DE1272140B

DE1272140B - Device for guiding aircraft on a glide path

Info

Publication number: DE1272140B
Application number: DEP1272A
Authority: DE
Inventors: Fred Joseph Belsky; Jerry Doniger
Original assignee: Bendix Corp
Current assignee: Bendix Corp
Priority date: 1963-07-05
Filing date: 1964-07-04
Publication date: 1968-07-04

Description

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.Device for guiding aircraft on a glide path Die The invention relates to a device for guiding aircraft on a glide path down to low altitudes, where electromagnetic signals have considerable interference are superimposed, with a receiver that the glide angle deviation of the aircraft determined by the given glide path and generates a glide angle deviation signal, as well as with an amplifier and an integrator parallel to this amplifier, both of which are controlled by the receiver output and which are sent to an adder, which is a The resulting signal is generated, emit two pulses, the first of which is the slip angle deviation signal is proportional, while the second is the time integral of the slip angle deviation signal corresponds, and with a control circuit independent of the receiver, which has a third, generates a signal proportional to the rate of descent of the aircraft.

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. In known devices of this type, takes care of during the approach of an aircraft to a landing site - i.e. during the glide phase - a beacon receiver for information on the basis of which the landing is prepared. The information are evaluated up to a certain altitude.

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.If the aircraft gets below this altitude, the beacon receiver becomes switched off, and a computer and a rate of descent signal then deliver the information that is used from interception to ground contact of the aircraft will. determine the flight path of the aircraft.

Beim Umschalten von der einen Informationsquelle auf die andere entstehen Informationssprünge, die für das Luftfahrzeug erhebliche Folgen haben können.When switching from one information source to the other arise Jumps in information that can have significant consequences for the aircraft.

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.Because of the rapid landing, the information content changes very quickly, the pilot cannot verify the continuity of the information preserved before and after switching to the various information sources is.

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. In other known systems, a beacon receiver delivers Signal which, according to its magnitude and sign, is a measure of the distance that a Aircraft has from the geometric center axis of a guide beam. This information however, it is insufficient to properly control the aircraft when long-term error signals are present. Such long-term error signals arise z. B. by the wind or Changes in load caused by the consumption of fuel. the The autopilot tries to compensate for the causes by adjusting the amount same but opposite force generated. The causes themselves are through these However, counterforce is not eliminated. This creates permanent errors that cause the aircraft to have only one parallel instead of a specific flight path to this lying trajectory follows.

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. In the known devices, one compensates for the long-term error signals by circuits that receive the range signal and generate a signal, which corresponds to the distance signal integrated over time. This integrated Signal is algebraically added to the range signal, thereby making a control signal generated for the pitch angle of the aircraft. Every error signal is through detected the integrating circuit that generates a control signal, thereby reducing those Force is compensated, caused by the above causes (wind change, fuel consumption) was caused. While the integration circuit is responsible for this counterforce is, the autopilot itself stores the location of the aircraft in a known manner and causes a control opposite to the evoking forces.

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. By combining the distance signal and the Integration of the signal resulting in the distance signal results in a control signal for the pitch angle, with the help of which the aircraft up to heights of the order of magnitude of 60 m can be guided on the geometric axis of the guide beam. That I but those on board the aircraft received, the radio signals superimposed interference multiply if the aircraft is below the 60 m limit because the transmitted radio signal is reflected from the ground, these are known landing aids especially suitable for blind flight only up to the top specified amount effective.

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. The ones contained in the signals created by the integration Noise is not a serious problem because the integration is a smoothing which causes noise peaks. In contrast, there is a at low altitudes Superposition of interfering signals due to the reflection from the ground with small ones Heights instead, so that the distance signal can practically not be used directly can.

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. The object of the invention is to provide a device for guiding aircraft on a glide path that is free from the disadvantages mentioned above. In particular, the noise component should be in the signals to be generated near the ground come in failure or at least its share will be reduced. Also will a sudden change of the information sources necessary for the landing avoided.

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. To solve this problem, according to the invention, a switching device is provided provided, which disconnects the amplifier after capturing the glide path and the third signal is applied to the input of the integrator.

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. It is advantageous if the control circuit focuses on vertical accelerations responsive signals rator and one on the rate of descent of the aircraft responsive second signal generator, further one of the first and second signal generators controlled second adder and a low-pass filter, the low-pass filter is controlled by the adder and generates an interference-free output signal that the corresponds to the current rate of descent. In this way, the acceleration and rate of descent signals can be easily combined and smoothed.

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. The desired advantages can be achieved in particular if it is also provided that the output of the first signal generator with a first Correction circuit and the output of the low-pass filter with a second correction circuit is connected, corrected by the correction circuits, the idle state errors will.

