen die Steuerung selbst übernehmen muß.

Bei einer anderen bekannten Abfangsteuermethode werden Vorrichtungen verwendet, die entweder bei der Landung eine Verringerung der Sinkgeschwindigkeit bewirken oder eine erste und eine zweite geringere Sinkgeschwindigkeit als Funktion der Höhe programmieren. Auch ist ein Abfangmanöver mit logarithmisch abnehmende Sinkgeschwindigkeit bekannt, bei dem durch Umschalten von dem automatischen Gleitwegflug bei einer bestimmten Höhe über dem Rollfeld ein Abfangvorgang eingeleitet wird. Bei diesen Anlagen empfängt der Abfangrechner keinerlei Daten, die von den vorherbestimmten Endbedingungen des Flugzeugs bei einem vorherbestimmten späteren Zeitpunkt abgeleitet werden. Dagegen ist bei diesen Anlagen eine bestimmte Zahl von Anfangsbedienungen erforderlich, um eine Landung innerhalb eines gegebenen Bereichs oder einer Zeitspanne genau durchzuführen, wobei die tatsächlichen Anfangsbedingungen von den angenommenen Anfangsbedingungen abweichen können

709 509/51

und dadurch Funktionsfehler hervorrufen. Außerdem kann bei flachen Landeflügen eine geringe Abweichung der Höhe oder Höhenänderung von Gleitweg oder Gleitweggefälle bereits eine große Streuung bei der Endbereichsfunktion für den Aufsetzpunkt oder der erforderlichen horizontalen Entfernung darstellen.

Diese Geräteart enthält auch keine Vorrichtungen zur Bestimmung von Abweichungen bei lotrechten Geschwindigkeitsänderungen, die beispielsweise bei Böen auftreten.

Die Erfindung will diese Nachteile durch Verwendung eines Endvoraussage-Abfangrechners beseitigen, der eine automatische Landung einschließlich des Abfang- und Aufsetzvorgangs innerhalb einer vorbestimmten Zeitspanne ermöglichen soll, wobei nur diejenigen Steuerfunktionen ausgeführt werden, die bei manueller Steuerung ein Pilot ausüben würde. Das Abfangwegprogramm wird als kontinuierliche Funktion der vorhergesagten Flugwegabweichungen aus den für einen vorbestimmten späteren Endzeitpunkt bestimmten Endbedingungen berechnet, wobei an Stelle einer Rückkehr zu einer programmierten Bahn bei Abweichungen eine neue Bahn zum Erreichen des gewünschten Aufsetzpunktes abgeleitet wird. Dieser Vorgang wird nach der Erfindung erreicht durch zwei Funktionsgeneratoren, die den Sinkgeschwindigkeitsfehler und den Höhenfehler bewerten und die durch einen bekannten Zeitgebermotor angetrieben werden, der die Zeitspanne bestimmt, die bis zu einem vorgewählten Zeitpunkt verbleibt, wobei der eine Funktionserzeuger auf eine Vergleichsvorrichtung anspricht, die den Unterschied zwischen der gegenwärtigen Sinkgeschwindigkeit und der gewünschten Endsinkgeschwindigkeit feststellt, während der andere Funktionsgenerator auf eine weitere Signalquelle anspricht, die den Unterschied zwischen der gegenwärtig und der berechneten anliegenden Sinkgeschwindigkeit feststellt, ferner durch eine Addiervorrichtung, die aus dem Höhenmeßf ühlersignal und den beiden Funktionsgeneratorsignalen ein gemeinsames Ausgangssignal erzeugt, sowie durch eine Signalintegrationsvorrichtung, die auf eine weitere Addiervorrichtung anspricht und ein Signal erzeugt, das der berechneten und der gegenwärtig anliegenden Sinkgeschwindigkeit entspricht, wodurch das Luftfahrzeug innerhalb einer bestimmten Zeitspanne und bei einer unterhalb einer maximalzulässigen Sinkgeschwindigkeit liegenden Aufsetzsinkgeschwindigkeit asymptotisch an den Aufsetzpunkt herangeführt wird.

Das Prinzip der Flugzeuglandeeinrichtung stützt sich auf die Theorie, wonach der künftige Zustand eines Systems durch die Lösung der Differentialgleichungen gegeben ist, die diese Systembewegung definieren. Zur Lösung sind die das System definierenden Anfangsbedingungen als bekannt vorausgesetzt. Für die Lösung der Aufgabe müssen die Anfangsbedingungen für die Flugzeugbewegungsgleichungen die Momentanhöhe und die momentane Höhenänderung oder Sinkgeschwindigkeit enthalten. Diese beiden Parameter werden in geeigneter Weise durch entsprechende Meßvorrichtungen ermittelt und in Höhenoder Höhenänderungsrechner eingegeben, in denen bereits die Bewegungsgleichungen voreingestellt sind, die dem Ansprechen des Flugzeugs während der Abfangphase entsprechen. In die Höhen- oder Höhenänderungsrechner werden die gewünschten Endbedingungen (z. B. Höhe Null und Höhenänderung beim Aufsetzen eingegeben, woraus die Abweichungen der

