DE2000114B2 - Vorrichtung zum Steuern des Gleitwinkels beim Sinkflug, Abfangen und Aufsetzen eines Flugzeugs - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Vorrichtung zum Steuern des Gleitwinkels beim Sinkflug, Abfangen und Aufsetzen eines Flugzeugs mit mehreren einstellbaren Spoilern, die an den Tragflügeln zur Steuerung des Auftriebs angebracht sind, mit einer mit jedem der Spoiler verbundenen Betätigungsvorrichtung, einem Gleitwegempfänger, der auf einen am Boden befindlichen Sender zum Erzeugen von Gleiiweglagesignalen anspricht, die ein Maß für die vertikale Abweichung unter- und oberhalb des vorbestimmten Gleitweges sind, um! mit einem Höhenmesser zum Erzeugen von Hohen-Signalen, welche die Höhe des Flugzeugs oberhalb <k-s Erdbodens anzeigen.

Störklappen oder Spoiler zur Beeinflussung des Gleitweges sind bekannt (DTPS 6 73 299, W. D. Picht, »Moderne Flugzeuglechnik«, VEB-Verlag Technik, Berlin 1960, S. 307, Absätze 4 und 5). Danach sind Spoiler in einem bestimmten Winkel in die Strömiung gestellte Widerstandsflächen, die bei modernen Strahlflugzeugen bisweilen in Kombination mit Wölbungsklappen verwendet werden. Bei solchen Kombinationen werden die Landeklappen für den Start nur geringfügig ausgeschwenkt, für den Landeanflug jedoch in vollem Winkel. In diesem Fall dienen die auf den Tragflügeloberseiten von hinten in Flugrichtung aufschwenkenden Spoiler zur Verbesserung der Quersteuerung und zur Veränderung des Gleitwinkels.

Es wurde auch schon vorgeschlagen, sogenannte »Direct- Lift-Controlw^DLC-JEinrichtungen vorzusehen, um die Steuerbarkeit eines Flugzeugs bei Handsteuerung, insbesondere auf der Gleitbahn, in Längsrichtung zu verbessern. Genauer gesagt wurde vorgeschlagen, zu diesem Zweck Störklappen und Landeklappen heranzuziehen, um Landungen auf Flugzeugträgern zu ermöglichen. Solche herkömmlichen Systeme werden gewöhnlich als »Drei-Parameter-Systeme« bezeichnet, da der Pilot beständig

1. die Triebwerke steuern,

2. die Anzeigeinstrumente überwachen und

3. die Stör- und Landeklappen steuern muß um das Flugzeug entlang der gewünschten vertikalen Flugbahnkomponente zu führen. Obgleich solche DLC-Systeme dazu beigetragen haben, die Genauigkeit des Landeanflugs zu verbessern, bringen sie eine kaum hinzunehmende Belastung für den Piloten mit sich auf Grund der zusätzlichen Über-

wachungs- und Steuerungsaufgaben, die dieser zu vollführen hat.

ner Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Vor-•Jhmne der eingangs genannten Art zu schaffen, die j Piloten wesentlich entlastet und ein genaues Ein- 5 1 des Gleitweges und ein einwandfreies Aufsetzen

10

" nese AutgaDe wird erfindungsgemäß dadurch gei* V daß sie einen Rechner mit einem ersten und zweimit dem Gleitwegempfänger bzw. dem Höhen- «er verbundenen Eingang und einen mit einer Errichtung für die Spoiler verbundenen Ausaufweist, daß der Rechner auf die Kombination Ψ rieitweglagesignale und Höhensignale anspricht, ei er war rend des Sinkfluges, wenn sich das Flug- 15 ,oberhalb einer gegebenen Höhe befindet, in er-' Linie auf die Gleitweglagesignale anspricht und ,„„eh während des Abfangens und Aufsetzens, wenn • h das Flugzeug unterhalb einer bestimmten Höhe !!findet auf die Höhensignale anspricht, um Steuer-Signale für die Steuereinrichtung für die Spoiler zu er-

