DE1292505B - Verfahren und Vorrichtung zur selbsttaetigen Hoehensteuerung eines Luftfahrzeuges bei Fluegen in Bodennaehe - Google Patents

Description

Radarstrahlenbündel und Einrichtungen zur Um- 15 sich nach Maßgabe der Entfernung der Schutzkurve

schaltung der Steuerung des einen Bündels auf die Steuerung des anderen Bündels, sondern auch Einrichtungen aufweist, die alle Bündel unwirksam machen, wenn sich das Flugzeug dem Kamm des zu

von dem Flugzeug erweiternden Schulzzone darstellen, wobei die Höhensteuerung nur dann wirksam wird, wenn das Geländeprofil in das Innere der Schutzzone eindringt. Eine derartige Ausführungsüberfliegenden Hindernisses nähert, so daß das Flug- 20 form wird benutzt, wenn die Recheneinrichtungen nur zeug im kritischen Augenblick des Uberfliegens des eine verhältnismäßig kleine Zahl von Informationen Hindernisses ohne jede Radarsteuerung ist, wobei verarbeiten können.

dieses überfliegen in einer geringeren Höhe als der Ausführungsbeispiele des Verfahrens und der Vorüblichen Flughöhe erfolgt, und ohne daß im Augen- richtung sind nachstehend unter Bezugnahme auf die blick des Uberfliegens des Hindernisses der Geschwin- 25 Zeichnung erläutert.

F i g. 1 zeigt schematisch ein Flugzeug und eine diesem zugeordnete Schutzfläche;

F i g. 2 zeigt eine der F i g. 1 entsprechende schematische Darstellung, jedoch für eine andere Bedingung;

F i g. 3 zeigt eine Schutzkurve;

Fig. 4 zeigt eine Sonderbedingung beim überfliegen eines Hindernisses;

Fi g. 5 zeigt eine der Fi g. 3 entsprechende Schutz-

digkeitsvektor des Flugzeugs eine vorbestimmte Richtung hat.

Es ist ferner ein Steuergerät bekannt, bei dem während einer Abtastung durch ein von einem Flugzeug ausgesandtes Radarstrahlenbündel für jeden abgetasteten Bodenpunkt oder für jeden Punkt einer zu dem Boden parallelen Kurve die Beschleunigung berechnet wird, welche, erforderlich ist, damit das Flugzeug durch diesen Punkt fliegt, wobei von den

verschiedenen berechneten Beschleunigungen der 35 kurve, jedoch für eine andere Bedingung;
Höchstwert ausgewählt und mit einem im voraus F i g. 6 zeigt ein erläuterndes Schema;

eingestellten Beschleunigungswert verglichen wird. Wenn der berechnete Höchstwert kleiner als der im voraus eingestellte Wert ist, wird ein Sturzflug an der negativen Steuergrenze des Flugzeugs ausgelöst. Wenn er größer ist, wird ein Hochziehen an der positiven Steuergrenze des Flugzeugs ausgelöst. Bei diesem Steuergerät ist also der Flug des Flugzeugs eine Folge von Hochziehvorgängen mit dem kleinsten Halbmesser und von Sturzflügen mit dem kleinsten Halbmesser. Bei diesem System besteht aber keine Gewähr dafür, daß das Flugzeug ein Hindernis mit einem in eine vorbestimmte Richtung gerichteten Geschwindigkeitsvektor überfliegt.

Demgegenüber besteht die Aufgabe der Erfindung darin, ein Verfahren zu schaffen, durch das das selbsttätig auf einer vorbestimmten Flughöhe gehaltene Flugzeug ein Hindernis mit diesem vorbestimmten Höhenabstand und mit einem waagerecht gerichteten

Geschwindigkeitsvektor überfliegt. Ein so gesteuertes 55 bild der Vorrichtung;
Flugzeug befindet sich daher unter den günstigsten Fig. 16 zeigt ein ausführlicheres Schaltbild der

F i g. 7 zeigt ein Schema zur geometrischen Definition der Faktoren zur Steuerung des Manövrierens;

Fig. 8 zeigt schematisch ein Abtastbündel ,der Schutzfläche;

F i g. 9 zeigt schematisch das Beispiel einer Abtastung von verschiedenen vor dem Flugzeug liegenden Hindernissen mittels eines Strahlenbündels;

Fig. 10 zeigt ein der in Fig. 9 definierten Anwendung entsprechendes Schaubild; Fig. 11 zeigt ein weiteres Schaubild;

Fig. 12 zeigt ein lineare Größen und Winkelgrößen definierendes Schaubild;

Fig. 13 zeigt ein geometrisches Schema zur Erläuterung der Arbeitsweise einer Rechenanluge;

Fig. 14 entspricht der Fig. 13, jedoch für eine andere Bedingung;

Fig. 15 zeigt sehr schematisch ein Blockschalt-

Bedingungen, um durch einen Flug in Bodennähe den Beobachtern des von ihm zu überfliegenden Geländes zu entgehen.

Das erfindungsgemäße Verfahren besteht darin, daß dem Luftfahrzeug eine Schutzkurve mit nach oben gerichteter Konkavität zugeordnet ist, die vor und unter dem Luftfahrzeug liegt und fortlaufend mit dem durch die Radaraufnahmen abgetasteten Gelände-Vorrichtung;

Fig. 16a zeigt die an die Fi g. 16 unten anschließende Fortsetzung dieses Schaltbildes; Fig. 17 zeigt eine Flugbedingung; F i g. 18 zeigt eine andere Flugbedingung; Fig. 19 zeigt eine weitere Flugbedingung; Fi g. 20 zeigt noch eine andere Flugbedingung; Fi g. 21 zeigt ein Bestreichungsschema einer Radar

profil verglichen wird, wobei durch das Vergleichs- 65 antenne für die Vorrichtung;

ergebnis die Höhenlage des Luftfahrzeugs so gesteuert F i g. 22 zeigt ein Schema zur Erläuterung der

werden kann, daß die Schutzkurve immer tagential Arbeitweise der Radarantenne, und

zunr Geländeprofil verläuft. Fig. 23 zeigt ein erläuterndes Schema.

Nach F i g. 1 wird einem Flug, ,tug A eine Schutzkurve C zugeordnet, die folgendermaßen definiert ist: Sie geht durch einen Punkt, der auf einer durch das Flugzeug A gehenden Lotrechten unter diesem in einer Entfernung liegt, die etwa gleich der kleinsten Flughöhe h₀ über dem Boden ist, die man dem Flugzeug zu geben wünscht. Die Konkavität dieser Kurve ist dem Flugzeug zugewandt, und ihre vor dem Flugzeug liegenden Punkte haben von diesem eine Entfernung, die nach Maßgabe der Entfernung von dem etwa h₀ gleichen Mindestabstand zunimmt.

Das Flugzeug ist so zu steuern, daß niemals ein vor dem Flugzeug auftauchendes Hindernis in dem inneren Raum der dem Flugzeug zugeordneten Schutzkurve bleibt, d. h. in dem Raum, der in bezug auf die Kurve auf der gleichen Seite wie das Flugzeug liegt, wobei die dem Flugzeug zugeordnete Schutzkurve über den vor dem Flugzeug auftauchenden Hindernissen oder in unmittelbarer Nähe derselben verläuft.

Die Flugbahn des Flugzeugs wird geändert, sobald ein Hindernis in eine Entfernung von der Schutzkurve kommt, die kleiner als ein bestimmter Abstandswert ist, wobei dieser Wert mit der Entfernung von dem Flugzeug zunimmt.

Die Änderung der Flugbahn wird von diesem Abstandswert unabhängig gemacht.

Es ist vorgesehen, dem Flugzeug nicht nur eine Schutzkurve C, sondern auch beiderseits dieser Schutzkurve zwei Grenzkurven C₁ und C₂ zuzuordnen, die die Schutzkurve einfassen, wobei die beiden Grenzkurven der Schutzkurve in dem dem Flugzeug am nächsten liegenden Abschnitt sehr nahe liegen, während sie sich allmählich von der Schutzkurve nach Maßgabe der Entfernung von dem Flugzeug entfernen, indem sie gleichmäßig divergieren.

Dem Flugzeug werden Steuerbefehle erteilt, wenn Hindernisse in das Innere der durch die Kurven C₁ und C₂ begrenzten Zone eintreten. Diese Zone kann eine im wesentlichen ebene Zone sein, die in der durch die Längsachse des Flugzeugs gehenden lotrechten Ebene liegt; sie kann aber auch eine volumetrische Zone sein, wobei dann der Begriff Grenzkurve durch den der Grenzfläche ersetzt ist, so daß dann die Kurven C₁ und C₂ die Schnittlinien dieser Grenzflächen mit der durch den Geschwindigkeitsvektor des Flugzeugs gehenden lotrechten Ebene darstellen.