Höhe- bzw. Höhenänderung an der Aufsetzstelle errechnet werden. Aus dieser Abweichinformation wird ein entsprechendes Steuersignal berechnet, das der Flugregelanlage zugeführt wird.
Ein Ausführungsbeispiel der Flugzeuglandeeinrichtung ist in der Zeichnung dargestellt. Es zeigt

F i g. 1 ein Blockschaltbild der Flugzeuglandeeinrichtung,

F i g. 2 ein Diagramm zur Veranschaulichung einer ίο typischen Landung bei Verwendung der Landeeinrichtung,

F i g. 3 ein Funktionsschaltbild einer bevorzugten Ausführungsform,
F i g. 4 die Kennlinien von Funktionsgeneratoren, die zusammen mit der Ausführungsform nach F i g. 3 verwendet werden können, und

F i g. 5 ein Funktionsschaltbild, das eine Mechanisierung der in F i g. 3 gezeigten Ausführungsform zeigt F i g. 2 zeigt eine Landeanflugbahn, die bei Verwendung der Landeeinrichtung erreicht werden kann. Die Flugbahn ist als Funktion der Flugzeughöhe in bezug auf die Zeit aufgetragen. In der bevorzugten Ausführungsform der Erfindung wird eine vorbestimmte Zeit, z. B. 20 Sekunden, zur Durchführung der Landung verwendet. Die aufgetragene Linie 12 (einschließlich ihrer gestrichelt gezeichneten Verlängerung) veranschaulicht die vorgesehene Flugbahn, der das Flugzeug beim Fehlen von Störungen in der vorherbestimmten Zeit folgen würde. Der Aufsetzpunkt ist bei dieser Flugbahn nach Durchgang der Punkte X und Y erreicht. Falls jedoch am Punkt A eine Störung auftreten würde, die das Flugzeug zum Abweichen von der vorgesehenen Bahn veranlassen würde, wird eine neue Landeanflugbahn 14 angenommen. Diese Bahn ist die kürzeste Annäherung zu dem Aufsetzpunkt und verläuft durch die beiden gleichen Punkte X und Y nahe der Aufsetzstelle.

Ein Höhenmesser 15 (z. B. ein Radarhöhenmesser f_F ig. 1]) und ein Sinkgeschwindigkeitsmesser 17 (z. B.

ein linearer Geschwindigkeitsmesser), der auf einer stabilisierten Plattform angeordnet ist, so daß er keinen Winkeleingangssignalen ausgesetzt ist, sind in dem Flugzeug angeordnet. Der Ausgang des Sinkgeschwindigkeitsmessers 17 wird einem Sinkgeschwindigkeitsfehlervoraussagerechner 18 zugeführt. Der Ausgang der Summiervorrichtung 19, der die Differenz zwischen der tatsächlichen Sinkgeschwindigkeit und der gewünschten Sinkgeschwindigkeit darstellt und der Sinkgeschwindigkeitsfehler he wird als Rückführungssignal an den Sinkgeschwindigkeitsfehlervoraussagerechner 18 geleitet, der den momentanen Beitrag zu dem vorausgesagten Sinkgeschwindigkeitsfehler h_p beim Aufsetzen errechnet. Dieses AufsetzsinkgeschwindigkeitsfehIersignal h_v stellt die Differenz zwischen der gewünschten Sinkgeschwindigkeit beim Aufsetzen, die beispielsweise —60,96 cm/sec betragen kann, und der momentanen vorausgesagten Aufsetzsinkgeschwindigkeit dar.

Der Ausgang hp des SinkgeschwindigkeitsfehIervoraussagerechners 18 wird einem Beschleunigungsrechner 21 zugeführt, der die Änderung der Flugzeugsinkgeschwindigkeit oder des Beschleunigungskommandos hch errechnet, die notwendig ist, um den vorausgesagten Sinkgeschwindigkeitsfehler k_P am Aufsetzpunkt auf Null zu vermindern, d. h., die gewünschte

6g Sinkgeschwindigkeit zu der vorbestimmten Aufsetzzeit zu erreichen. Die Ausgänge des Höhenmessers 15, des Sinkgeschwindigkeitsmessers 17 und des Beschleunigungsrechners 21 werden dem Höhenfehlervoraus-