^teÄ⁸usⁿgangssignale des Autopiloten bzw. Glenweg_mnfäneers steuern Servomotoren, die wiederum die - riler betätigen. Die Spoilerbetätigung erfolgt sehr '_h beispielsweise innerhalb einer Zehntel-Sekunde. auch das Flugzeug spricht sehr rasch auf die jewei-H« Position der Spoiler an. Das Ausgangssignal des Gleitwegempfängers ändert sich praktisch sofort, wenn das Flugzeug den vorgeschriebenen Gleitweg nach oben oder unten verläßt.

_D"e erfindungsgemäße Verwendung von Spo,k:n _zUr Beeinflussung des Auftriebs während emes au omatischen Landeanfluges bedeutet eine betrachth-Se Verbesserung hinsichtlich des Streubereiches in iänesrichtung für den Aufsetzpunkt, onne inKau...»..-m. der hierzu sonst erforderlichen vergrößerten vertilgen Aufsetzgeschwindigkeit. In der Praxis liegt eine SLe Verminderung des Streubereichs fur den AufsSzpunkt im Rahmen des Möglichen unter Be.be-Haltung einer normalen Aufset/geschw.ndigke.t von beispielswe.se 55cm/sec mit l-o-Abweichungen von ftcm/sec Die rasch ansprechende Normalbeschleum-LTe unter Spoilersteuerung (obgVich normalerweise ffo Ig beschränkt) erlaubt eine x ,rengung der verti-Taen Flugbahnsteuerschleife für den Gleitflug. Dies wiederur.i trägt zu einer Verminderung,des Streubereichs für die vertikale Aufsetzgeschw.nd.gke.t bei.

Es ist bekannt, daß die Verwendung von Spoilern fur a■Γ Antriebssteuerung beim Landeanflug zu einer gew ss£f?SXung de, erforderlichen Schubes führt. Soch ruft die Schubvergrößerung auf Grund der gefngen Änderung des Luftwiderstandes und der verhältnismäßig weitgehenden Unabhängigkeit des Geräusch-Ss von der Größe des Schubes bei dem fur den Landeanflug auftretenden Schubniveau nur eine unbedeTende Veränderung des durchschnittlichen Geräuschpegels hervor. Ein großer Vorte.l der Erf.n-S egt dlrin, daß mit ihr die Lärmentwicklung verrSrt wird, die normalerweise mit einer automat.-sehen Geschwindigkeitssteuerung verbunden ist.

Bei einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der tifindung geengt das⁸ Ausgangssignal des GIeW empfängers durch einen Servoverstärker. der (sofern eme Kompensation erforderlich ist entsprechend«* kompensiert ist. an einen Servomechanismus zur Steuerung der Winkelstellung der Spoiler, ausgehend von einer anfänglichen bestimmten Winkelstellung. Erhebt sich das Flugzeug geringfügig über den vorgeschriebenen Gleitweg, so wird der Anstellwinkel der Spoiler um einen geringen Betrag automatisch vergrößert, um den Auftrieb zu verringern und damit aas Flugzeug auf den Gleitweg zurückzuführen. Das bedeutet, daß die Sinkgeschwindigkeit so verändert wird, daß das Flugzeug auf den Gleitweg zurückfällt Taucht das Flugzeug wieder in den vorgeschriebenen Gleitweg ein, so wird der Spoilerwinkel verringert. Fällt das Flugzeug unter den vorgeschriebenen Gleitweg ab, so werden die Spoiler weiter angelegt, um den Auftrieb zu erhöhen.

Falls erwünscht, kann in den Regelkreis eine Kompensation in Gestalt eines Integrators eingeschaltet werden, so daß, beispielsweise falls das Flugzeug für eine Zeitlang unter den Gleitweg absinkt, der Ausgangswinkel der Spoiler verringert wird und umgekehrt.