Das Flugzeug empfangt keinen Änderungsbefehl, solange keine Schutzfläche auf ein Hindernis trifft, wobei das Flugzeug unter diesen Bedingungen auf einer Sturzflugbahn mit dem kleinsten Halbmesser gesteuert wird, wenn es sich noch nicht in der vorbestimmten Bodennähe (Mindesthöhe) befindet.

Wenn das Schutzvolumen oder die Schutzfläche auf ein Hindernis trifft, findet die Beeinflussung des Flugbahnwinkels statt.

In dem Fall nach F i g. 2 wird z. B. ein horizontal fliegendes oder einen Steigflug durchführendes Flugzeug A so gesteuert, daß der Flugbahnwinkel vergrößert wird, und zwar infolge des Eindringens des Hindernisses S in die schraffierte Fläche zwischen der Kurve C und der Kurve C₁.

Wenn z. B. das Hindernis unter der Schutzkurve liegt, wird der Flugbahnwinkel verringert, bis sich die Schutzkurve dem Hindernis nähert.

Vorteilhaft ist eine Ausführungsform, bei der der Flugbahnwinkel nicht nur entsprechend dem auf der Normalen zu der Schutzkurve gerechneten Abstand zwischen der Schutzkurve und dem Hindernis gesteuert wird, sondern auch entsprechend der zeitlichen Änderung dieses Abstands.

Die Schutzkurve kann vorteilhaft ein Schutzkreisbogen sein, wobei beim Horizontal- oder Steigflug dem Flugzeug A (F i g. 3) ein Schutzkreisbogen C zugeordnet wird, der durch den Punkt A₂ geht, welcher auf der durch das Flugzeug A gehenden Lotrechten unterhalb des Flugzeugs A in einer Entfernung liegt, die gleich der Mindesthöhe h₀ ist. Der Mittelpunkt O dieses Schutzkreisbogens C liegt auf der durch A gehenden Lotrechten in einer Entfernung (R_c+R_p—h₀) über dem Flugzeug A, worin R_c und jR_p die vorbestimmten Kenngrößen des kleinsten Halbmessers beim Ziehen des Flugzeugs bzw. des kleinsten Sturzflughalbmessers sind.

F i g. 4 zeigt ein horizontal in der vorbestimmten Bodennähe (Mindesthöhe) Zi₀ fliegendes Flugzeug an der Stelle A₀. Das Flugzeug hat z. B. die bei T₀ dargestellte Bahn durchflogen. Dem Flugzeug ist ein Schutzkreis C₀ zugeordnet. Dieser Kreis geht durch den Punkt A₂, der der Schnittpunkt der durch A₀ gehenden Lotrechten mit dem Boden ist. Sein Mittelpunkt O liegt über A₀ in der Entfernung (R_p + R_c—h₀). Man nimmt einen beliebigen Punkt S auf dem Kreis C₀ vor A₂ an. Man fällt durch S das Lot und nimmt auf dem unteren Teil desselben einen Punkt O_p an, dessen Entfernung von S (R_p — h₀) beträgt. Ferner nimmt man auf dem oberen Abschnitt des durch A₀ gehenden Lotes einen Punkt O_c an, welcher von A₀ die Entfernung R_c hat. Man erhält dann:

OO_C = OA₂-A₀A₂-O₀A₀,
was geschrieben werden kann:

OO_C = R_p + R_c-h₀-R_c,
woraus sich. ergibt:

OO_c =* R₉-H₀.

Da SOp = R_p-h₀, ist das Viereck OO_cO_pS ein Parallelogramm, wobei seine beiden parallelen Seiten OO_c und SO_P gleich sind. Seine beiden anderen Seiten sind gleich:

OS = O_CO_P =

_p.

Wenn man jetzt unter Ausgang von A₀ den Kreisbogen C_c mit dem Mittelpunkt O_c und dem Halbmesser R_c zeichnet, schneidet dieser die Gerade O_CO_P in /. Man erhält:

IO_p = O_CO_P-O_CO,,

IO_p =

_c-R_c = R_p.

Wenn man einen Kreisbogen mit dem Mittelpunkt Op und dem Halbmesser O_PI zeichnet, kann

dieser Kreisbogen als der kleinste Sturzilugkreisbogen angesehen werden, an welchen die Tangente an seinem Ende A₃ auf der Lotrechten von O_pS waagerecht liegt. Ein bis nach A₀ gelangtes Flugzeug kann durch Durchfliegen des Bogens A₀I, welcher der Kreisbogen mit dem kleinsten Ziehhalbmesser ist, und des Bogens IA₃, welcher der Kreisbogen mit dem kleinsten Sturzflughalbmesser ist, nach A₃ in einer Höhe Zi₀ über S gelangen, wobei sein Geschwindigkeitsvektor bei A₃ waagerecht liegt. Wenn S als der Scheitel eines schraffiert angedeuteten Hindernisses ar gesehen wird, gestatten entsprechende Befehle, welafie dem Flugzeug A₀ gegeben werden, wenn ^er Kreisbogen C₀ über S geht, dem Flugzeug eine Bahn zn durchfliegen, welche mit seinen Manövriergrenzen verträglich ist,

derart, daß es das Hindernis S in der Höhe Zj₀ mit einem waagerechten Geschwindigkeitsvektor überfliegt. Einem auf der Bahn T₀ vor A₀ fliegenden Flugzeug können offenbar erst recht solche Befehle gegeben werden, daß es S in der Höhe H₀ mit einem waagerechten Geschwindigkeitsvektor überfliegt, ohne daß seine Flugbahn in irgendeinem Zeitpunkt einen mit den Kenngrößen des Flugzeugs nicht verträglichen Krümmungshalbmesser hat. Dagegen wäre es nicht mehr möglich, einem Flugzeug, welches bis zu einem beliebigen Punkt der Verlängerung T₀ der Bahn T₀ jenseits von A₀ gekommen ist, Befehle zu geben, welche ihm gestatten, das Hindernis S in der Höhe h₀ zu überfliegen, ohne das Flugzeug Kräften auszusetzen, welche seiner Konstruktion nicht verträglich sind.

Beim Bahnneigungsflug ist die Schutzkurve, die dem Flugzeug A zugeordnet ist (F i g. 5), die Sicherheitskurve, welche einem fiktiven Flugzeug A_t zugeordnet ist, das sich auf einem Kreisbogen C_c befindet, der von dem wirklichen Flugzeug/1 ausgeht, zu dem Geschwindigkeitsvektor des wirklichen Flugzeugs tangential liegt, und als Halbmesser den kleinsten Ziehhalbmesser hat, wobei sich das fiktive Flugzeug an der Stelle dieses Bogens befindet, an welcher die Tangente waagerecht liegt. Die Schutzkurve des wirklichen Flugzeugs wird dann durch die Schutzkurve des in der obigen Weise definierten fiktiven Flugzeugs gebildet sowie durch den von A₂ ausgehenden Kreisbogen C mit dem Mittelpunkt O_c Wenn η der Flugbahnwinkel ist, welchen der Geschwindigkeitsvektor des Flugzeugs mit der Waagerechten bildet, wobei η positiv gerechnet wird, wenn der Geschwindigkeitsvektor über der Waagerechten liegt, und negativ, wenn der Geschwindigkeitsvektor unterhalb der Waagerechten liegt, erhält man die Grundgleichung:

In dieser Formel ist G eine Verstärkungskonstante und T eine Konstante, welche die Dimension der Zeit hat.

Der auf der Normalen gerechnete Abstand e eines HindernissesS (Fig. 7) von dem Kreis C wird, in dem Maße, in welchem dieses Hindernis innerhalb der durch die den Kreis C einfassenden Kurven C₁ und C₂ begrenzten Zpne liegt, dadurch bestimmt, daß ständig durch ein Radargerät und einen zugeordneten Rechner der auf dem von dem Flugzeug A ausgehenden Radiusvektor gerechnete Abstandde zwischen dem Punkt B, in welchem dieser Radiusvektor den Kreis C schneidet, und dem Hindernis S gemessen wird und daß dieser Abstand dg nicht auf den durch S gehenden Halbmesser des Schutzkreises projiziert wird, sondern auf den Halbmesser des Schutzkreises, welcher durch den Schnittpunkt P des Kreises mit diesem Radiusvektor geht, wobei diese Projektion

und dem Halbmesser R_c + h_Q bis zu seinem Schnitt- 30 mit genügender Annäherung das Maß von e ist und punkt mit O_CA. ' leicht bestimmt werden kann.