sagerechner 23 zugeführt. Unter Verwendung dieser Eingänge errechnet der Höhenfehlervoraussagerechner 23 den Momentanbeitrag zu dem Höhenfehler Ir_p am Aufsetzpunkt. Der AusgangA_p des Höhenfehlervoraussagerechners 23 wird dem Verstärker 27 zugeführt, wo er mit einer vorbestimmten Konstanten Kn_c multipliziert wird. Der genaue Faktor, mit dem das Höhenfehlervoraussagesignal in dem Verstärker 27 multipliziert wird, ist so lange nicht kritisch, wie der Ausgang des Verstärkers 27, der als Beschleunigung oder Verlangsamung dargestellt werden kann, die zum Erreichen der Höhe Null zu der gewünschten Zeit erforderlich ist, nicht so groß ist, daß eine unnötige plötzliche Korrektur verursacht wird, oder nicht so klein ist, daß er nicht imstande ist, die erforderliche Korrekturmaßnahme in der bis zum Aufsetzen verbleibenden Zeit zu veranlassen. Die Ausgänge der Verstärker 27 und des Beschleunigungsrechners 21 werden der Summiervorrichtung 30 zugeführt, wo sie zueinander addiert und dem Integrator 31 zugeführt werden. Der Ausgang des Integrators 31 ist das Sinkgeschwindigkeitssignal /'i_c, dem das Flugzeug folgen muß, um am Aufsetzpunkt mit der gewünschten Höhe (Null) und Sinkgeschwindigkeit (z. B. —60,86 cm/sec) einzutreffen. Das Sinkgeschwindigkeitssignal /J_c wird in der Vergleichsvorrichtung 19 mit der tatsächlichen Flugzeugsinkgeschwindigkeit it verglichen, die von dem Sinkgeschwindigkeitsmesser 17 erhalten wird. Der Ausgang der Vergleichsvorrichtung 19 ist der Sinkgeschwindigkeitsfehler he, der die Differenz zwischen /I_c und Ii oder den Betrag darstellt, um den die tatsächliche Sinkgeschwindigkeit entsprechend dem Sinkgeschwindigkeitssignal /Ία geändert werden muß, um die gewünschte Sinkgeschwindigkeit zu erzielen.

Der Ausgang h_e der Vergleichsvorrichtung 19 wird der Flugzeugsteuervorrichtung 35 zugeführt, mittels der die erforderliche Regel- oder Steuermaßnahme an dem Flugzeug 37 bewirkt wird, um die Sinkgeschwindigkeit auf den gewünschten Wert zu bringen. Die Flugzeugsteuervorrichtung 35 kann eine automatische Steuervorrichtung oder ein Anzeigegerät sein, das dem Piloten des Flugzeugs eine optische Darstellung des Fehlersignals gibt, so daß dieser dieses Fehlersignal auf Null bringen kann.

Ein wesentliches Merkmal der Flugzeuglandeeinrichtung ist die Verwendung eines konstanten Verstärkungswertes der Sinkgeschwindigkeitsrückkopp-Iung vom Ausgang des Sinkgeschwindigkeitsmessers 17 zu der Vergleichsvorrichtung 19. Durch Voreinstellung dieses Verstärkungswertes wird für jede Flugzeugautopilotkombination im wesentlichen gleiches Höhenänderungsansprechverhalten für die meisten normalen, durch automatische Kurssteuervorrichtung gesteuerte Flugzeuge erhalten.

Zweitens ergibt die Erzeugung von Kommandosignalen hei ^un^ lieh als Eingänge für den Integrator 31, dessen Ausgang ein Sinkgeschwindigkeitssignal i_tc ist, einen Abfangvorgang, der einem von Hand gesteuerten ähnlicher ist, und ermöglicht die Erzielung eines Abfangvorgangs, der einen geringsten Umfang an Regeloder Steuersystemmaßnahmen erfordert. Der Ausgang des Integrators 31 gibt die Summe der Beträge aller Vorausssagen des momentanen Aufsetzhöhenfehlers und des Sinkgeschwindigkeitsfehlers wieder. Die Integration an diesem Punkt reduziert das Differentialgleichungssystem auf die zweite Ordnung, wodurch eine gekrümmte Flugbahn ermöglicht wird, die den Aufsetzpunkt bei günstiger Auslegung in wirkungs-

voller Weise erreicht. Drittens wird die als Kommandosignal benutzte, berechnete Sinkgeschwindigkeit von nur drei Veränderlichen, nämlich der laufenden Höhe, der laufenden Sinkgeschwindigkeit und dem laufenden Sinkgeschwindigkeitsänderungsfehler /I_e, abgeleitet. Die Verwendung von nur drei gemessenen Veränderlichen in der Flugzeuglandeeinrichtung trägt wesentlich zu deren Einfachheit bei.
In der dargestellten Ausführungsform (F i g. 3) ίο wird ein Abfangzeitraum von 20 Sekunden zugrunde gelegt. Es wird angenommen, daß ein Hilfsleitsystem (z. B. GCA- und ILS-Systeme) das Flugzeug in die Nähe der Flugplatzlandebahn und in eine solche Richtung gebracht hat, daß ein Abfangen durchführbar ist. Der Beginn des vorbestimmten Zeitintervalls T zum Abfangen wird für die meisten Flugzeuge so bestimmt werden, daß es in einer Höhe auftritt, die bei der siebenfachen Flugzeugsinkgeschwindigkeit in 20 Sekunden durchmessen wird.
Unter der Annahme einerverhältnismäßigkonstanten Sinkgeschwindigkeit bei der Annäherung soll das Abfangen beginnen, wenn diese Höhe erreicht ist, die entweder von dem Piloten oder durch automatischen Vergleich dieser beiden Parameter für die vorbestimmte gewünschte Beziehung bestimmt wird. Ein solcher automatischer Vergleich kann durchgeführt werden, indem die Ausgänge des Höhenmessers und des Sinkgeschwindigkeitsmessers einer üblichen elektronischen Vergleichsschaltung, ζ. Β. einer Schmitt-Triggerschaltung, zugeführt werden, die ein Abfangsignal erzeugt, wenn die gewünschte Beziehung zwischen diesen Signalen vorhanden ist. Zu diesem Zweck werden zu Beginn des Abfangens die Schalter 40 und 41 entweder von Hand oder automatisch aus der Vorabfang-Stellung in die Abfangstellung umgeschaltet. Vor Einleitung des Abfangens schließt der Schalter 41 in seiner Vorabfangstellung eine Gegenkopplungsschleife zu dem Integrator 31 und gewährleistet dadurch den Ausgang Null von diesem Integrator am Anfang des Abfangens. Der Schalter 40 verbindet bei Einleitung des Abfangens die Energiequelle 43 mit dem Zeitgebermotor 45. Mit der Ausgangswelle 47 des Motors 45 ist der Steuerarm jedes Funktionsgenerators 49, 50, 51, 53 und 21 verbunden. Die Kennlinien jedes Funktionsgenerators werden später im Zusammenhang mit F i g. 4 erläutert. Der Zeitgeber 45 hat eine Welle 47, die sich mit konstanter Geschwindigkeit dreht und jede Steuerwelle der Funktionsgeneratoren 49, 50, 51, 53 und des Beschleunigungsrechners 21 mit konstanter Geschwindigkeit während der gesamten Abfangphase antreibt.

