DE1183790B

DE1183790B - Navigationssystem fuer Luftfahrzeuge

Info

Publication number: DE1183790B
Application number: DES51810A
Authority: DE
Inventors: George E Iddings
Original assignee: Sperry Corp
Current assignee: Sperry Corp
Priority date: 1956-01-03
Filing date: 1957-01-03
Publication date: 1964-12-17

Description

Navigationssystem für Luftfahrzeuge Die Erfindung betrifft ein Flugzeugnavigationssystem, insbesondere für Drehflügel- und Lotrechtstartflugzeuge, das zur manuellen oder selbsttätigen Heranführung eines Flugzeuges an einen vorbestimmten Flugzustand und zur Durchführung der für die Einhaltung dieses Flugzustandes erforderlichen Steuermanöver dient, wobei Einrichtungen zur Erzeugung und Kombination von Signalen, die dem tatsächlichen Flugzustand sowie der Abweichung vom vorbestimmten Flugzustand und der jeweiligen Fluglage entsprechen, vorgesehen sind.
Für Horizontalstartflugzeuge ist ein Navigationssystem bekannt, das bei manueller Steuerung die Verstellung der Zeiger eines Anzeigeinstruments um solche Beträge aus ihren jeweiligen Bezugsstellungen vorsieht, die ein Maß des Richtungssinns und Betrages der zur asymptotischen Ansteuerung und nachfolgenden Einhaltung eines gewünschten Flugzustandes erforderlichen Steuerbetätigung darstellen. Soll beispielsweise das Flugzeug auf einen Funkleitstrahl geführt werden, so wird nach dem bekannten System ein Zeiger, der den Betrag der erforderlichen Wendesteuerung anzeigt, nach Maßgabe einer Kombination von drei Signalen verstellt. Die drei Signale ergeben sich aus der seitlichen Versetzung des Flugzeugs gegenüber dem Funkleitstrahl (Versetzungssignal), ferner aus dem Unterschied zwischen dem F7ugzeugsteuerkurs und dem durch die Richtung des Funkleitstrahls gegebenen gewünschten Kurs (Kursabweichungssignal) sowie aus der anliegenden Querneigungslage des Flugzeugs (Querneigungssignal). Der Pilot braucht lediglich den Zeiger durch entsprechende Betätigung des Steuerorgans in dieser Bezugsstellung zu halten, wodurch das Flugzeug asymptotisch an den gewünschten Flugkurs herangeführt und sodann auf diesem gehalten wird.
Nach dem bekannten System kann ein weiterer Zeiger vorgesehen werden, dessen Auslenkung den Sinn und den Betrag der für bestimmte Zwecke erforderlichen Längsneigungssteuerung anzeigt. Soll beispielsweise das Flugzeug entlang einer vorgegebenen Gleitbahn beim Blindlandeverfahren geflogen werden, so kann dieser zweite Zeiger nach einer Kombination aus zwei Signalen verstellt werden, wobei ein Signal den tatsächlichen Längsneigungswinkel . des Flugzeugs angibt und das zweite Signal die vertikale Versetzung des Flugzeugs vom vorgegebenen Gleitweg wiedergibt. Auch hier braucht der Pilot den Zeiger lediglich in der Bezugsstellung zu halten, damit das Flugzeug asymptotisch an die vorgegebene ; Gleitbahn herangeführt und sodann auf dieser gehalten wird. Das bekannte Navigationssystem besitzt noch andere Betriebsweisen; beispielsweise kann es auf Ansteuerung und nachfolgende Einhaltung einer vorgegebenen Höhe, eines vorgegebenen Steuerkurses oder einer vorgegebenen Längsneigungsstellung eingestellt werden.