Anstatt die Spoiler so zu steuern, daß sie das Flugzeug auf einem vorgeschriebenen Gleitweg halten, der durch das Ausgangssignal eines Gleitwegempfängers angegeben wird, könnte die Steuerung des Flugzeugs beispielsweise auch in der Weise erfolgen, daß es auf einer Höhe konstanten Drucks, konstanter Dichte oder überhaupt auf konstanter Höhe gegenüber dem Beden gehalten wird. Dazu können die Spoiler aufgestellt und die Landeklappen, je nach der Absicht des Piloten, teil weise ausgefahren oder nicht ausgefahren werden. Die Servosteuerung des Flugzeugs kann nach dem Höhen messet. einem Höhenrechner, nach einem Funk Höhenmesser od. dgl. erfolgen. Hat sich das Flugzeug über eine vorbestimmte Höhe erhoben, so wird der Anstellwinkel der Spoiler vergrößert, um den Auftrieb vier Flügel zu vermindern. Andererseits wird der Anstellwinkel der Spoiler gegenüber seiner Ausgangsgröße vermindert, um den Auftrieb der Flügel zu verbessern, falls das Flugzeug gegenüber der vorgeschriebenen Flughöhe an Höhe verloren hat.

Auch kann die Steuerung des Flugzeuges in der Weise erfolgen, daß eine vorbestimmte Steig- oder Sinkgeschwindigkeit eingehalten wird. Es sind verschiedene Arten von Variometern bekannt, die ein geeignetes Ausgangssignal erzeugen können. Auf Grund dessen kann die tatsächliche Steig- bzw. Sinkgeschwindigkeit dann durch entsprechende Steuerung der Spoiler eingestellt werden.

Es ist weiterhin wichtig zu wissen, daß das Flugzeug mit Hilfe eines gespeicherten Programms so programmiert werden kann, daß seine Spoiler den Auftrieb in der Weise steuern, daß das Flugzeug eine programmierte Flughöhe oder eine programmierte Änderung der Flughöhe einhält. Das Programm kann beispielsweise eine Funktion der jeweiligen Position, eine solche der Zeit oder eine solche noch eines weiteren Parameters sein. Die Position des Flugzeugs kann durch zahlreiche Navigationshilfen, wie z. B. Trägheitsnavigatoren, »Loran«, »TACAN« u. dgl. bestimmt werden.

Die Flughöhe oder die Änderung der Flughöhe kann durch telemetrische Messung vom Grund her festgestellt werden. Beispielsweise kann es bei einem Landeanflug unter Verwendung eines sogenannter Preeisions-Approach-Radars (PAR) erwünscht sein, die Höhe des Flugzeugs vom Boden aus zu ermitteln.

Nachfolgend wird die Erfindung an Hand der Zeich nungen weiter erläutert.

F i g. 1 zeigt ein Flugzeug, das sich einem Flughafei auf einem Gleitweg nähert;

F i g. 2 ist eine Draufsicht auf ein Flugzeug mit de entsprechenden Steuerorganen einschließlich Spoilern

F i g. 3 ist ein Schnitt etwa entlang der Linie 3-3 in F i g. 2, worin die Landeklappen in ausgefahrenem und die Spoiler in teilweise angehobenem Zustand zu sehen sind;

F i g. 4 ist ein Blockdiagramm eines hydraulischen Servosystems, das für die Steuerung der Spoiler, geeignet ist;

F i g. 5 ist ein Blockdiagramm eines elektrischen Servorsystems für den gleichen Zweck;

F i g. 6 ist ein Blockdiagramm, welches eine typische Verbindung eines solchen Servosystems mit einem Gleitwegempfänger zeigt;

F i g. 7 ist ein Blockdiagramm, das eine typische Ver bindung des Servosystems mit einem Höhenmesser wiedergibt;

F i g. 8 ist ein Blockdiagramm, aus dem eine typische Verbindung des Servosystems mit einem Variometer hervorgeht;

F i g. 9 ist ein Blockdiagramm eines typischen Höhenmessers, der in der Lage ist, ein Höhensignal entsprechend der Dichte der Atmosphäre abzugeben;

F i g. 10 ist ein Blockdiagramm eines typischen Geräts zur Erzeugung eines Soll-Wertes für die Höhe und

F i g. 11 ist ein Blockdiagramm eines typischen Geräts zur Erzeugung eines Soll-Wertes für die Höhenänderungsgeschwindigkeit.