Der Ausgang i]_e der Vergleichsvorrichtung 19, der den Sinkgeschwindigkeitsfehler darstellt, mit dem die Flugzeugsinkgeschwindigkeit korrigiert werden muß, um die gewünschte Sinkgeschwindigkeit beim Aufsetzen zu erreichen, wird dem Funktionsgenerator 53 als ein Eingang zugeführt. Der Funktionsgenerator 53 stellt das effektive Ansprechverhalten des Flugzeugs zusammen mit seinem Steuersystem auf Sinkgeschwindigkeitsfehlersignale zu irgendeiner Zeit während des Zeitintervalls T vom Anfang des Abfangens bis zum Aufsetzen dar. Dieses Ansprechvermögen kann, z. B. durch Analogrechneruntersuchungen, experimentell bestimmt werden. Der Widerstand an dem Kontaktarm des Potentiometers muß sich derart über den ZeitraumJ ändern, daß Änderungen in dem effektiven Ansprechverhalten des Flugzeugs und seines Steuersystems als Kombination in Form des Sinkge-

schwindigkeitsfehlersignals berücksichtigt werden. Auf diese Weise werden Wirkungsänderungen irgendeines speziellen Sinkgeschwindigkeitsfehlersignals auf die Sinkgeschwindigkeit am Aufsetzpunkt in der Berechnung des vorausgesagten Sinkgeschwindigkeitsfehlers berücksichtigt oder bewertet. Grundsätzlich erteilt dann der Funktionsgenerator 53 dem Sinkgeschwindigkeitsfehlersignal eine Bewertung oder Bedeutung als Zeitfunktion gemäß dem Änderungseffekt, den ein Einheitssinkgeschwindigkeitsfehler auf die Sinkgeschwindigkeit beim Aufsetzen haben würde. Eine typische Ansprechcharakteristik für den Funktionsgenerator 53 ist in F i g. 4 a dargestellt. Die Ansprechcharakteristik ist so ausgebildet, daß sie einen Einheitsausgang des Funktionsgenerators für die ersten angenähert 8 Sekunden des Abfangens und ein sich änderndes Ansprechverhalten während des übrigen Zeitraumes des Abfangens verlangt. Während der letzten Sekunden vor dem Aufsetzen wird die effektive Verstärkung schnell auf Null gebracht, um zu vermeiden, daß in das System sich schnell ändernde Sinkgeschwindigkeitsfehlersignale in der Nähe des Aufsetzpunktes eingespeist werden, die das Aufsetzen in unerwünschter Weise beeinflussen könnten. Wirkungsmäßig ändert daher der Funktionsgenerator 53 das Sinkgeschwindigkeitsfehlersignal als eine Funktion des Ansprechverhaltens mit Sinkgeschwindigkeitsrückkopplung des kombinierten Flugzeug-Steuersystems mit Bezug auf die Zeit. Der Ausgang des Funktionsgenerators 53, der das Produkt des laufenden Sinkge- schwindigkeitsfehlers (f_!e) und des momentanen Sinkgeschwindigkeitsfehleransprechverhaltens als Funktion der bis zum Aufsetzen verbleibenden Zeit ist, (—Gk_e [T — t]), wird der Summiervorrichtung 55 zugeführt. Ein Signal, das die laufende Sinkgeschwindigkeit (O) des Sinkgeschwindigkeitsmessers 17 angibt, sowie der Ausgang der Aufsetzsinkgeschwindigkeitsbezugssignalquelie 57 wird ebenfalls der Summiervorrichtung 55 zugeführt. Die Bezugssignalquelle 57 liefert die gewünschte Sinkgeschwindigkeit an Aufsetzpunkt (z. B. —60,96 cm/sec). Der Ausgang der Summiervorrichtung 55 ist der momentane vorausgesagte Sinkgeschwindigkeitsfehler am Auf setzpunkt hp. Er kann mathematisch folgendermaßen ausgedrückt werden:

h_p = h + he (-GQ [T — t] — href , (1)

wobei

h = Sinkgeschwindigkeit,

h_e = Sinkgeschwindigkeitsfehler,

(— Gji_e) [T— t] = Bewertungsfaktor, der von dem

Funktionsgenerator 53 als Funktion der Zeit bis zum Aufsetzen abgegeben wird,

href = Ausgang der Bezugssignalquelle 57, für die gewünschte Aufsetzsinkgeschwindigkeit.