Die Wahl dieser Schutzkurve kann folgender- In Fig. 7 ist der Abstand dg die Länge des

maßen begründet werden. Wenn sich das Flugzeug in A befindet und sein Geschwindigkeitsvektor ν

Fig. 7 g

Segments PS. Es ist vorgesehen, P,' zu bestimmen, wobei s' die Projektion von S auf den Halbmesser OP

mit der Waagerechten einen negativen Winkel bildet, 35 ist und sS gleichgestellt werden kann, wobei s der findet man die gleichen Bedingungen wie vorher wieder, wenn der Punkt A₁, welcher auf dem von A ausgehenden Kreisbogen liegt, dessen Halbmesser der kleinste Ziehhalbmesser ist, sich in der vorgegebenen Mindesthöhe Zi₀ befindet, da das Flugzeug Λ 4o dieser Abstand das Zeichen + (plus), tatsächlich A_x erreichen kann, indem es den Kreis- „___ «__^. de

Schnittpunkt des Schutzkreises C mit OS ist. Bei dem in der Figur dargestellten Fall erhält, wenn s' außerhalb des Kreises C liegt, der Abstand e das Zeichen — (minus). Falls s' innerhalb des Kreises C liegt, erhält d

bogen mit dem kleinsten Ziehhalbmesser beschreibt. Wenn als Schutzkurve für das Flugzeug A der Schutzkreisbogen gewählt wird, welcher dem mit einer waagerechten Geschwindigkeit fliegenden fiktiven Flugzeug ^₁ zugeordnet ist und nach hinten durch den Kreisbogen C verlängert wird, befindet sich das Flugzeug A hinsichtlich seines Fluges in Bodennähe unter den gleichen Abtastbedingungen, wie das oben betrachtete fiktive Flugzeug^.

Bei einer besonderen Ausführungsform wird der Kreisbogen C durch die rückwärtige Verlängerung C" des Bogens C bis zu seinem Schnitt mit der Geraden O_CA ersetzt.

Das Steuern des Flugzeugs in der Höhe erfolgt zunächst als Funktion des Abstands e (Fi g. 6) zwischen der Schutzkurve C und einem zu überschreitenden Hindernis S, wobei dieser Abstand e auf dem von S auf die Schutzkurve C gefällten Lot JV gerechnet ist. Die Steuerung erfolgt in dem einen oder dem anderen Sinn, je nach dem Vorzeichen des Abstands e, welcher z. B. positiv gerechnet wird, wenn S innerhalb des Schutzkreises liegt, bzw. negativ, wenn S außerhalb des Schutzkreises liegt.

Die Steuerung wird auch entsprechend der zeitlichen Änderung dieses Abstands e, d. h. als Funktion von -4-, vorgenommen.

Zur Bestimmung von -7— ist vorgesehen, anstatt

mehrere Messungen von e zu bekannten Zeitpunkten vorzunehmen und den Unterschied dieser Messungen auf die Zeit zwischen diesen Messungen zu beziehen, de

-n- augenblicklich ständig unter der Ausnutzung der

Tatsache zu bestimmen, daß der Schutzkreis dem Flugzeug zugeordnet ist, so daß alle seine Punkte, insbesondere der Punkt P, ständig die Geschwindigkeit ν des Flugzeugs haben, und daß die Projektion dieser Geschwindigkeit auf eine beliebige Richtung

* für das zeitliche Differential einer Entfernung kennzeichnend ist, welche in dem Bezugssystem gemessen wird, in bezug auf welches die Geschwindigkeit bestimmt wird, und welche in dem vorliegenden Fall die Entfernung von einem Punkt des Bodens ist, da der Boden als Bezugssystem zur Bestimmung der Geschwindigkeit ν dient. In F i g. 7 wird der Wert von

-τ- an dem Punkt P durch die Länge des Segments Ps'

dargestellt, welches die Projektion des Vektors — ι

de auf den Halbmesser OP ist, wobei der Wert von -^

⁶S positiv gerechnet wird, wenn s" innerhalb des Schutzkreises liegt, und negativ, wenn s" außerhalb des Schutzkreises liegt. Es kann daher -4r mittels des

Gerätes bestimmt werden, das in einem Flugzeug zur Bestimmung der Geschwindigkeit ν nach Größe und Richtung in bezug auf den Boden vorhanden ist. Häufig dient dazu ein Dopplerradargerät.

In F i g. 8 ist schematisch durch ρ ein elektromagnetisches Wellenbündel dargestellt, welches von einem Verfolgungsradar mit Standpunktsabtastung gemäß einem gewissen Winkel über der Waagerechten sowie gemäß einem gewissen Winkel unterhalb der Waagerechten, welcher größer als der erste sein kann, entsprechend dem zu beschreibenden Schutzkreisabschnitt ausgesandt wird. Die obere Grenze des Bündels ρ schneidet den Schutzkreis C in D₁, und die untere Grenze schneidet den Kreis C in D₂. Durch D₁ und D₂ werden Kreise mit dem Mittelpunkt A bis zu der anderen Grenze des Bündels gelegt, wodurch die Punkte M₁ und M₂ erhalten werden. Die Kurven C₁ und C₂ sind die, weiche durch die Punkte M₁ und M₂ während der Abtastung durch das Radar beschrieben werden. Sie bestimmen den Raumabschnitt, in welchem das Radar wirksam ist. In dem Beispiel der F i g. 8 entsprechen die Kreisbögen M₁D₂ und M₂D₁ mit dem Mittelpunkt A den Grenzen des Raumabstandsfensters des Verfolgungsradars. Wenn ein Hindernis in der einfach schraffierten Zone liegt, hat der von e abhängige Faktor, welcher bei der Steuerung der Änderung der Lage des Geschwindigkeitsvektors des Flugzeugs eine Rolle spielt, das negative Zeichen. Wenn sich ein Hindernis in der gekreuzt schraffierten Zone befindet, hat dieser Faktor das Zeichen +. Wenn ein Hindernis in einer nicht schraffierten Zone liegt, liefert das Gerät kein Steuersignal.

Ein dem Verfolgungsradar zugeordneter Analogoder Digitalrechner ermöglicht die Beschreibung der Kurven C₁ und C₂ durch Veränderung der Grenzen seines Entfernungsmeßfensters.

In F i g. 9 hat das Flugzeug A die Höhe It₀, und sein Geschwindigkeitsvektor ν bildet mit der Waagerechten einen positiven Winkel η. Die schraffierte Schutzfiäche trifft auf Hindernisse, und das von jedem Hindernis erzeugte Signal oder der Befehl hat jederzeit folgende Form:

gleiche gilt während der Abtastung in entgegengesetztem Sinn in der nächsten Halbperiode. __ In F i g. 12 sind nacheinander von dem Schwerpunkt G des Flugzeugs aus folgende Winkel dargestellt:

der Flugbahn winkel η;

der Längsneigungswinkel α des Flugzeugs;

der Anstellwinkel i des Flugzeugs;

der Winkel s zwischen der Achse des Radarbündels und der Längsachse des Flugzeugs;

der Winkel θ zwischen der Achse des Bündels und der Waagerechten.

In F i g. 13 sind von einem Punkt P des Schutzkreises aus einerseits die Gerade AP, welche die Achse des von dem Verfolgungsradar des Flugzeugs ausgesandten Bündels darstellt, und andererseits der Halbmesser OP gezogen. Nachstehend ist β der gerächtete Winkel zwischen OP und der Waagerechten, γ der in der Pfeilrichtung gerichtete Winkel zwischen OP und der Geraden AP und ρ die Länge des Radiusvektors AP.

Man erhält dann θ = a + s nach Größe und Zeichen.

α ist ständig auf dem Flugzeug bekannt, ebenso wie s. Der Winkel 0 kann daher jederzeit bestimmt werden.

Zwischen ß, 0 und dem Winkel γ besteht die Beziehung

β = 0 -γ

sowie die beiden anderen nachstehenden aus dem Dreieck OAP abgeleiteten Beziehungen:

R-K

siriy

cos β '

worin R und h₀ gegebene Größen sind.

Die beiden obigen Beziehungen können auch geschrieben werden:

dt

45 Q =

R — h₀ cos 0 R cos β (R

cos θ

sin γ

Während der Abtastung durch das elektromagnetische Bündel ρ von der unteren Grenze bis zu der oberen Grenze (die dick gezeichneten Umfangsabschnitte des Profils der Hindernisse sind diejenigen, welchen Signale entsprechen) hat das gemessene -gjfz. B. die in F i g. 10 dargestellte Form.