Das in F i g. 1 gezeigte Flugzeug 10 nähert sich, von einer Reiseflugbahn 16 herkommend, der Landebahn 12 eines Flughafens entlang einen Gleitweg 14. Der Gleitweg 14 ist bei jedem Flughafen gewöhnlich durch einen (nicht gezeigten) Gleitwegsender festgelegt. Gewöhnlich schließt der Gleitweg mit dem Boden einen Winkel in der Größenordnung von 3° ein.

In dem Flugzeug 10 befindet sich ein Gleitwegempfänger 100, der feststellt ob sich das Flugzeug oberhalb oder unterhalb bzw. auf des Gleitweges 14 befindet (vgl. F i g. 6).

Bei modernen Düsentransportern sind auf der Fiügeloberseite Spoiler angebracht Diese Spoiler werden vom Piloten normalerweise dazu verwendet, den Auftrieb des Flugzeugs zu vermindern, sobald das Erreichen der Landebahn feststeht, und nach dem Aufsetzen oder bei einem abgebrochenen Start ein Hinausschießen des Flugzeugs über der Landebahn zu verhindern.

In F i g. 2 ist ein typisches Flugzeug 10 gezeigt, das ein Seitenruder 20 zur Steuerung der Gierbewegungen des Flugzeugs, Höhenruder 22 zur Steuerung der Nickbewegungen und Querruder 24 zur Steuerung der Rollbewegungen des Flugzeugs besitzt. Zusätzlich zu den Querrudern 24 befinden sich an den Flügeln 26 noch die Landeklappen 28 und Spoiler 30.

Die Spoiler 30 bilden Steuerflächen, die häufig geschlitzt oder perforiert sind, auf jeden Fall aber nach oben in die Luftströmung eingeschwenkt werden können, um den Auftrieb des Flügels zu vermindern. In Wirklichkeit können an jedem Flügel mehrere Spoiler vorgesehen sein. In diesem FaHe wird ein Sau Spoiler gewöhnlich ab sogenannte Grund-Spoiler verwendet die nur gänzlich angelegt oder ausgefahren werden können, um ein Schweben über oder Abheben des Flugzeuges von der Landebahn zu verhindern. Die für die Erfindung herangezogenen Spoiler werden zweckmäßigerweise mit Flug-Spoiler bezeichnet da sie in der I-age sind, während des Fluges zum Einsat τ zu kommen, um das Steig- bzw. Sinkprofil der Flügel zu beein flüssen. Die Spoiler können durch das zugehörige Steuerungssystem stetig gesteuert werden.

Zu Anfang wird der Winkel der Spoiler 30 auf einen Ausgangswert 0o eingestellt, so daß die Steuerung des Spoilerwinkels 0 in doppelter Richtung, d. h. im Sinne einer Vergrößerung ebenso wie einer Verkleinerung gegenüber dem Wert 0o verändert werden kann. Üblicherweise werden die Landeklappen 28 dazu ausgefahren, um den Auftrieb der Flügel zu vergrößern, und gleichzeitig die Spoiler in ihre Ausgangsstellung entsprechend dem Winkel 0o gefahren. Ein typisches ίο hydraulisches (oder auch pneumatisches) Servosystem ist in F i g, 4 wiedergegeben. Ein Rechner 50 liefert ein Signal, das in einem Verstärker 52 verstärkt wird, um ein hydraulisches oder pneumatisches Servoventil 54 zu betätigen. Das Servoventil 54 steuert den Druck und den Durchfluß des Arbeitsmittels, das von der Pumpe 58 dem Stelltrieb 56 zugeleitet wird. Der Stelltrieb 56 kann aus einem typischen hydraulischen Kolbentrieb bestehen, dessen Kolben die Winkelstellung des Spoilers 30 beeinflußt. Soll der Spoüerwinkel β vergrößert werden, so erlaubt es das Servoventil 54 der Pumpe 58. mehr Arbeitsmittel aus einem Vorratsbehälter 60 dem Stelltrieb 56 zuzuführen. Soll der Spoüerwinkel verkleinert werden, so drosselt das Servoventil 54 die Arbeitsmittelzufuhr 7u dem Stelltrieb 56.