Für Luftfahrzeuge mit innerhalb eines weiten Geschwindigkeitsbereichs veränderlichen Flugzuständen nach Art der Drehflügelflugzeuge und Lotrechtstartflugzeuge ist das bekannte Navigationssystem wegen der besonderen Flugeigenschaften derartiger Flugzeuge nicht ohne weiteres anzuwenden. Zu diesen besonderen Flugeigenschaften gehört der im Vergleich zu normalen Flugzeugen viel größere Bereich möglicher Geschwindigkeiten, ferner die Fähigkeit des Flugzeugs, sich unter großen Winkeln zu seiner Längsachse in einer vertikalen oder horizontalen Ebene fortzubewegen, sowie die. Tatsache, daß die Richtung des Flugzeugs in bezug auf die Flugzeugachsen sowie die Geschwindigkeit besonders empfindlich von der Lage des Flugzeugs abhängen. Hinsichtlich der Steuerung des Flugzeugs ergeben sich aus diesen besonderen Flugeigenschaften im Vergleich zu der Steuerung herkömmlicher Flugzeuge mit festen Flügeln einerseits besondereManövriermöglichkeiten; andererseits sind damit auch bestimmte andersartige Begrenzungen der Manövrierfähigkeit verbunden.
Die Erfindung hat sich daher die Aufgabe gestellt, ein Navigationssystem für Luftfahrzeuge, insbesondere für Drehflügel und Lotrechtstartflugzeuge zu schaffen, das sich dadurch kennzeichnet, daß bei einer Anwendung auf Luftfahrzeuge mit innerhalb eines weiten Geschwindigkeitsbereichs veränderlichen Flugzuständen die Kombination "der Steuersignale, die sich aus den Signalen für den tatsächlichen Flugzustand, für die Abweichung vom gewünschten Flugzustand sowie für die augenblicklich anliegende Fluglage ergibt, in Abhängigkeit von der jeweiligen Fluggeschwindigkeit erfolgt, wobei zur Erreichung des gewünschten Flugzustandes die jeweils der Fluggeschwindigkeit und den Flugeigenschaften entsprechenden optimalen Steuermanöver vorausgesetzt werden.
Das Navigationssystem ist nicht nur für den manuellen Einsatz gedacht, sondern auch in Verbindung mit Flugregelanlagen anwendbar, wobei die erzeugten Steuerausgangssignale zur Betätigung der Selbststeueraniage herangezogen werden.
Ausführungsbeispiele des Navigationssystems sind in den Zeichnungen dargestellt; darin zeigt F i g. 1 ein Blockdiagramm mit den Signalverbindungen und dem Anzeigegerät, F i g. 2 ein ausführliches Blockdiagramm eines Ausführungsbeispiels, F i g. 3, 4 und 5 schematische Darstellungen eines gewählten Kurses unter verschiedenen Flugbedingungen mit einem Hubschrauber, F i g. 6, 7 und 8 schematische Darstellungen beim Annähern des Flugzeugs an einen Ortsbestimmungsstrahl eines Instrumentlandesystems unter verschiedenen Flugbedingungen, F i g. 9 und 10 schematisch die Arbeitsweise des Systems beim Landen bzw. Einschweben auf dem Strahl eines Instrumentlandesystems bei verschiedenen Neigungswinkeln des Landestrahls und Fi g. 11 bis 17 Blockdiagramme von verschiedenen Abwandlungen von Teilen des in F i g. 2 veranschaulichten Ausführungsbeispiels.
Ein Hubschrauber 10 (F i g. 1) wird mit Hilfe von drei primären handbetätigten Steuerelementen stabilisiert und navigiert, wobei zum Regeln der Längs-und Querneigung der Knüppel 11 dient und zum zyklischen Variieren des Anstellwinkels der Rotorfiügel vorgesehen ist. Die Drehbewegungen um die Hochachse werden mit Hilfe des Pedals 12 für die Gegendrehmoment-Luftschraube kontrolliert, während zum Steuern der Flughöhe ein Steuerknüppel 13 für den Gesamtanstellwinkel der Rotorflügel dient. ImHinblick auf die eigentümlichenFlugeigenschaften eines Hubschraubers kontrolliert der Knüppel 11 auch die Bewegung in Flugrichtung bzw. die Fahrt des Flugzeugs sowie auch die seitliche Bewegung des Flugzeugs.