Es ist vorgesehen, ständig für -gp den Höchstwert

beizubehalten, welcher von -rj- seit Beginn der Halbperiode erreicht wird. Für das betrachtete Beispiel sind die beibehaltenen Werte von -^f- in F i g. 11 dargestellt. In der betrachteten Halbperiode hat -τ™- zunächst einen negativen Wert, hierauf einen

noch negativen Wert, welcher jedoch dem Absolutwert nach kleiner als der vorhergehende ist, und hierauf einen positiven Wert. Dieser letztere wird bis zur äußersten Grenze der Abtastung beibehalten. Das Das Verfolgungsradar gestattet, jederzeit ρ+ do zu kennen, falls das festgestellte Hindernis in der Schutzfläche oder dem Schutzvolumen liegt.

Die obigen Formeln zeigen, daß man durch Anwendung der Beziehung

do = (ρ + d ρ) — υ

ο berechnen und somit dg ermitteln kann.

Sie zeigen, daß man β berechnen kann, d. h. e, welches die Projektion von do auf OP ist, welche den Winkel β mit der Waagerechten bildet.

Die Kenntnis von β gestattet die Berechnung von -j--, weiches die Projektion eines Vektors ist, dessen Modul und Lage durch das Dopplerradar bekannt sind, und zwar gemäß der Formel:

de

df

= ν cos (0 — ß).

Fig. 14 entspricht Fig. 13, jedoch für den Fall, daß das Flugzeug A zu dem betrachteten Zeitpunkt

909 53' 9

ίο

einen Bahnneigungsflug ausführt. Aus dem Flugzeug A wird das fiktive Flugzeug"^ in der unter Bezugnahme auf F i g. 5 bereits erläuterten Weise abgeleitet. Infolge der Wahl der Sehutzkurve, bei welcher in diesem Fall der Abschnitt a_ta der Schutzkurve die Verlängerung des dem fiktiven Flugzeug A₁ zugeordneten Schutzkreises C ist, ist die Figur, welche der Halbmesser Oa, die Schutzkurve und die Tangente ax' in α an die Schutzkurve bilden, den in Fig. 13 Ordnung von einem bis zu einigen Grad, z. B. 2,5°, aussendet, welches mit einer Frequenz, welche größenordnungsmäßig 1 Hz betragen kann, den Raum vor dem Flugzeug in der durch den Geschwindigkeits-5 vektor desselben gehenden lotrechten Ebene gemäß einem Winkel bestreicht, welcher ausreicht, um eine Entdeckung der Hindernisse zu gewährleisten, welche vor dem Flugzeug während seines Fluges, insbesondere in Bodennähe, auftauchen können, wobei dieser

dargestellten Verhältnissen ähnlich, so daß e und io Winkel z. B. durch eine Seite begrenzt wird, welche

~ in der gleichen Weise berechnet werden können, nach oben einen Winkel von +15° mit der Waage-

sobald der Winkel φ zwischen OA₁ und OA sowie ^{rechten und nach unten einen Winkel von} ~¹⁵°

der Abstand K zwischen α und A bestimmt wurden, ^{mit dem} Geschwindigkeitsvektor bildet. Das Radar-

wobei der Abstand M₁ konstruktionsgemäß gleich g^erät. ist wie ein Verfolgungsradar ausgebildet, d. h.,

h₀ ist. Wenn Θ' der Winkel zwischen dem Radius- ¹S ^{es tntt bei lhm nur ein Echo auf}> ^{wenn das fest}"

vektor AP und der durch A zu ax' gezogenen Par- gestellte Hindernis in einem bestimmten vor dem

allelen, / der Winkel zwischen dem Radiusvektor £^adar hegenden Raumabschnitt hegt, wodurch die

AP und dem Halbmesser OP des Schutzkreises und Stellung des Hindernisses in bezug auf die vordere

ß' der Winkel zwischen OP und der durch O zu ax' Grenze und die hintere Grenze lokalisiert wird,

gezogenen Parallelen ist, wobei die Winkel wie die in ^{20 wobel die} elektromagnetische Korrespondenzerschei-

F i g. 14 eingetragenen Pfeile gerichtet sind, erhält ^nun8 ^das Auftreten eines Echos in einem Fernmeß-

man folgende Beziehungen:

9' = θ - φ (φ<0)

tgqi =

R_c sin η

-ho

j₀' =\aA\=R -\OA\ =R-C₂

sm??
sin ^

π

R_p + R_c cos -Zi₀
COS9J

OA'

COS φ

und OA' = O₁O^O₁A', O₁A' = R_ccosη , O₁O = Oa₁ - Ci₁O₁ =R_p + i

O₁O = R_p + R_c — R_c — Zj₀ =
OA' = R_p-ho + R_c cos η .

Aus dem Dreieck OAP ergibt sich:
R-K

sin/ =

cos 0',

R sin γ = (R- ho) cos ö'

^{R cos}

Die Betrachtung der Summe der Winkel des
Dreiecks AOP ergibt:

In dem Flugzeug A ist ein Radargerät verfügbar,
das-ein Bündel mit geringer öffnung in der Größenfenster ist, dessen Ränder genau der nahen und der fernen Grenze des Abschnitts entsprechen. Der dem Radargerät zugeordnete Rechner ordnet dem Radiusvektor Au des Radars (F i g. 7), welcher die Abtastung dem Azimut nach vornimmt, einen Punkt P zu, welcher den Schutzkreis beschreibt. Das Arbeiten des Radargerätes gestattet so durch Bestimmung des Abstandes eines von diesem Radiusvektor getroffenen Hindernisses, nämlich der Länge AS, die Bestimmung der Länge des Segments PS, und der Rechner kann aus diesem die Länge der Projektion dieses Segments auf die Normale bestimmen, nämlich e.

Dem Radargerät sind ferner Einrichtungen zugeordnet, welche das Radar hinsichtlich des Echos nur dann wirksam machen, wenn das Hindernis zwischen den beiden Kurven C₁ und C₂ liegt, welche den Schutzkreis C einfassen.

Das Flugzeug enthält ferner Einrichtungen zur

ständigen Bestimmung von -£~ .

Das Blockschaltbild der Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens ist in Fig. 15 dargestellt.

Das Radargerät 100 enthält eine Radarantenne 101, welche den vor dem Flugzeug liegenden Raum der Höhe nach überstreicht und so über den Kanal 102 den Höhenwinkel s des von dem Radargerät ausgesandten elektromagnetischen Bündels liefert. Die Entfernungsmeßvorrichtung 103 des Radargerätes 100 empfängt von einem Rechner 104 durch einen Kanal 105 den Wert von ρ, d. h. des Radiusvektors des Schutzkreises in Funktion des Winkels 0, welchen das ausgesandte Bündel des Radargerätes mit der Waagerechten bildet. Die Elemente, welche der Entfernungsmeßvorrichtung 103 von dem Rechner 104 geliefert werden und insbesondere den Wert von ρ umfassen, gestatten so der Entfernungsmeßvorrichtung, ihrerseits dem Rechner 104 den Wert von e durch einen Kanal 106 zu liefern. Ferner werden in den Rechner durch einen Knopf 107 über den Kanal 108 der Sicherheitsfaktor n_p für den Sturzflug, durch einen Knopf 109 und den Kanal 110 der Sicherheitsfaktor n_c für das Ziehen und durch einen Knopf 111 und den Kanal 112 die Höhe Zi₀ eingeführt, in welcher der Flug in Bodennähe bei einem waagerechten Gelände erfolgen soll. Die Vertikalzentrale 113, welche das Flugzeug enthält, führt durch einen Kanal

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114 in den Rechner 104 den Trimmwinkel α ein. Ein in dem Flugzeug vorhandenes Dopplerradar 115, führt in den Rechner 104 durch den Kanal 116 den Modul der Geschwindigkeit ν des Flugzeuges und durch den Kanal 117 die Lage dieses Geschwindigkeitsvektors entweder in bezug auf die Waagerechte, d. h. den Flugbahnwinkel η, oder in bezug auf die Längsachse des Flugzeugs, d. h. den Anstellwinkel /, ein. Der Rechner liefert jederzeit mittels dieser ihm zugeführter Angaben einerseits die Funktion ρ — f (0) und andererseits die Funktion β = q (0), wobei β der Winkel zwischen der Normalen auf dem Schutzkreis an der Stelle P und der Waagerechten ist. Unter Berücksichtigung der ihm außerdem von dem Radargerät 100 gelieferten Elemente liefert der Rechner 104 an seinem Ausgang in dem Kanal 118 die Funktion

Schieber verstellt sich in Funktion der Geschwindigkeit. Er liefert daher an seinem Ausgang 138 eine Spannung, welche zu R_c proportional ist, d. h. dem kleinsten Ziehhalbmesser, und zwar infolge der be-

v²
kannten Beziehung R_c = -— . Ebenso liefert der

gemäß einem quadratischen Gesetz gewickelte Spannungsteiler 139 an seinem Ausgang 140 eine zu R₁, proportionale Spannung, und zwar wegen der be-

kannten Formel R_c

. Die Ausgänge 129 und

welche zur Steuerung an das in aerodynamischer Hinsicht betrachtete eigentliche Flugzeug 119 angelegt wird und b verändert, d. h. den Winkel des Höhensteuers mit der Längsachse des Flugzeugs, damit die Gleichung des Flugzeugs befriedigt wird, welche in einfacher Form folgendermaßen lautet:

Kb = °-

^dr>-

g at '

und in ihrer vollständigeren Form:

Kb + 1 =

+ COS η .