Ein Ausführungsbeispiel der Vorrichtung ist in der Zeichnung dargestellt. Es zeigt F i g. 1 einen Schaltplan, F i g. 2 eine erläuternde Darstellung. An embodiment of the device is shown in the drawing. It shows F i g. 1 shows a circuit diagram, FIG. 2 is an explanatory diagram.

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.The in F i g. The device shown for an instrument landing in FIG. 1 has a receiver 1 for a guide beam which is emitted by a landing radio beacon, not shown. The receiver 1 is connected to a modulator 2 which, as a function of a received direct current signal, emits an alternating current signal which corresponds to its value and sign according to the angular deviation of the aircraft and its position in relation to the guide beam. The signal supplied by the modulator 2 is fed to an integrator 3 and an amplifier 4 at the same time. The feed to the amplifier 4 is via an optionally switchable breaker 5. The integrator 3 is of known design. The signal at the output of the integrator 3 is directly proportional to the time integral of the input voltage. The output signal of the integrator 3 enables long-term error signals to be compensated, while the amplifier 4 is responsible for compensating for short-term error signals. The signal indicating the angular deviation and its time integral are algebraically added in a summer 7 which generates a control signal for the pitch angle Oc where e is the angular deviation, Ka is the gain factor of the integration, KD is the gain factor of the angle deviation.

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. This signal is used to direct the plane to the geometric Control the axis of the guide beam. At low altitudes, especially below 60 m, the amplified angular deviation signal may be due to the interference signals transmitted by the The ground is reflected and superimposed on it, not used.

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. According to the invention, the angle deviation signal is replaced by a equivalent signal that is free from all interference and is of such a nature that the angular deviation of the aircraft with respect to the geometric axis of the guide beam is shown because the integration signal is also available. One has found that this signal is relatively free from interference since the integration causes the interference signal peaks to be smoothed. The breaker is opened when the aircraft is steered towards the beacon and connected to a new circuit, whose task it is to generate a signal that corresponds to the angular deviation signal K corresponds to, but is free from interference. An optionally switched on breaker switch6, which is open at the beginning of the control closes this new control circuit to the input of the integrator 3. Switching is done by hand or caused by relays, which are not shown and the z. B. depending on a barometer of altitude or time can be switched on. The switching process influences the integration signal does not.

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. From Fig. 2 showing the different angles for clarity are shown exaggerated, the result is that one is the angle that the angular deviation of the aircraft with respect to the geometric axis of the guide beam reproduces as follows can express: e = where e is the angular deviation, n that formed by the aircraft Approach angle, the side of which is generated by the runway and a line TZ, which connects the transmitter T with the aircraft Z, and nc the elevation angle of the geometric Is the axis of the guide beam TB with respect to the runway.

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. The following applies: h tg n = x hB tgnc = x where h is the height of the aircraft and hB is the height of the point that the guide ray intersects at distance x.

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. Furthermore: n = h / x and h x because n and nc are very small angles which are of the order of 21/20 and therefore their angle in radians can be interchanged with the tangent of the angle.

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.So we get: h-hB # = x However: where h '= dh = the actual rate of descent, dt dhB h'B = # = the rate of descent, while the dt aircraft follows the geometric axis of the guide beam and d h0 = the deviation from the start, based on the guide beam.

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.Hence: When trying to achieve a signal that satisfies this equation, one can take a constant value for x and neglect zl h0. A mean value is chosen for x which also takes into account I h ,, which represents a constant in the integral of the deviation signal. The equation thus requires that a signed signal, which represents the rate of descent of the aircraft, is subtracted from the actual rate of descent h 'when the aircraft is on the geometric axis of the guide beam at the point.

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.If you choose a value for hB, it must be the actual one The plane's rate of descent corresponds if it is along the geometric Axis of the guide beam moved to avoid constant errors in the stationary area. In order to be able to choose this value appropriately, the speed must be determined beforehand of the aircraft and the angle ne of the geometric axis of the guide beam.

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.In order to circumvent this requirement, which can be implemented in practice, according to the invention performed a subtraction by adding the signal h 'a second Correction circuit 8 must go through.

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. In Fig. 1, this correction circuit 8 has a demodulator 20 which allows the rate of descent signal to be demodulated. The demodulator 20 is any known device that is responsive to the phasing of the signal and operates with an alternating reference voltage which is in phase with the oscillator of the Signal generator for the rate of descent is. The output of the demodulator 20 is a direct current signal, the magnitude and sign of the magnitude and the The sign of the applied signal is proportional. This signal is sent to the previously mentioned correction circuit 8 forwarded a capacitor 21 in series and includes a resistor 22 in shunt.