Das Anzeigegerät 15 ist so ausgebildet, daß ein normalerweise horizontal liegender Stab 16 und ein normalerweise senkrecht stehender Stab 17 relativ zu einer in der Mitte angeordneten Kennmarke 18 bewegt werden. Das Anzeigegerät umfaßt zusätzlich einen kurzen und waagerecht stehenden Zeiger 19, der sich relativ zur Nullmarke 18 bewegt. Weiterhin sind eine oder mehrere Kennmarken 20 vorgesehen, um die Beurteilung der Bewegung des Zeigers 19 zu erleichtern. Ferner ist ein senkrecht stehender Zeiger 21 vorgesehen, der sich ebenfalls relativ zur Kennmarke 18 bewegt. Die Bewegung des senkrechten Stabes 17 nach rechts oder links gegenüber derKennmarke 18 zeigt Größe und Richtung der Rechts-Links-Steuerbewegung des Blattsteigungs-Steuerknüppels 11 an, die erforderlich ist, um einen befohlenen Rollwinkel des Flugzeugs hervorzurufen. Entsprechend zeigt die Bewegung des Stabes 16 oberhalb und unterhalb der Kennmarke 18 die Größe der Bewegung des Steuerknüppels 11 nach vorn bzw. hinten an, die erforderlich ist, um die befohlene Längsneigung des Flugzeugs hervorzurufen. Die Bewegung des Zeigers 19 oberhalb und unterhalb der Kennmarke 18 bzw. der Kennmarken 20 zeigt entsprechend eine erforderliche Aufwärts- bzw. Abwärtsbewegung des Rotoranstellwinkelsteuerknüppels 13 an, die erforderlich ist, um eine befohlene Anderung der Flughöhe des Flugzeugs herbeizuführen. Die Bewegung des Zeigers 21 gegenüber der Kennmarke 18 oder den Kennmarken 22 nach rechts oder links zeigt die Größe der nach rechts oder links gerichteten Bewegung des Pedals 12 an, die benötigt wird, um eine befohlene Änderung der Gierstellung des Flugzeugs herbeizuführen.
Die Steuerung der Bewegung der Zeiger (F i g. 1): erfolgt durch eine Mehrzahl von Signalen, die aus durch das Flugzeug gegebenen Fluglage- und Positionswerten abgeleitet werden, wobei diese Signale als Funktionen tatsächlich vorhandener dynamischer Flugcharakteristiken des Flugzeugs kombiniert und in gegenseitige Beziehung gesetzt werden. Danach erfolgt die Steuerung des senkrechten Stabes 17 entsprechend den Abweichungen des Flugzeugkurses von einem gewählten Kurs, wobei die Bestimmung dieser Abweichungen durch einen Magnetkreiselkompaß und einen Kurswähler 25 erfolgt; außerdem wird o das der Querneigung des Flugzeugs entsprechende Signal einem Lotkreise126 entnommen, wozu gegebenenfalls noch ein Signal tritt, das der Versetzung des Flugzeugs gegenüber einem vorbestimmten Bodenkurs entspricht, wobei dieses Signal durch ein 5 Abtriftmeßgerät 27 geliefert wird., Die Querneigungs-Befehlssignale werden bei 28 kombiniert und in gegenseitige Beziehung gebracht, und zwar als eine Funktion der Fluggeschwindigkeit, die aus einem Fahrtmesser 30 und einem Fahrtwähler 39 im Gerät o 31 bestimmt wird. Der Zeiger 21 zur überwachung der Gierstellung des Flugzeugs wird durch Signale abgelenkt, die den gewählten Kursabweichungen entsprechen und bestimmt werden vom Kreiselmagnetkompaß 25 und von einem Signal, das der Giergeschwindigkeit des Flugzeugs entspricht. Die Eiergeschwindigkeit wird durch den Eiergeschwindigkeitsmesser 29 bestimmt und gegebenenfalls durch ein vom Funkempfänger oder Bodenkursrechengerät 27 entnommenes Signal, das sich auch bei 31 als Funktion der vom Fahrtmesser 30 und dem Fahrtwähler 39 ermittelten Fluggeschwindigkeit bestimmt, kombiniert und in gegenseitige Beziehung gesetzt wird.