Die hierdurch an dem Geschwindigkeitsvektor dem Modul und der Lage nach entstehenden Änderungen beeinflussen natürlich die Angaben, welche von der zugehörigen Vorrichtung gegeben werden, z. B. das Dopplerradar 115, was schematise!! durch den Kanal 120 angedeutet ist, während der Kanal 121 die resultierende Änderung der Trimmlage schematisiert.

Bei der in F i g. 16 dargestellten Ausführungsform ist der Kopf 107 der eines Spannungsteilers, dessen Widerstand 122 dem Kehrwert der normalen größten Sturzflugbeschleunigung nach geteilt ist. Der Knopf 109, welcher einen mit einem Widerstand !24 zusammenwirkenden Schieber 123 antreibt, legt an den Leiter 126 eine Spannung an, welche der Kehrwert der normalen größten Ziehbeschleunigung ist. Der den Schieber 127 eines Spannungsteilers 128 antreibende Knopf 111 bringt den Leiter 129 auf ein Potential, welches zu der geringsten Höhe It₀ proportional ist, welche man für das Flugzeug festzulegen wünscht. Ferner wird durch den Leiter 130 ein Potential eingeführt, welches sehr klein sein kann und zu dem Modul der Geschwindigkeit des Flugzeugs proportional ist und welches nach Durchgang durch einen Verstärker 131 einen Motor 132 antreibt, wobei die Steuerleistung bei 133 dargestellt ist. Dieser Motor 132 treibt einen Schieber 134 so an, daß sich seine Stellung gegenüber dem Widerstand 135 gemäß einer zu ν proportionalen Funktion ändert. Der gemäß einem quadratischen Gesetz (v²) gewickelte Spannungsteiler 137 empfängt eine zu dem Kehrwert der normalen größten Ziehbeschleunigung proportionale Spannung, und sein 140 haben einen gemeinsamen Zweig 141, so daß man die Differenz {R_p — h₀) an dem Ausgang 142 eines Verstärkers 143 mit Gegenkopplung 144 erhält. Der Ausgang 138 und der Ausgang 140 haben einen gemeinsamen Zweig 145, so daß man an dem Kanal 146 den Wert des Halbmessers des Schutzkreises R entsprechend der Formel R = R_p + R_e erhält.

An den Eingang 150 einer Synchronanordnung 151 wird eine zu dem Trimmwinkel α proportionale Spannung angelegt. Der Motor 152 der Synchronanordnung wird durch die einen Verstärker 154 enthaltende Leitung 153 gesteuert, und die Ausgangswelle 155 der Synchronanordnung 151 hat eine Winkelstellung, weiche eine lineare Funktion des Trimmwinkels α ist. Aus dem Dopplerradar HS (Fig. 15) wird eine Spannung gewonnen, welche zu dem Anstellwinkel i proportional ist, und diese Spannung wird an den Eingang 156 einer Synchroneinrichtung 157 angelegt, welche von einem Motor 158 angetrieben wird, welcher durch die einen Verstärker 160 enthaltende Leitung 159 gesteuert wird, wobei die Ausgangswelle 161 der Synchronanordnung eine sich gemäß einer linearen Funktion des Anstellwinkeis i ändernde Winkelstellung hat. Diese Welle 161 treibt ein Differential 162 an, welches außerdem von einer Welle 163 angetrieben wird, welche von der Welle 155 abgezweigt ist, so daß ihre Winkelstellung eine lineare Funktion des Trimmwinkels ist, so daß die Stellung der Ausgangswelle 164 des Differentials eine lineare Funktion der Differenz (α — /) ist. Diese Differenz, welche eben der Flugbahnwinkel >i ist, wird in einen Resolver 165 eingeführt, welcher außerdem durch den Ausgang 138 eine zu R_c proportionale Spannung erhält. Der Resolver 165 liefert daher an seinem Ausgang 166 eine zu R_c sin η proportionale Spannung und an seinem Ausgang 167 eine zu R_ecosη proportionale Spannung.

Der Ausgang 167 beaufschlagt gemeinsam mit dem Ausgang 142, dessen Spannung für (R_p — A₀) kennzeichnend ist, über einen Leiter 168 einen Verstärker 169, an dessen Ausgang 17© die R_p — k₀ + R₁. cosc/ darstellende Spannung erscheint.

Der Resolver 171, welcher einerseits von dem Ausgang 170 und andererseits von dem Ausgang 172 eines Verstärkers 173 beaufschlagt wird, an welchem eine i?_c sin /7 darstellende Spannung vorhanden ist, hat daher eine Welle 174, welche eine Stellung hat, welche eine lineare Funktion von ψ ist, und zwar infolge der nachstehenden Gleichung:

tg<» =

R_e sin

R_p + R_c cos ti — A₀

Der Antriebsmotor des Resolvers 171 i-ri bei 175 dargestellt, und die Steuerkette J7" enthält einen Verstärker 176.

Der Resolver 171 besitzt noch einen Ausgang 178, an welchem folgende Spannung vorhanden ist:

R_ccos

- It₀

cosy

Diese Spannung wird zu der in dem Kanal 146 vorhandenen, R kennzeichnenden Spannung über einen Verstärker 179 hinzugefügt, an dessen Ausgang eine für ho kennzeichnende Spannung erhalten wird, und zwar wegen der Formel:

U'-Ώ R₀ + RcCOSy-Jl₀

Die Welle 204 ist die Antriebswelle eines Resolvers 205, dessen elektrischer Spannungsfaktor zu — ,

COS U

proportional ist, und zwar infolge der Stellung des Schiebers 206, welcher an der Welle 193 befestigt ist und mit einem Widerstand 207 zusammenwirkt, an welchen eine Spannung R angelegt wird. Der Ausgang 208 des Resolvers 205 hat somit die Form:

Die Synchronanordnung 181 empfängt an ihrem elektrischen Eingang 182 eine unmittelbar von der Stellung der Radarantenne 101 des Radargerätes 100 abhängende Spannung und wird durch einen Motor

183 angetrieben, welcher einerseits durch den Kanal

184 von dem Ausgang der Synchronanordnung 181 und andererseits durch den Kanal 185 von einem Tachometerdynamo 186 unter Zwischenschaltung eines Verstärkers 187 gesteuert wird, an welchen durch den Leiter 188 der elektrische Antriebsfaktor der Radarantenne 101 angelegt wird. Die Ausgangswelle 189 der Synchronanordnung 181 treibt ein Differential 190 an, welches außerdem von der Welle 155 angetrieben wird, deren ^ellung für den Längsneigungswinkel α kennzeichnend ist, und die Ausgangswelle 191 dieses Differentials hat eine Stellung, welche eine lineare Funktion des Winkels 0 ist, so daß sie sich ständig dreht, und zwar zuerst in einem Sinn und dann in dem anderen, entsprechend der Abtastung des Raums durch den Luftleiter 101. Die Welle 191 bildet die Eingangswelle eines Differentials 192, dessen Welle 174 eine den Winkel q kennzeichnende Winkelstellung hat. Die Ausgangswelle 193 des Differentials 192 sowie übrigens auch ihre Abzweigung 194 hat eine Θ' = 0 — q kennzeichnende Stellung. Die Abzweigung 194 bildet die Eingangswelle eines weiteren Differentials 195, dessen Welle 196 den Ausgang eines Resolvers 197 bildet, welcher durch den Kanal 146 einen R darstellenden, elektrischen Eingangsfaktor empfangt. Wenn / die Stellung dieser Welle 196 darstellt, ist die an dem Ausgang 198 des Resolvers 197 vorhandene Spannung R sin γ', und diese Spannung wird zu der in dem Ausgangskanal 199 des Resolvers 200 vorhandenen hinzugefügt, dessen Eingangswelle die Welle 193 ist. Der Resolver 200 empfängt über den Verstärker 201 die Summe der in den Leitern 146 und 180 vorhandenen Spannungen, d. h. (R — ho), so daß die Spannung (R- /ιό) cos 0' durch den Leiter 199 angelegt wird und zu der hinzutritt, welche durch den Leiter 146 angelegt wird, um über einen Verstärker 202 den Antriebsmotor 203 des Resolvers 197 zu beaufschlagen. Der Winkel der Welle 196 desselben entspricht somit der Bedingung:

R sin γ = (R- Ji₀) cos 0'

und kennzeichnet somit den Winkel /.