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.The second correction circuit 8 is designed to have a time constant of about 30 seconds. The output of the correction circuit 8 is still with one Modulator 23 connected, which the signal supplied by the correction circuit 8 with a carrier voltage modulated. The direct current produced by the output of the demodulator 20 charges the capacitor 21. The increasing voltage of the capacitor 21 leaves the DC resistance of the capacitor 21 will grow and cause that of the capacitor 21 absorbed current becomes smaller. At the end of a certain period of time is the Capacitor 21 is fully charged and no more current flows. After charging only changes in current can be transmitted through the capacitor21.

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. The correction circuit 8 thus forms a device that lasts so long is responsive to the rate of descent signal until the AC signal at its Output becomes zero. In the steady state, that is, when the input signal has a fixed amplitude, the output of the correction circuit 8 is the same Zero. The correction circuit only inputs when the speed h 'changes output signal deviating from zero.

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.This output signal corresponds to the change. The entire output signal is, while h 'becomes the constant value hB, equal to the sum of all changes in H'. When the end value hB of the range is reached, the output signal of the correction circuit is 8 equals zero. Hence the resulting output of the correction circuit 8 is equal to the difference between the actual rate of descent h 'and the Rate of descent hB when the aircraft is on the geometric axis of the guide beam flies.

Die Transformationsfunktion der Korrekturschal-TS tung 8 ist TS + 1 . Folglich ist: wobei S der Laplace-Operator ist.The transformation function of the correction circuit TS device 8 is TS + 1. Hence: where S is the Laplace operator.

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.If you insert this value into the above equation, you get: By giving x a constant value, KD can be chosen as a factor Kh = #. It then becomes x The manner in which the auxiliary control circuit generates the signal which is used in place of the wireless determined signal of the angular deviation will now be described.

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.In order to generate a signal proportional to the rate of descent h ', a device designed as a second signal generator 30, which comprises a barometer, is used. With the signal coming from the signal generator 30, a low-pass filter 31, an adder 32 and a first correction circuit 33 as well as a first signal generator 34 are controlled. Ultimately, it is their job to free this signal from disturbances that arise due to the turbulence and the inherent noise of the device. The rate of descent signal is used to control the correction circuit S, which is generated from the TS by modulation h 'TS size TS + i by ". This signal is sent to an amplifier 9 with a gain factor Kh and then to the input of the integrator 3, which generates signal generated. As has been shown by the equation, this signal corresponds to a certain angular deviation KD e from the guide beam. The integration also has the effect of reducing the noise that may be present in the rate of descent signal. After the integration, a further signal is generated from the rate of descent signal, which is similar to the signal of the angular deviation, but is free of any interference.

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. In order to reduce the interference on h ', this is done by the Circuit generated signal h 'given to the low-pass filter 31, which the rate of descent signal as a reference low frequency and one from this by a vertical accelerometer generated signal is used as a reference high frequency.

Diese Signalkombination liefert ein der Sinkgeschwindigkeit ha proportionales Signal, das von Störungen befreit ist.This combination of signals provides a rate of descent ha proportional Signal that is free from interference.

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. The circuit for eliminating the turbulence includes the adder 32 which receives an acceleration signal TAN, in which T is the increase in acceleration and a descent rate signal is h '.

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.The output of the adder 32 is connected to the low-pass filter 31, which has a demodulator 35, a variable resistor as an RC element, and a modulator 38. The demodulator 35 supplies a DC voltage which corresponds to the sign and magnitude of the phase and the magnitude of the input signal. The low-pass filter 31 also has a capacitor 37 which is connected between ground 39 and one end of the variable resistor 36. The filter 31 has a time constant of 4 seconds. This time constant is a compromise between the large values required to filter the noise out of the barometric rate of descent signal and the smaller values desired to reduce the dependency on the accelerometer and on the long-term reference signals. The low-pass filter 31 amplifies the signal emerging from the adder 32 by the factor TS + I. The signal há at the output of the low-pass filter 31 can be expressed as follows: = = rs + 1 + TAN TS + 1 TS + 1 'After abbreviation you get: To the extent that the noise in hB is at a frequency higher than 1 rad / second, há becomes relatively noise-free. Since the noise associated with h 'has been reduced, it can be said that hB is exactly equal to h'. By replacing AN with Sh 'we get: The vertical acceleration signal is generated by the first signal generator 34. This signal must be freed from systematic errors that depend on the incorrect mounting of the accelerometer and the angular position of the aircraft in space. The information required for this must be known in advance so that a vertical acceleration can be derived.

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. To avoid these impracticable requirements, the acceleration signal applied to the adder 32 via the first correction circuit 33. This correction circuit 33 has a time constant of 20 seconds, but is otherwise the second correction circuit 8 similar. The first correction circuit 33 compensates for the systematic errors. In the output signal of the correction circuit 33 there are only the changes in the vertical acceleration signal contain. These changes are due to gusts of wind. These gusts of wind it is also the ones that are ultimately responsible for the accelerations carried out by the aircraft are responsible. Therefore, the output of the correction circuit 33 is correct essentially corresponds to the actual vertical acceleration of the aircraft.