Wahlweise kann der Spoüerwinkel 0 auch, nach F i g. 5, durch einen Elektromotor 62 gesteuert werden, der seine Speiseenergie aus einer Stromquelle 64 erhält.

Typische Beispiele für die Ausbildung der Steuereinheit 50 und ihrer Verbindung mit dem Verstärker 52 gehen aus den F i g. 6,7 und 8 hervor.

In F i g. 6 ist ein elektrischer Gleitwegempfänger 100 gezeigt der kein Ausgangssignal liefert wenn sich das Flugzeug 10 auf seinem vorgeschriebenen Gleitweg 14 befindet. Liegt das Flugzeug über dem Gleitweg 14, so liefert der Gleitwegempfänger 100 ein elektrisches Ausgangssignal mit einer ersten Polarität während bei unterhalb des Gleitweges befindlichem Flugzeug das elektrische Ausgangssignal des Gleitwegempfängers eine ander Polarität erhält. Auf diese Weise liefert der Verstärker 52 bei auf dem Gleitweg befindlichem Flugzeug kein Signal an das Servoventil 54 bzw. den Elektromotor 62, was bedeutet daß der eingestellte Spoüerwinkel 0 genau den Erfordernissen entspricht. Fliegt das Flugzeug 10 oberhalb des vorgeschriebenen Gleitweges 14, so gibt der Verstärker 52 ein Signal an das Servoventil 54 bzw. den Elektromotor 62 ab, welches von solcher Polarität ist daß das Servoventil 54 bzw. der Elektromotor 62 entsprechend betätigt werden. um den Spoüerwinkel 0 zu vergrößern und damit den Auftrieb zu verringern und das Flugzeug auf den Gleitweg 14 zurückzubringen. Befindet sich das Flugzeug 10 unterhalb des Gleitweges 14, so gibt der Ver stärker 52 wiederum ein Signal an das Servoventil 54 bzw. den Elektromotor 62 ab. jedoch mit einer solchen Polarität daß das Servoventil 54 bzw. der Elektro motor 62 in entsprechender Richtung betätigt werden um den Spoilerwinkel 0 zu verringern und damit der Auftrieb zu vergrößern und das Flugzeug auf den kor rekten Gleitweg 14 zurückzubringen.

Normalerweise wird der Spoiler-Ausgangswinkel 0< während des Reisefluges unmittelbar vor Übergang au den Gleitweg eingestellt und gleichzeitig werden du l-andeklappen ausgefahren. Darauf sorgt die Spoiler steuerung dafür, daß das Flugzeug auf dem Gleitwei verbleibt.

Falls es erwünscht im, die Höhe des Flugzeugs em weder nach Befehlen vom Boden oder einem Pro