Die Ausgangswelle 204 des Differentials 195, dessen Eingangswellen eine Winkelstellung haben, welche eine lineare Funktion von 0' bzw. von «/ ist, hat daher eine Lage, welche den Winkel ß' kennzeichnet und die obige Beziehung ß' = 0' — γ' darstellt. R cos ß'
cos 0' '

d. h., er stellt ρ dar.

Eine Abzweigung 209 der Welle 174 und eine Abzweigung 210 der Welle 204 bilden die Eingänge eines Differentials 211, dessen Ausgangswelle 212 eine Winkelstellung hat, welche infolge der Formel β = ß' + (f für den Winkel β kennzeichnend ist.

Die Welle 212 bildet eine Eingangswelle eines Differentials 213, dessen andere Eingangswelle die Welle 164 ist, deren Winkelstellung für η kennzeichnend ist, und die Ausgangswelle 214 des Differentials 213 kennzeichnet hier ?/ — ß.

Die Welle 214 ist die Welle eines Resolvers 215, an welchen durch den Kanal 130 eine Spannung angelegt wird, welche zu dem Modul ν des Geschwindigkeitsvektors des Flugzeugs proportional ist, so daß die Spannung an dem Ausgang 216 des Resolvers 215 die Form hat:

r cos (η - β),

de

d. h. für -^- kennzeichnend ist.

Die Entfernungsmeßvorrichtung 103 des Radargerätes 100 liefert ferner an dem Kanal 217 eine Spannung, welche gleich e ist. Diese Spannung wird zu der hinzugefügt, welche aus einem Verstärker 218 kommt, welcher z. B. einen Verstärkungskoeffizienten 5 (gleich T) einführt, und das Ganze geht durch einen Verstärker 219, dessen Verstärkung gleich G ist, so daß die an dem Ausgang 220 vorhandene Spannung für -Λ kennzeichnend ist, was

gerade der dem Flugzeug zu gebende Befehl ist.

Fig. 17 zeigt ein mit einer Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens zur selbsttätigen Höhensteuerung ausgerüstetes Flugzeug A, welches waagerecht über einem waagerechten Boden mit der vorgeschriebenen Mindesthöhe fliegt. Es wird im waagerechter. Flug mit dieser vorbestimmten Höhe h₀ so lange gehalten, wie die dem Flugzeug zugeordnete Schutzkurve C auf kein Hindernis trifft oder sich keinem Hindernis nähert.

Fig. 18 zeigt die Flugbahn eines mit einer gleichen Vorrichtung versehenen Flugzeugs A über einem etwa ebenen, aber nicht waagerechten Boden. Die Flugbahn ist eine Gerade, welche zu dieser Ebene parallel in einer Höhe / verläuft, welche praktisch gleich /i₀ ist. Die Schutzkurve oder der Schutzkreis C, welcher dem Flugzeug zugeordnet ist, bleibt tangential zu dem Boden.

In F i g. 19 führt das Flugzeug A einen Bahnneigungsflug mit der Geschwindigkeit r durch. Die

('5 Schutzfläche, welche einen mit der Schutzfläche des fiktiven Flugzeugs A₁ gemeinsamen Abschnitt hat, trifft auf kein Hindernis. Das Flugzeug erhält dann den größten Sturzflugbefehl.

Unter den Bedingungen du·- Fig. 20 führt das Flugzeug ebenfalls einen Bahnneigungsflug durch, und die Schutzfiäche trifft auf ein Hindernis. Die Änderungen der Lage des Geschwindigkeitsvektors, welche dem Flugzeug befohlen werden, entsprechen der genannten Grundformel.

In allen Fällen erhält das Flugzeug Befehle, welche seine optimale Flugbahn gewährleisten. Falls das Flugzeug in großer Höhe fliegt, wird es durch einen Sturzflug mit dem kleinsten Krümmungshalbmesser dem Boden genähert, worauf seine Flugbahn automatisch in eine Linie übergeht, welche praktisch zu dem Boden in der vorbestimmten Mindeshöhe h₀ parallel ist und die Überschreitung eines Hindernisses in dieser Höhe mit einer waagerecht gerichteten Geschwindigkeit gewährleistet, ohne daß zu irgendeinem Zeitpunkt das Flugzeug unter voller Ausnutzung der Manövrierfähigkeiten des Flugzeuges nicht zulässigen Beanspruchungen ausgesetzt ist.

Fig. 21 bis 24 zeigen eine besondere Arbeitsweise der Radarantenne, wobei der Prozeß der Ausarbeitung der Befehlssignale in zwei Teile zerlegt ist.

a) In einem ersten Teil wird in einer möglichst kurzen Zeit, z. B. in der Größenordnung von 0,5 Sekunden, das Profil des Geländes aufgenommen, welches das Flugzeug überfliegen soll;

b) hierauf erfolgen die Quantifizierung und die Speicherung des Profils in Form einer Folge von Zahlenpaaren. Eine der Zahlen, Z₁-, ist die Abszisse eines Punktes des Profils in einem System mit den festen Achsen O_x-X₁ und O₁-Z₁, wobei O_x-Z_x die durch das Flugzeug gehende Lotrechte ist, während die andere Zahl, Z₁-, die die Höhe darstellende Ordinate des Punktes des Profils in diesem Achsensystem ist.

Es wird der jeden Punkt [X₁, Z₁) des Profils betreffende Befehl (~gp). berechnet. Die vollständige Berechnung für alle aufgenommenen Punkte des Profils wird in einer Zeit in der Größenordnung einer Sekunde vorgenommen. Der zurückgehaltene Befehl

\~3t) '^st ^^as Maximum der so berechneten Befehle.

Es ist vorgesehen, die obige Rechnung mehrmals auszuführen, z. B. viermal, was gestattet, die Bewegung des Flugzeugs während eines Zeitintervalls zu berücksichtigen, welches sehr kurz sein kann, z. B. V20 Sekunde.

Der obige Prozeß benutzt das Radargerät nur für den Teil a), d. h. während etwa eimern Neuntel der Gesamtzeit des Programms. Die andetft Zeit wird ausgenutzt, um das gleiche Radargerät für die seitliche Beobachtung zu verwenden, d. h. außerhalb der durch die Längsachse des Flugzeugs gehenden lotrechten Ebene.

Bei dieser Arbeitsweise kann die Aufnahme des Profils einerseits und die seitliche Beobachtung andererseits mittels eines üblichen einpulsigen Radargerätes in den beiden Ebenen erfolgen.

In dem Bestreichungsschema der Fig. 21, welches die Bewegung der Radarantenne darstellt, entspricht die Bewegung zwischen den Punkten 200 und 201 der Höhenabtastung zur Aufnahme des Profils, während die anderen Abschnitte des Weges 201, 202, 203, 204, 205 bis 200 zu anderen Zwecken als die oben definierte Aufnahme des Profils benutzt werden können.

Der zweite Teil des Prozesses für die Ausarbeitung der Befehlssignale wird durch einen Digitalrechner verwirklicht. ~

Die Radarantenne sendet in ihrer Ausgangsstellung ein Strahlenbündel unter einem großen Höhenwinkel aus (welcher z. B. größenordnungsmäßig 30° über

. der Waagerechten beträgt), und dieses Bündel bewegt sich mit der größten Geschwindigkeit nach unten.

Während dieser Phase wird in der Achse des Bündels mittels eines festen Entfernungsmeßfensters F eine Entfernung D in der Größenordnung von 15 km definiert, was der Reichweite des Radargerätes entspricht. Ein bewegliches Entfernungsmeßfenster F₁ beschreibt schnell abwechselnd in der einen und hierauf in der anderen Richtung das Segment zwischen dem Punkt des· größten Abstands D und einem Punkt kleinsten Abstands d in der Größenordnung von 600 m.

Das Radarbündel kommt mit dem Boden in Berührung, was entweder das Auftreten eines Echos in dem Fenster F₁ oder das Auftreten eines Echos in dem Fenster F zur Folge hat. Es beginnt dann die Aufnahme des Profils.