Der Ausgang hp der Summiervorrichtung 55 wird dem Beschleunigungsrechner 21 zugeführt, der in dem Ausführungsbeispiel ein Funktionsgenerator ist und der den reziproken Wert des Sinkgeschwindigkeitsansprechverhaltens in Abhängigkeit von der Zeit bei einem Einheitsbeschleunigungskommando darstellt. Durch Multiplizieren des vorausgesagten Aufsetz-

Sinkgeschwindigkeitsfehlers h_v mit dem reziproken Wert des Sinkgeschwindigkeitsansprechverhaltens des Systems, das als eine Funktion der bis zum Aufsetzen verbleibenden Zeit an dem Kontaktarm des Beschleunigungsrechners 21 anliegt, wird das Kommandosignal (hch in Form einer Beschleunigung ausgedrückt), das die gewünschte Sinkgeschwindigkeitsänderung am Aufsetzpunkt darstellt, bestimmt. Die Ansprechcharakteristik des Beschleunigungsrechners 21 mit Bezug auf die Zeit als Ableitung für das gleiche System wie in F i g. 4 a ist in F i g. 4 b dargestellt. Es ist ersichtlich, daß mit abnehmender Zeit die Amplitude des Kommandosignals notwendigerweise für einen bestimmten vorausgesagten Änderungsfehler zunehmen muß, um diesen Fehler in der noch verbleibenden Zeit auf Null zu vermindern. Theoretisch würde das Kommandosignal bei Annäherung an die Zeit Null sehr schnell anwachsen. Jedoch werden offenbar unerwünschte Wirkungen einer solchen Steuermaßnahme dadurch beseitigt, daß der Effekt des Beschleunigungsrechners auf das Kommandosignal auf einen festen Wert angenähert 1 Sekunde vor der Zeit Null begrenzt wird. Der Ausgang des Beschleunigungsrechners wird der Summierungsvorrichtung 30 zugeführt.

Wenn keine weiteren Rückkopplungsschleifen geschlossen sind, würde dieses System immer eine konstante Beschleunigungsbahn wählen, welche die gewünschte Sinkgeschwindigkeit am Aufsetzpunkt erreicht. Da jedoch das Flugzeug diese Sinkgeschwindigkeit haben muß, wenn es den Boden erreicht, ist eine äußere Schleife erforderlich, um diese Beschränkung zu erzielen. Diese äußere Schleife enthält Funktionsgeneratoren 51, 50 und 49 sowie eine Summierungsvorrichtung 60 und den Höhenfehlervoraussagerechner 23. Der vorausgesagte Höhenfehler hp am Aufsetzpunkt wird in gleicher Weise wie der vorausgesagte Sinkgeschwindigkeitsfehler hp abgeleitet. Infolge der offensichtlichen Wirkungen irgendeiner Steuermaßnahme zur Erzielung der gewünschten Sinkgeschwindigkeit auf die Höhe wird der Ausgang des Beschleunigungsrechners 21, der das Höhenänderungssignal beeinflußt, dem Funktionsgenerator 51 zugeführt, um zu der Berechnung des vorausgesagten Höhenfehlers beizutragen. Der Funktionsgenerator 51, dessen Kennlinien F i g. 4c zeigt, stellt das Systemhöhenansprechverhalten auf ein Stufenbeschleunigungskommando in bezug auf die Zeit dar, d. h., er stellt die Änderungswirkung eines Beschleunigungskommandos während des Zeitintervalls des Abfangens auf die vorausgesagte Endhöhe dar. Der Ausgang des Funktionsgenerators 51 wird der Summierungsvorrichtung 60 zugeführt.

Das Sinkgeschwindigkeitsfehlersignal he wird von der Subtrahiervorrichtung 19 dem Funktionsgenerator 50 zugeführt. Der FunktionsgeneratorSO stellt das Systemhöhenansprechverhalten auf den Höhenänderungsfehler in bezug auf die Zeit dar, d. h., daß er Änderungen für den Fall berücksichtigt, daß ein Einheitshöhenänderungsfehlersignal die vorausgesagte Endhöhe mit der Zeit haben würde. Seine Kennlinien sind in F i g. 4d dargestellt. Der Ausgang des Funktionsgenerators 50 wird der Summierungsvorrichtung 60 zugeführt. Der Funktionsgenerator 49 stellt das Systemhöhenansprechverhalten auf Höhenänderungssignale in bezug auf die Zeit dar, d. h., er berücksichtigt den Änderungseffekt, den ein Einheitssinkgeschwindigkeitssignal in der Voraussage der

9 10

Endhöhe (am Aufsetzpunkt) während des Zeitinter- tung60 geleitet, die auch den Ausgang des Höhen-

valls des Abfangens haben würde. Kennlinien des messers 15 erhält.