gramm zu steuern, kann eine Anordnung gemäß F i g. 7 Verwendung finden. Der dort angedeutete Höhenmesser 102 kann beispielsweise aus einem barometrischen Höhenmesser, einem Radar-Höhenmesser, einem Laser-Höhenmesser oder einem sonstigen Gerät bestehen, das in der Lage ist, ein von der Höhe abhängiges Signal zu erzeugen. Durch eine Einrichtung 112 wird einem differenzbildenden Organ, wie dem gezeigten Servoverstärker 52 ein Soll-Wert zugeführt (der beispielsweise aus einem Summenverstärker bestehen kann), wobei der Polarität Beachtung geschenkt wird, so daß, wenn sich das Flugzeug 10 auf der gewünschten Flughöhe befindet, kein Ausgangssignal an das Servoventil 54 bzw. den Elektromotor 62 gelangt Gibt das Signal des Höhenmessers eine zu große Flughöhe an. so wird das Servoventil 54 bzw. der Elektromotor 62 in solchem Sinne angesteuert, daß der Spoilerwinkcl 0 vergrößert und damit der Auftrieb des Flugzeugs verringert wird. Entspricht das Signal aus den Höhenmesser einer zu geringen Flughöhe, so wird das Servoventil 54 bzw. der Elektromotor 62 betätigt, um den Spoilerwinkel 0 zu verringern, und damit den Auftrieb des Flugzeugs zu erhöhen.

Eine typische Einrichtung zur Anzeige der Flughöhe nach der Dichte der Atmosphäre ist in F i g. 9 dargestellt. Die Dichte-Höhe ist eine Funktion sowohl des barometrischen Druckes als auch der Temperatur der Luft außerhalb des Flugzeugs. Einer der Eingänge des Rechners 120 wird von einer Einrichtung 116, wie z. B. einem Wandler für den statischen Druck, angesteuert, die ein elektrisches Ausgangssignal nach Maßgabe des barometrischen Drucks liefert, während eine Einrichtung 118, etwa in Gestalt eines Thermometers mit einem elektrischen Ausgang, der ein Maß ist für die Temperatur außerhalb des Flugzeugs, den zweiten Eingang des Rechners 120 ansteuert.

SoIHe gewünscht werden, die Steig- oder Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs zu beeinflussen, sei es auf Grund bodenseitiger !Befehle, sei es auf Grund eines Programms, so kann ein Gerät nach F i g. 8 Verwendung finden. Das dort gezeigte Variometer 104 kann beispielsweise ein barometrisches oder ein nach dem Doppler-Prinzip arbeitendes sein, das ein elektrisches Ausgangssignal erzeugt, welches kennzeichnend ist für die Steig- oder Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs. Ein Soll-Wert wird über eine Einrichtung 114 an ein differenzbildendes Organ, wie beispielsweise wiederum den Verstärker 52 mit solcher Polarität geliefert, daß bei Rug mit der gewünschten Steig- oder Sinkgeschwindigkeit kein Autgangssignal von dem Verstärker 52 an das Servoventil 54 bzw. den Elektromotor 62 abgegeben wird. Zeigt das Signal des Variometers 104. daß die Steiggeschwindigkeit zu groß oder die Sink geschwindigkeit zu gering ist, so wird das Servoventil 54 bzw der Elektromotor 62 in der Weise angesteuert, daß sich der Spoilerwinkel 0 vergrößert und damit der Auftrieb des Flugzeugs verringert bis die gewünschte Steig- bzw. Sinkgeschwindigkeit eingestellt wird. Gibt das Variometer 104 zu erkennen, daß die Steiggeschwindigkeit zu gering bzw. die Sinkgeschwindig keit zu groß ist, so wird das Servoventil 54 b/w der Elektromotor 62 veranlaßt den Spoilerwinkel 0 zu verringern, um damit den Auftrieb des Flugzeugs zu verbessern und die Steig Hzw Sinkgeschwindigkeit auf den Soll-Wert zu bringen

Eine Einrichtung 112 zur Erzeugung eines Soll Wertes für die Höhe kann, wie dies aus F i g. 10 hervorgeht, eine solche, 122, zur Feststellung der Position eines Flugzeuges aufweisen, die Positionssigna'e an einen Rechner 124 liefert, der ein Höhenprogramm 126 als Funktion der Position des Flugzeuges enthält.