Wenn das Echo in dem Fenster F₁ erscheint, wird die Höhenbewegung der Antenne angehalten, und das Fenster F nähert sich dem Fenster F₁ mit konstanter Geschwindigkeit, so daß der größte Abstand linear mit der Zeit abnimmt. Wenn das Fenster F das von dem Fenster F₁ entdeckte Hindernis erreicht, geht die Annäherungsbewegung des Fensters F unter den gleichen Bedingungen weiter, und die Antenne wird der Höhe nach gesteuert, um das Fenster F mit dem Boden in Berührung zu halten. Dieser Fall entspricht dem Vorhandensein einer Abdeckung, welche in bezug auf das Flugzeug in einer Entfernung liegt, welche kleiner als die Reichweite des Radars ist.

Wenn das Anfangsecho unmittelbar in dem Fenster F erscheint, beginnt der Prozeß der Steuerung der Radarantenne in der Höhenrichtung zur Aufrechterhaltung der Berührung des Fensters F mit dem Boden sofort. In dem einen oder dem anderen Fall (Anfangsentdeckung durch das Fenster F₁ oder durch das. Fenster F) setzt das Fenster F₁ stets seine schnelle Abtastung zwischen dem geringsten Abstand d und der Stellung von F fort.

Wenn kein anderes Hindernis von dem Fenster F₁ festgestellt wird, wird die Steuerbewegung der Radarantenne in der Höhenrichtung bei —15 oder —20° unter dem Geschwindigkeitsvektor des Flugzeugs angehalten.

Wenn ein anderes Hindernis an dem Fenster F₁ festgestellt wird (was dem Vorhandensein einer anderen Abdeckung entspricht), wird die Höhenbewegung der Radarantenne von neuem angehalten,

wobei die Steuerung in der Höhenrichtung zur Aufrechterhaltung der Berührung des Fensters F mit dem Boden in dem Augenblick wieder beginnt, in welchem das Fenster F dieses Hindernis erreicht.
Bei dem in Fig. 22 dargestellten Beispiel trifft, wenn die Ausgangsstellung der Radarantenne dem Bündel AF₀ entspricht, wobei F₀ die Stellung des Fensters F an diesem Bündel angibt, während einer Höhenabtastung nach unten das Bündel das Hindernis S, und die Höhenabtastung wird angehalten. Das

Fenster F verschiebt sich längs des Bündels mit konstanter Geschwindigkeit in dem Sinne der Annäherung, bis es sich dem Hindernis S überlagert. Hierauf wird die Höhenabtastung mit einer solchen

909 531/9

Steuerung wieder aufgenommen, daß das Fenster F dem Profil SR folgt. Bei dieser Lage des Bündels wird ein näher als das Hindernis S liegendes Hindernis, nämlich das Hindernis Q, durch das Fenster F₁ bestimmt. Das Bündel wird von neuem der Höhe nach angehalten, und das Fenster F verschiebt sich längs A-R, bis es sich dem Punkt Q überlagert. Die HÖhenabtastung wird dann wieder aufgenommen, und die Radarantenne wird durch das Fenster F₁ so

Die Schutzkurve C wird in einem System mit beweglichen Achsen X-O-Z geliefert, dessen Stellung zu dem Zeitpunkt t = 0 in bezug auf die festen Achsen O₁-X₁, O₁-Z₁ folgendermaßen definiert ist: Falls r\₀ > 0, d. h., wenn die Lage des Geschwin-

Ordnung νβη 0,5 Sekunden c^?r ^weniger, ist der durch die Bewegung des FltfÄsugs eingeführte Fehler so klein, daß er das-endgültige Resultat nicht störend beeinflußt.

Wenn man mit t = 0 den Zeitpunkt bezeichnet, an welchem die oben definierte Phase zu Ende geht, während welcher ,die Aufnahme des Bodenprofils und seine Speir~ "Ing erfolgte, und wenn A₀ die entsprechende *' »llung des Flugzeugs ist, sind die

gesteuert, 4aß das Fenster F dem Profil Q-P folgt, io Punkte mit deii Koordinaten X₁, Z₁ in einem System wobei AP der Lage des Bündels des Radargerätes mit festen Achsen O₁-X₁, O₁-Z₁ definiert, in für seine größte negative Einstellung entspricht. welchem O₁ der Ursprung mit der absoluten Höhe

Die Aufnahme des Profils durch das Radar ent- Null ist, während X₁ waagerecht liegt und Z₁ die hält dann in diesem Fall einen Teil PQ, welcher ein durch A₀ gehende aufwärts gerichtete Lotrechte ist. reelles Profil ist, einen geradlinigen Teil QR, welcher 15
eine Interpolierung ist, einen Teil RS, welcher ein
reelles Profil ist, und einen Teil SFOF₀, welcher eine
Extrapolierung ist.

Von dem Augenblick an, an welchem das Fenster F beweglich ist, und bis zu dem Augenblick, an 20 digkeitsvektors des Flugzeugs /I₀ positiv oder Null welchem die Höhenabtastung endgültig unterbrochen ist, hat der Ursprung 0 die Koordinaten:

X₀ = 0,
Z₀ = h — h₀.

Falls % < 0, d. h., wenn der Winkel zwischen dem Geschwindigkeitsvektor in A₀ und der Waagerechten negativ ist, sind die Koordinaten des Ursprungs O:

,₀ ^Λ0 — —^Λε ^sln?7o>

4. h. praktisch gleich — R_c η₀, und

Z₀ = h — h₀ — R_c (1 — cos r/₀).

Die Achsen O-X und O₁-X₁ sind parallel und ρ cos 0 ist notwendigerweise eine abnehmende 35 gleichsinnig. Die Achsen 0-Z und O₁-Z₁ sind eben-Funktion der Zeit. falls parallel und gleichsinnig. Es ist vorgesehen,

Diese Funktion wird ständig mit der abnehmenden hierbei als Schutzkurve die Parabel zu wählen, arithmetischen Reihe: welche in dem beweglichen Achsensystem X-O-Z,

yy γ wobei 0 das bereits definierte fiktive Flugzeug ist,

"' "~^u "~²'··· 40 während O-X zu O₁-X₁ parallel und gleichsinnig

und 0-Z zu O₁-Z₁ parallel und gleichsinnig ist, die

wird (wobei der erste Zeitpunkt bei dem obigen Beispiel der Stellung ,4S des Bündels und der letzte Zeitpunkt der Stellung AP entspricht), berechnet der Apparat ständig die beiden Zeitfunktionen:

und

woraus sich ergibt

ρ cos 0
ρ sin 0,

β —

worin 0 der Winkel zwischen AF und der Waagerechten ist.

verglichen, in welcher X_n = 15 000 m und Xj-X^₁ as 100 m. (Diese Zahlenangaben haben natürlich ebenfalls keinen einschränkenden Charakter. X_n wird gleich 15 000 m gewählt, wenn die Reichweite des Radargerätes gleich diesem Wert ist, und X₁-X^₁ ist gleich 100 m aus einem nachstehend erläuterten Grunde.)

Es werden die Werte von ρ cos β mit der Reihe X_n, X_n-u ... verglichen, und zwar entweder gemäß

Gleichung hat:

Z =

X³

2R

Eine derartige Parabel ist von dem in der vorhergehenden Ausführungsform definierten Schutzkreis nur sehr wenig verschieden. Ihre Gleichung ist einfacher als die des Kreises, was die Ausführung des

der bevorzugten analogen Methode, wobei man über 5° Rechners vereinfacht, insbesondere unter Berückden Vergleichswert unter dieser Form der Reihe sichtigung des besonders einfachen Ausdrucks der X_n% X_n-i, ... verfügt, oder gemäß einer digitalen Neigung der Tangente und der Neigung der Normalen Methode, was die Kodierung von ρ cos 0 erfordert. an einem Punkt der Parabel.

Jedesmal, wenn ρ cos 0 durch den Wert eines der Der Wert von R wird entsprechend den AusGlieder der obigen arithmetischen Reihe geht, z. B. 55 führungen für die vorhergehende Ausführungsform X_t, wird der entsprechende Wert von ρ sin 0 fest- durch folgenden Ausdruck bestimmt: gestellt, und dieser Wert wird quantifiziert und kodiert
in einen Digitalrechner eingeführt, nachdem zu ihm
jedesmal h (absolute Höhe des Flugzeugs) hinzugezählt wurde, um den Ausdruck zu erhalten: 60

R = R,+

Z_k — ρ sin Θ + h.

Die Werte von Z_k werden in einem halbperma-' neaten Speicher gespeichert, während die Werte von X_t in einem permanenten Speicher gespeichert ««den.

Winn die Aufrahme des Profils in einer genügend Zeit erfolgt, in der Praxis in der Größen·

worin v₀ der Modul des Geschwindigkeitsvektors in A₀ ist und die Werte h₀, γ_κ, γ_ηρ in der oben angegebenen Weise willkürlich in den Rechner eingeführt werden. Der Wert h ist jederzeit durch den Navigationsrechner bekannt.