Funktionsgenerators 49 sind in F i g. 4e dargestellt. Der Ausgang der Summierungsvorrichtung 60 ist

Der Ausgang des Sinkgeschwindigkeitsmessers 17 der momentane vorausgesagte Höhenfehler h_p am

wird dem Funktionsgenerator 49 zugeführt, und 5 Aufsetzpunkt. Der mathematische Ausdruck für Ji_v

dessen Ausgang wird an die Summierungsvorrich- lautet:

h_v = h + h_cil(FQ [T-t]+ hei-Fhe) [T - t ] + A(Fi) [T-t], (2)

wobei wird. Die Differenz zwischen der gewünschten Sink-

h = laufende oder momentane Höhe, geschwindigkeit h_c und der tatsächlichen Sinkge-

,■,„,, ^ „. . schwindigkeit h ist der Sinkgeschwindigkeitsfehler he,

h = laufende oder momentane Smkge- _deQ _die ⁸ _Einriclltung J_forrigTeren muß; um die gesc win ig ei, ^ wünschten Endergebnisse zu erreichen. Das Sink-

hck = Beschleunigungskommando, das er- geschwindigkeitsfehlersignal h_e wird über den Schalter forderlich ist, um die gewünschte 41 an die Steuervorrichtung 35 geliefert, um den Sinkgeschwindigkeit am Aufsetz- Abfangvorgang des Flugzeuges zu korrigieren. Die punkt zu erzielen, Steuervorrichtung 35 kann eine automatische Kurs-

he = Sinkgeschwindigkeitsfehlersignal, ²⁰ steuervorrichtung (F i g. 5) oder ein Anzeigegerät

sein, mit dem der Pilot das Flugzeug so steuern kann, {FQ [T— t] — die Ausgangskennlinien des Funk- _{daß der Feüler au}fgehoben wird.

tionsgenerator 51 über das Abfang- _{Die m} ρ i g. 4a und 4b angegebenen Sinkgeschwinzeitmtervall, die das Systemhöhen- digkeits- oder »G«-Bewertungsfunktionen und die in ansprechverhalten auf Beschleuni- _a5 ρ ig. 4c, 4d und 4e angegebenen Höhenansprechgungskommandos wahrend dieses _oder ,^«-Bewertungsfunktionen können empirisch Intervalls darstellen, für jedes spezielle Flugzeug mittels einer Analog-

(-- Fhe) [T~ /] = Systemhöhenansprechverhalten auf rechneruntersuchung abgeleitet werden. Diese »F«- Sinkgeschwindigkeitsfehlersignale und »G«-Bewertungsfunktionen sind auf solche Parawährend Abfangzeitintervalls (Aus- 30 meter gestützt, wie durchschnittliche Flugzeugtrimgang des Funktionsgenerators 50), mung, Flugzeug-Steuersystem-Ansprechverhalten und ,p._WT j ρ . , , _{u t} Bodeneffekt. Bei geeigneter Einstellung des fest-

^ = ^ eSSn^kehss? afe ^gdegten Verstärkungs-Höhenänderungs-Rückkopp-

in ges 1 ig lssgna e a - lungsausdruck (von dem Sinkgeschwindigkeitsmessers rend des Abfangzeitmtervalls _1? \_{u der} Vergleichsvorrichtung 19) für jede FIug-(Ausgang des Funktionsgenerators _zeug._Steuersystem-Kombination können die gleichen

Funktionsgeneratoren universell verwendet werden. Das momentane vorausgesagte Höhenfehlersignal h_p F i g. 5 zeigt ein Funktionsschaltbild einer Flugwird dem Verstärker 27 zugeführt, wo es mit dem zeuglandeeinrichtung der in F i g. 3 gezeigten Auskonstanten Verstärkungsfaktor Ku_c multipliziert wird. 40 führung. In F i g. 5 werden gleiche Bezugszeichen Diese Multiplikation mit dem konstanten Ver- verwendet, um entsprechende in F i g. 3 dargestellte Stärkungsfaktor bestimmt den vorbestimmten Umfang Bauelemente zu bezeichnen. Das Höhensignal wird des vorzunehmenden Regel- oder Steuervorgangs pro von dem Radarhöhenmesser 15 erzeugt. Ein weiteres Einheit des vorausgesagten Höhenfehlersignals. Der Höhensignal wird von dem Sinkgeschwindigkeitsgenaue Wert dieser vorbestimmten Steuerwirkung als 45 messer 17 geliefert und durch den mittels des Tacho-Ausdruck in Form eines Beschleunigungskommando- meters 65 differenzierten Ausgang vom Radarhöhensignals ist nicht kritisch, muß jedoch für die meisten messer 15 überwacht. Wie bekannt, kann ein Radar-Anwendungsfälle zwischen —15,24 cm/sec und höhenmessersignal dadurch differenziert werden, daß —60,96 cm/sec Beschleunigungskommando für jeweils es einer Differenziervorrichtung, z.B. einem Tacho-30,48 cm des vorausgesagten Höhenfehlers liegen. 50 meter, zugeführt wird, um ein Sinkgeschwindigkeits-Der Ausgang des Verstärkers 27, der als 'heu darge- signal zu erzeugen. Es hat sich jedoch gezeigt, daß stellt werden kann, d. h. das Beschleunigungskom- ein in dieser Weise abgeleitetes Sinkgeschwindigkeitsmandosignal zum Vermindern des Höhenfehlers auf signal sogar nach Filterung hochfrequente Rausch-Null am Aufsetzpunkt, wird der Summierungsvor- komponenten hat, die seine Verwendung beeinträchrichtung 30 zugeführt, wo er zu dem Ausgang 'hei, des 55 tigen. Daher wird die Verwendung eines Geschwindig-Funktionsgenerators 52 addiert wird, der das Be- keitsmessers zur Erzeugung eines Höhenänderungsschleunigungskommando zum Vermindern der Sink- signals empfohlen.