Ebenso kann eine Einrichtung 114. wie in F i g. 11 gezeigt, eine solche. 122, zur Lieferung von Positionssignalen an einen Rechner 124 aufweisen, dem ein Höhenänderungsprogramm 128 als Funktion der Position des Flugzeuges zugeführt wird.

Bei der Ausführungsform nach F i g. 10 kann die Einrichtung 122 zur Feststellung der Position des Flugzeuges aus einem Gleitwegempfänger bestehen, wie er in F i g. 6 dargestellt und mit 100 bezeichnet ist. Einem

is solchen Gleitwegempfänger kann ein Höhenprogramm 126 aus einem Funk- oder Radar-Höhenmesser zugeführt werden. Der Rechner 124 arbeitet in Abhängig keit von dem Gleitwegempfänger als Quelle primärer Abweichungssignale während des Landeanfluges bis zu

einer Flughöhe von etwa 15m, wonach der Rechner 124 auf den Radar-Höhenmesser als Quelle der primären Abweichungssignale übergeht. Diese spätere Phase des Landeanfluges, bei welcher die Höhensignale aus dem Radar-Höhenmesser erhalten werden, läuft unter ausgefahrenen Landeklappen ab (comprises the flare profile). In der Regel liegt die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeuges beim Ausfahren der Landeklappen, wobei die Steuerung noch unter dem Einfluß des Gleitwegempfängers erfolgt, größenordnungsmäßig bei 9 m/sec.

Bei ausgefahrenen Landeklappen und bis zum Aufsetzen liegt die Sinkgeschwindigkeit normalerweise in der Gegend von 0.75 m/sec. Auf diese Weise erlaubt die in Fig. 10 wiedergegebene Einrichtung, daß das Signal aus dem Gleitwegempfänger dasjenige aus dem

Radar-Höhenmesser überdeckt um die Winkelstellung

der Spoiler zu steuern bis eine Höhe erreicht ist, bei welcher der Radar-Höhenmesser das dominante Steuerungssignai abgibt.

Es ist ersichtlich, daß zahlreiche wohlbekannte Geräte. wie z. B. Trägheitsnavigatoren, Satelliten-Navigationssysteme, »Loran«, »TACAN« u.dgl. Anwendung finden können, um die jeweilige Position des Flugzeuges zu ermittein.
Weiterhin ist zu erkennen, daß alle zur Anwendung

kommenden Rechner Analog-, Digital-, gemischte oder hybride Rechner sein können, je nach dem Gutdünken des Konstrukteurs.

Somit ist die erfindungsgemäße Vorrichtung geeignet, den Auftrieb eines Flugzeuges, insbesonders in Ab

so hängigkeit von einem Steuerungssignal, welches da; Steig- bzw. Sinkprofil steuert rasch zu beeinflussen Am nützlichsten ist die erfindungsgemäße Vorrichtung für die Steuerung des Landeanfluges, wobei sie irgend welche Abweichungen von dem vorgesehenen Gleit

ss weg auf ein Minimum reduziert und die Landegenauig keit wesentlich verbessert. Bei automatisch gesteuerte Landung bewirkt die erfindungsgemäße Vorrichtun) daß das Flugzeug sich auf der vorgeschriebenen Gleit bahn mit einer Sinkgeschwindigkeit hält die in beque

mer Weise durch den Autopiloten steuerbar ist. \u diese Weise können bei automatischen Landungen dii beiden Funktionen als im wesentlichen selbständig um voneinander unabhängig betrachtet werden. Abwand lungcn gegenüber den hier erörterten AusfUhrungsbei

i.s spielen sind selbstverständlich im Rahmen der Erfir dung möglich.