Unter der Annahme, daß das Flugzeug während eines Zeitraums At in A₀ unbeweglich bleibt, nehmen

die Bezugssystem, -O₁-Zi (festes System) und X-O-Z (bewegliches . >tem) die in Fig. 23 dargestellten gegenseitigen eilungen ein. Ein Punkt des Bodens mit der Abszisse X₁ in dem festen System hat in dem beweglichen System die Abszisse?

Aj — Xf — A

Die Ordinate des entsp"
Schutzparabel ist:

Die neuen Koordinaten des Ursprungs O des Systems der beweglichen Achsen sind,

falls η positiv oder Null ist:

X₀ = Δ X ji,

Z₀ =h-h₀ + ΔΖ_Λ ;

Punkts der

IO

IL

IR '
was in dem festen System ergibt:

Z, __ + Z₀.

20 falls η negativ ist:

X₀ = -R^

Da die Ordinate des Punkts des Bodens Z₁ ist, ist der Abstand die Differenz:

Zrvtr _Λ { — ίι{ — Oj ■

Diese Methode ist einfacher und praktisch derjenigen gleichwertig, welche wie bei der vorher beschriebenen Ausführungsform darin besteht, den Abstand auf der Normalen zu der Parabel zu nehmen.

dZ'

Die Neigung der Tangente ist durch -τφ gegeben.

αΛ|

X'
Sie ist daher gleich -J- und praktisch gleich ai,

wenn ai der Winkel zwischen der Tangente an die Parabel und der Waagerechten an dem Punkt mit den Koordinaten X\, Z\ ist.

Die Ableitung des Abstands ist daran:

40

de,
-—— a v₀ mn |aj — jjo) ·

Der dem Flugzeug in Beziehung auf den Punkt des Bodens mit den Koordinaten X;, Z₁ gegebene Befehl ist dann:

ML _x M-L _{+ 5}-l

was sich aus der Anwendung einer Formel ergibt, welche mit der für die vorhergehende Ausführungsform benutzten identisch ist.

Es ist vorgesehen, diese Berechnung in wachsender Ordnung der X₁ von X₃ aus (Abszisse eines Punkts in 500 m) vor dem Flugzeug und für etwa 7 Punkte in einer Zeit in der Größenordnung von ¹I₂₀ Sekunde (Wert von at) vorzunehmen.

Hierauf wird die Bewegung des Flugzeugs berücksichtigt, welche während dieses Zeitraums die Komponenten hat:

Δ Xa - V₀ Δ t cos η₀ ,

AZ_A — V₀At sin η₀ .

Diese Ergebnisse werden gespeichert und später benutzt.

Z₀ - ft - h₀ - R₀ -£- + Z_A,

worin η der neue Winkel des Geschwindigkeitsvektors ist, während der Modul als unverändert angenommen wird.

Die Berechnung der Befehle wird dann mit den neuen Werten von X₀, Z₀ und ή von X_n bis Jf₁₈ einschließlich wieder aufgenommen.

Hierauf wird die neue Bewegung des Flugzeugs ermittelt usw.

Nach Vornahme der Berechnung für den letzten Wert X₁₅₀ (welcher der Entfernung von 15 km entspricht, welches die größte praktische Reichweite des Radars ist), ist der Befehl

.dt

der größte Wert der

in der angegebenen Weise berechneten Befehle.

Es wird dann die Berechnung von R_c und R mit dem neuen Wert ν an Stelle von v_Q wieder aufgenommen, worauf der oben im einzelnen beschriebene Vorgang wiederholt wird, um den nächsten Befehl zu erhalten.

Nach vier Wiederholungen wird eine neue Aufnahme des Profils, des übeiilogenen Geländes vorgenommen.

Claims (12)

Patentansprüche:

1. Verfahren zur selbsttätigen Höhensteuerung eines Luftfahrzeuges bei Flügen in Bodennähe, mit Radareinrichtungen zur Messung des Geländeprofils, dadurch gekennzeichnet, daß dem Luftfahrzeug eine Schutzkurve (C) mit nach oben gerichteter Konkavität .zugeordnet ist, die vor und unter dem Luftfahrzeug liegt und fortlaufend mit dem durch die Radaraumahmen abgetasteten Geländeprofil verglichen wird, wobei durch das Vergleichsergebnis die Höhenlage des Luftfahrzeugs so gesteuert werden kann, daß die Schutzkurve immer tangential zum Geländeprofil verläuft.

2. Vorrichtung zur Durchführung'* des Verfahrens nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch Einrichtungen, die durch elektrische Meßwerte eine Schutzkurve in der Abtastebene definieren, sowie durch eine Rechenanlage, die für jeden abgetasteten Punkt den Abstand e von der Schutzkurve und die Ableitung dieses Abstands e nach

der Zeit -jp berechnet, und durch Signalerzeuger, die ein Befelilssignal

C?

(•♦'τ)

ableiten, worin G und TKo3st?nten sind.

3. Verfahren nach Anspracli 1, dftdurch gekennzeichnet, -tiaö tlt Schutzkurvs fin Ewiibepii vtr-

wendet wird, der die durch das Luftfahrzeug gehende Lotrechte unter dem Luftfahrzeug in einem Abstand von diesem, der gleich der einzuhaltenden Mindesthöhe (Zt₀) ist, schneidet und dessen Mittelpunkt (O) auf der Lotrechten in einem Abstand über dem Luftfahrzeug liegt, der gleich der Summe aus kleinstem Ziehhalbmesser (R_c) und kleinstem Sturzflughalbmesser (R_p) des Luftfahrzeuges vermindert um die Mindestflughöhe (Zi₀) ist.

4. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß als Schutzkurve eine Parabel verwendet wird, die die durch das Luftfahrzeug gehende Lotrechte unter dem Luftfahrzeug in einem Abstand von diesem, der gleich der einzuhaltenden Mindesthöhe (A₀) ist, senkrecht schneidet, wobei die Krümmung der Parabel mit größer werdender Entfernung vor dem Luftfahrzeug abnimmt.

5. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Schutzkurve selbst verwendet wird, wenn das Luftfahrzeug sich im Horizontaloder im Steigflug befindet, während die Schutzkurve nach rückwärts verlängert wird, wenn das Flugzeug einen Bahnneigungsflug durchführt.

6. Verfahren nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß als Verlängerung der Schulzkurve nach rückwärts ein Kreisbogen verwendet wird, dessen Halbmesser gleich der Summe aus kleinstem Ziehhalbmesser (R_c) und Mindesthöhe (Zj₀) ist, wobei der Schutzkurve des Luftfahrzeuges (A) ein fiktives Luftfahrzeug (Ai) zugeordnet ist, das sich auf dem mit dem kleinsten Ziehhalbmesser (R₁) gezogenen Kreisbogen (C_c) im unteren Punkt mit waagerechter Kreistangente befindet.

7. Verfahren nach Anspruch 3 und 5, dadurch

gekennzeichnet, daß als Verlängerung der Schutzkurve nach rückwärts der gleiche Kreisbogen verwendet wird, der die nach vorn gerichtete Schutzkurve darstellt.

8. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Schutzkurve (C) in einer durch zwei Grenzkurven (C₁) und (C₂) gebildeten Schutzzone eingefaßt ist, wobei die beiden Grenzkurven in dem dem Luftfahrzeug am nächsten liegenden Bereich den geringsten Abstand voneinander haben, während sie mit zunehmender Entfernung von dem Luftfahrzeug stetig divergieren.

9. Vorrichtung nach Anspruch 2, gekennzeichnet durch ein Dopplerradar (115) zur Messung der Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges, wobei aus der Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges in der Rechenanlage die zeitliche Änderung des auf der Normalen zur Schutzkurve gerechneten Abstands des Hindernisses von der Schutzkurve ermittelt wird.

10. Vorrichtung nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß in die Rechenanlage der Sicherheitsfaktor beim Ziehen, der Sicherheitsfaktor beim Sturzflug und die Mindesthöhe, in der das Luftfahrzeug fliegen soll, eingeführt wird.

11. Vorrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß als Rechenanlage ein Digitalrechner verwendet wird, wobei der Digitalrechner die Meßwerte periodisch verarbeitet.

12. Vorrichtung nach Anspruch 11, dadruch gekennzeichnet, daß die dem Digitalrechner zugeordnete Radareinrichtung die das Geländeprofil kennzeichnenden Meßwerte nur während eines Zeitintervalls liefert, wobei die Meßwerte gespeichert und während des verbleibenden Teils der Zeit in dem Digitalrechner verarbeitet werden.

Hierzu 3 Blatt Zeichnungen