geschwindigkeit auf den gewünschten Wert am Der Ausgang des Tachometers 65 mittels eines Aufsetzpunkt darstellt. Hochfrequenzfilters 67 wird gefiltert und der Ver-

Der Ausgang der Summierungsvorrichtung 30, der 60 gleichsvorrichtung 69 zugeführt, wo er mit dem das Gesamtbeschleunigungssignal darstellt, wird dem Ausgang des Sinkgeschwindigkeitsmessers 17 verIntegrator 31 zugeführt. Die Verwendung des Inte- glichen wird. Das Differenzsignal wird dann als grators 31, der alle momentanen Beschleunigungs- Überwachungssignal dem Sinkgeschwindigkeitsmesser signale summiert, reduziert das Differentialgleichungs- 17 zugeführt, um ein Überwachungskorrektursignal an system auf die zweite Ordnung. 65 dem Geschwindigkeitsmesser zu liefern, so daß sein

Der Ausgang h_c des Integrators 31 wird der Ver- Ausgang gemäß dem differenzierten Höhensignal gleichsvorrichtung 19 zugeführt, wo er mit dem Aus- abgeändert wird, das von dem Radarhöhenmesser 15 gang h des Sinkgeschwindigkeitsmessers 17 verglichen und dem Tachometer 65 erzeugt wird.

Claims

Die Kontaktarme der Funktionsgeneratoren sind mechanisch an die Ausgangswelle 47 des Motors 45 gekoppelt, so daß sie in Übereinstimmung mit dieser angetrieben werden. Die Ausgangswelle 47 des Motors 45 beginnt sich zu drehen, wenn der Motor 45 durch Umschaltung des Schalters 40 von der Vorabfangsteliung in die Abfangstellung zu Beginn des Abfangvorganges mit Energie gespeist wird, die von der Spannungsquelle 43 zugeführt wird. Die Ausgänge des Radarhöhenmessers 15 und der Funktionsgeneratoren 49, 50 und 51 werden in der Summiervorrichtung 60 summiert, die Summierwiederstände 75, 76, 77 und 78 aufweist. Diese summierten Signale gelangen durch einen Spannungsteiler 81 an den Verstärker 27. Der Widerstand 81 kann der Eingangswiderstand des Verstärkers 47 sein und bewirkt einen festen Verstärkungsfaktor in dem Ausgangdieses Verstärkers. Der Ausgang des Sinkgeschwindigkeitsmessers 17 wird dem Verstärker 79 zugeführt und dessen Ausgang dem Summierwiderstand 80 in der Summiervorrichtung 55. Der Ausgang an dem Kontaktarm des Funktionsgenerators 53 wird in dem Verstärker 85 verstärkt, dessen Ausgang an den Summierwiderstand 81 in der Summiervorrichtung 55 angelegt wird. Ein Aufsetzsinkgeschwindigkeitsbezugssignal wird von der Bezugssignalquelle 57 erzeugt, die eine Gleichspannungsquelle 88 und einen mit Abgriff versehenen Widerstand 90 umfaßt. Ein vorherbestimmtes Gleichstromsignal wird an dem Abgriff des Widerstandes 90 entwickelt, das die gewünschte Sinkgeschwindigkeit am Aufsetzpunkt darstellt. Dieses Signal wird dem Summierwiderstand 82 in der Summiervorrichtung 55 zugeführt. Der summierte Ausgang der Summiervorrichtung 55 wird an ein Ende des Beschleunigungsrechners 21 angelegt, dessen anderes Ende geerdet ist. Das Signal an dem Kontaktarm des Beschleunigungsrechners 21, das ein Beschleunigungssignal 'hei darstellt, wird sowohl an das obere Ende des Funktionsgenerators 51 als auch an den Widerstand 95 in der Summiervorrichtung 30 geliefert. Der Ausgang des Verstärkers 27, der ein ansprechend auf einen vorausgesagten Höhenfehler erzeugtes Beschleunigungssignal darstellt, wird an den Summierwiderstand 96 in Summiervorrichtung 30 angelegt. Der Ausgang der Summiervorrichtung 30 wird an dem Servoverstärker 100 geliefert, der dann den Servomotor 102 antreibt. Die Ausgangswelle des Servomotors 102 ist mit dem beweglichen Arm des Potentiometers 105 gekuppelt, das einen geerdeten Mittelabgriff hat. Eine Gleichspannungsquelle 107 ist zwischen die Enden des Potentiometers 105 geschaltet. Somit hat das an dem Kontaktarm des Potentiometers 105 auftretende Signal eine positive oder negative Gleichspannung, die die algebraische Summe der Drehung der Ausgangswelle des Servomotors 102 darstellt. Dieses Signal verkörpert somit eine Integration der an den Servoverstärker 100 gelieferten Eingangskommandosignale. Ein Geschwindigkeitsrückkopplungssignal wird von der Ausgangswelle des Servomotors 102 an den Eingang des Verstärkers 100 mittels des Tachometers 110 geliefert. Der Integrator 31 umfaßt den Verstärker 100, den Servomotor 102, den Tachometer 110, das Potentiometer 105 und die Gleichspannungsquelle 107. Der Ausgang an dem Kontaktarm des Potentiometers 105, der das integrierte Beschleunigungssignal oder das Sinkgeschwindigkeitssignal darstellt, gelangt an den Summierwiderstand 112 in der Vergleichs- vorrichtung 19. Der Ausgang des Sinkgeschwindigkeitsmessers 17, der die momentane Sinkgeschwü* digkeit darstellt, wird dem Summierwiderstand 114 in der Vergleichsvorrichtung 19 zugeführt. Der Ausgang der Vergleichsvorrichtung 19, der die Differenz zwischen dem Sinkgeschwindigkeitssignal und dei tatsächlichen Sinkgeschwindigkeit ist, wird als ein , Sinkgeschwindigkeitsfehlersignal über den Schalter 41 an die automatische Kurssteuervorrichtung 35 gegeben, die das Flugzeug so steuert, daß die tatsächliche Sinkgeschwindigkeit mit dem Sinkgeschwindigkeitsr signal übereinstimmt und dadurch das Fehlersignal aufhebt. Patentansprüche:

1. Flugzeuglandeeinrichtung zum Vorherbestimmen der Abfanghöhe und der Sinkgeschwindigkeit eines Luftfahrzeuges mit zwei Meßfühlern zum Bestimmen der Flughöhe und der Sinkgeschwindigkeit sowie mit Vorrichtungen, die sowohl das Aufsetzen zu einem vorbestimmten Zeitpunkt regeln als auch die beim vorbestimmten Zeitpunkt auftretende anliegende Endsinkgeschwindigkeit vorausberechnen, gekennzeichnet durch zwei Funktionsgeneratoren (50, 51), die den Sinkgeschwindigkeitsfehler und den Höhenfehler bewerten und die durch einen bekannten Zeitgebermotor (45) angetrieben werden, der die Zeitspanne bestimmt, die bis zu einem vorgewählten Zeitpunkt verbleibt, wobei der eine Funktionserzeuger (50) auf eine Vergleichsvorrichtung (19) anspricht, die den Unterschied zwischen der gegenwärtigen Sinkgeschwindigkeit und der gewünschten Endsinkgeschwindigkeit feststellt, während der andere Funktionsgenerator (51) auf eine weitere Signalquelle (18) anspricht, die den Unterschied zwischen der gegenwärtig und der berechneten anliegenden Sinkgeschwindigkeit festgestellt, ferner durch eine Addiervorrichtung (60), die aus dem Höhenmeßfühlersignal und den beiden Funktionsgeneratorsignalen eine gemeinsames Ausgangssignal erzeugt, sowie durch eine Signalintegrationsvorrichtung (31), die auf eine weitere Addiervorrichtung (30) anspricht und ein Signal erzeugt, das der berechneten und der gegenwärtig anliegenden Sinkgeschwindigkeit entspricht, wodurch das Luftfahrzeug innerhalb einer bestimmten Zeitspanne und bei einer unterhalb einer maximal zulässigen Sinkgeschwindigkeit liegenden Aufseizsinkgeschwindigkeit asymptotisch an den Aufsetzpunkt herangeführt wird.

2. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Signalintegrationsvorrichtung (31) einen Servoverstärker (100), einen vom Ausgang des Servoverstärkers angetriebenen Servomotor (102) und ein Potentiometer (105) aufweist, dessen Kontaktarm von der Ausgangswelle de» Servomotors angetrieben wird.

3. Einrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch Vergleichsvorrichtungen (19) zur Ableitung eines Signals, das der Differenz zwischen dem Ausgang der Signalintegrationsvorrichtung (31) und dem Ausgang des Sinkgeschwindigkeitsmessers (17) entspricht.

4. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Ausgang des Sinkgeschwindigkeitsmessers (17) einem Sinkgeschwiadigkeitsfehlervorhersagerechner (18) zugeführt