Mit einer bekannten Zwischenstufe kann der vom Leitstrahl herrührende Fehler verringert werden. With a known intermediate stage, the one originating from the guide beam can Errors are reduced.

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.This is necessary because the amplitude of the received Signal increased and because of the error related to degrees of deviation per meter the geometric axis of the guide beam is in inverse proportion to the distance changes from the broadcaster. In the device according to the invention is the gain factor Kh of the amplifier 9, which corresponds to KD, constant, making the signal that the signal to replace the angular deviation, becomes less sensitive.

Obwohl die Wirkungsweise der Vorrichtung nach der Erfindung aus der vorhergehenden Beschreibung deutlich hervorgeht, sei hier noch einmal eine kurze Zusammenfassung gegeben. Although the operation of the device according to the invention from the The previous description is clear, here is a brief one Summary given.

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. A beacon receiver 1 generates a signal according to the deviation from a guide beam, as is the case with the known devices for instrument landing or is the case in a blind landing flight.

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.The signal is applied to an integrator 3 via a modulator 2 and to an amplifier 4 via an optionally switched-on breaker 5. The signal obtained at the output of the adder 7 is a control signal which corresponds to the pitch angle Oc, where is.

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. This signal is used in the period of control on the Beacon. The combination of the angular deviation signal and the signal passing through the integration of the former is obtained, provides a control signal for the pitch angle, which can be used up to an altitude of 60 m. Prohibited at lower altitudes use, as interference occurs due to floor reflections.

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. At the end of any period after understanding the geometric On the axis of the guide beam, the interrupter 5 is opened and the interrupter is closed 6, which remained open during the intake phase. The input of the integrator 3 is connected to a control circuit. This control circuit is supposed to be in place of the signal KD e to F of the control signal which mediates the instantaneous conditions set a signal for the pitch angle that is free from interference. The switchover can be done immediately when the aircraft has a comparatively great altitude has reached. This gives the pilot the opportunity to get away from working properly convince of the circuits before the aircraft reaches lower altitudes.

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.The signal generated by this second control circuit can be based on the equation can be specified. To generate this signal, the second control circuit has the first signal generator 34 and the second signal generator 30, which supplies a rate of descent signal. After the combination of these signals has passed through the low-pass filter 31, a signal for the instantaneous rate of descent h 'is obtained, which is noise-free and is supplied by the second signal generator 30. Then the rate of descent signal passes through the second correction circuit 8, which is to subtract hß from h. While the aircraft is flying on the geometric axis of the guide beam, ie is in a stationary state in relation to this, hB = h: and the output signal of the second correction circuit 8 is equal to zero.

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.The output signal of the second correction circuit 8 passes through the amplifier 9 with the amplification factor Kh and the integrator 3. The signal at the output of the integrator 3 corresponds to the angular deviation signal and therefore makes it possible to compensate for short-term deviations. This signal, combined with the integral of the angular deviation signal, supplies a control signal for the angle of inclination of the aircraft, which is sufficiently accurate up to an altitude of 15 m.

Claims

Claims: 1. Device for guiding aircraft a glide path to low altitudes in which electromagnetic signals considerable interfering influences are superimposed, with a receiver, the slip angle deviation of the aircraft determined by the predetermined glide path and a glide angle deviation signal generated, as well as with an amplifier and an integrator parallel to this amplifier, both of which are controlled by the receiver output and which are sent to an adder, which is a The resulting signal is generated, emit two pulses, the first of which is the slip angle deviation signal is proportional, while the second is the time integral of the slip angle deviation signal corresponds, and with a control circuit independent of the receiver, which has a third, the rate of descent of the aircraft is generated proportional to the descent rate of the aircraft by a switching device, which the amplifier (4) after the detection of the glide path separates and applies the third signal to the input of the integrator (3).

2. Apparatus according to claim 1, characterized in that the control circuit a signal generator (34) responsive to vertical accelerations and a second signal generator responsive to the rate of descent of the aircraft (30), furthermore a second controlled by the first and second signal generator (34, 30) Adder (32) and a low-pass filter (31), the low-pass filter (31) is controlled by the adder (32) and generates an interference-free output signal, which corresponds to the current rate of descent.

3. Apparatus according to claim 1 and 2, characterized in that the output of the first signal generator (34) with a first correction circuit (33) and the output of the low-pass filter (31) with a second correction circuit (8) is connected, whereby from the correction circuits (33, 8) the idle state errors Getting corrected.

Considered publications: German Patent Specifications No. 963 073, 1106609; U.S. Patent Nos. 3,059,881, 3,081,969.