Hierzu 4 Blatt Zeichnungen

509 530':

Claims (7)

Patentansprüche:

1. Vorrichtung zum Steuern des Gleitwinkels beim Sinkflug, Abfangen und Aufsetzen eines Flugzeugs mit mehreren einstellbaren Spoilern, die an den Tragflügeln zur Steuerung des Auftriebs angebracht sind, mit einer mit jedem der Spoiler verbundenen Betätigungsvorrichtung, einem Gleitwegempfänger, der auf einen am Boden befindlichen Sender zum Erzeugen von Gleitweglagesignalen anspricht, die ein Maß für die vertikale Abweichung unter- und oberhalb des vorbestimmten Gleitweges sind, und mit einem Höhenmesser zum Erzeugen von Höhensignalen, welche die Höhe des Flugzeugs oberhalb des Erdbodens anzeigen, dadurch gekennzeichnet, daß sie einen Rechner (50) mit einem ersten und zweiten, mit dem Glsitwegempfänger \i00) bzw. dem Höhenmesser (102) verbundenen Eingang und einen mit einer Steuereinrichtung (54; 62) für die Spoiler (30) verbundenen Ausgang aufweist, daß der Rechner (50) auf die Kombination der Gleitweglagesignale und Höhcnsignale anspricht, wobei er während des Sinkfluges, wenn sich das Flugzeug oberhalb einer gegebenen Höhe befindet, in erster Linie auf die Gleitweglagesignale anspricht und danach während des Abfangens und Aufsetzens, wenn sich das Flugzeug unterhalb einer bestimmten Höhe befindet, auf die Höhensignale anspricht, um Steuersignale für die Steuereinrichtung (54; 62) für die Spinier /u erzeugen.

2. Vorrichtung nach Anspruch I. dadurch gekennzeichnet, daß der Rechner (50) zur Aufnal nie von Signalen von einem Höhenmesser (102) ausgelegt und mit ihm verbunden ist. der eine Einrichtung (116) zum Messen und Erzeugen eines den barometrischen Druck der das Flugzeug umgebenden Luft anzeigenden Signals enthält, daß cine Einrichtung (118) zum Messen und Erzeugen eines die Temperatur der das Flugzeug umgebenden Luft an zeigenden Signals vorgesehen ist, und daß ein Dich te Höhen-Rechner (120) zur Aufnahme der Signale von den Einrichtungen (116), 118) zum Messen des Drucks und der Temperatur mit denselben verbunden ist, wodurch ein Signal erzeugbar ist, das ein Maß für die Dichte in der entsprechenden Höhe des Flugzeugs ist.

3. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Rechner (50) zur Aufnahme von Signalen von einem Funkhöhenmesser (122) ausgelegt und mit ihm verbunden ist.

4. Vorrichtung nach Anspruch I, dadurch gekennzeichnet, daß der Rechner (50) einen dritten Ein gaiig aufweist und ein Variometer (104) zum Erzeu gen von Signalen aufweist, welche die Steig- und Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs anzeigen, daß eine Einrichtung (114) zum Erzeugen eines Soll Wertes für die Höhenänderungsgeschwindigkeit vorgesehen ist, und daß eine ein Differenzsignal erzeugende Einrichtung mit dem dritten Eingang des Rechners verbunden ist und auf die Signale vom Variometer und die Einrichtung (114) anspricht, wodurch ein Differenzsignal erzeugbar ist, das ein Maß für die Differenz zwischen dem Soll-Wert und dem durch das Variometer gemessenen Ist-Wert darstellt.

5. Vorrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung (114) zum Erzeuge eines Soll-Wertes für die Höhenänderungs geschwindigkeit eine Einrichtung (122) zum Bestim men der vertikalen Position des Flugzeugs enthal und eine Umwandlungseinriduung zum Empfangt! von Signalen von der Einrichtung zum Bestimmei der vertikalen Lage des Flugzeugs und zum Um wandeln dieser Positionssignale in Höhen änderungsgeschwindigkeitssollwerte vorgesehei ist

6. Vorrichtung nach Anspruch 4 oder 5, dadurd gekennzeichnet, daß das Variometer (104) eir barometrisches Variometer ist.

7. Vorrichtung nach Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, daß das Variometer (104) ein nach; dem Dopplerprinzip arbeitendes Funkvariometer ist.