Die Steuerung der Bewegung des horizontalen Stabes 16 erfolgt durch ein Längsneigungssignal, das einem Lotkreise126 entnommen wird, sowie einem Signal, das der Versetzung des Flugzeugs gegenüber einem vorbestimmten Kurs entspricht, wobei diese Versetzung durch einen Funkempfänger für den geneigten Einschwebestrahl oder durch ein Bodenkursrechengerät 32 bestimmt wird und wobei diese Signale bei 33 bzw. 36 als Funktion der Fahrt des Flugzeugs und des Abstiegswinkels, der durch die Einstellung des Abstiegswinkelwählers 38 bestimmt ist, kombiniert und in gegenseitige Beziehung gesetzt werden.
Die Steuerung der Bewegung des Zeigers 19 erfolgt durch Signale, die einer Flughöhensteuerungseinrichtung 34 und einem Empfänger oder Rechengerät 32 entnommen werden. Diese Signale werden bei 35 und 37 als Funktionen der Fahrt des Flugzeugs und des Abstiegswinkels, der durch die Einstellung des Abstiegswinkelwählers 38 bestimmt ist, kombiniert und in gegenseitige Beziehung gebracht.
Die Ablenkungen der Stäbe und Zeiger des Anzeigegeräts 15 zeigen die Änderungen in der Fluglage sowie in der Flughöhe und in der Flugzeuggeschwindigkeit an, die bewirken, daß sich das Flugzeug der gewünschten Flugbahn asymptotisch nähert und danach auf dieser Flugbahn verbleibt, wobei die Flugbahn durch einen Wählschalter vorgewählt wird.
Um jedoch Vorteile aus den charakteristischen Eigenschaften des Hubschraubers zu ziehen, kann man zusätzliche Flugbahnen wählen, die vom Abstiegswinkelwähler 38 und dem Fahrtwähler 39 geliefert werden.
Die Querstabilität des Flugzeugs (F i g. 2) kann dadurch kontrolliert werden, daß man den Steuerknüppel 11 für die Rotorblattsteigung so einstellt, daß der senkrechte Stab 17 mit der Kennmarke 18 in Deckung bleibt. Zu diesem Zweck liefert der Lotkreise126 ein Kontrollsignal für die Versetzung aus der Querlage über einen geeigneten Geber 40, der auf der Querneigungsachse angeordnet -ist. Dieses Querneigungs-Versetzungssignal wird zusammen mit dem von einem Geschwindigkeitsmeßkreis 41 gelieferten Wert für die Geschwindigkeit der Änderung mit einem Querneigungs-Trimmsignal kombiniert, das von einer geeigneten Trimmeinstelleinrichtung 42 geliefert wird, die zweckmäßigerweise auf dem Anzeigegerät 15 angeordnet ist. Das resultierende Signal wird einem geeigneten Verstärker 43 und einem Demodulator 44 zugeführt, dessen Ausgangsenergie zum Speisen der Mittel 45 zum Bewegen des senkrechten Stabes 17 dient. Das aus einem Potentiometer entnommene Trimmsignal soll Restfehler beseitigen, die von Einbaufehlern des Lotkreisels herrühren, und soll außerdem Veränderungen, die durch Verteilung , der Flugzeugbelastung entstehen, ausgleichen.
Die Kurs- oder Gierstabilisierung des Flugzeugs läßt sich aus den Ablenkungen des Gierzeigers 21 kontrollieren. Zur Stabilisierung des Flugzeugs um die Gierachse sind ein Kreiselmagnetkompaß 66 und , ein Kurswähler 25 vorgesehen, die über ein Synchroglied 46 ein Ausgangssignal liefern, das den Abweichungen des Flugzeugkurses von einem gewählten Kurs entspricht. Dieses Signal wird zusammen mit einem der Giergeschwindigkeit proportionalen Signal, ; das auch der Gierbeschleunigung des Flugzeugs proportional ist, einem geeigneten Verstärker 47 und einem Entmodulator 48 zugeführt, dessen Ausgangsklemmen mit einer Einrichtung 49 zum Bewegen eines Zeigers verbunden sind. Das Giergeschwindig- ; keitssignal wird durch einen Kursänderungsgeschwindigkeitskreise150 erzeugt. Das der Änderungsgeschwindigkeit des erwähnten Giergeschwindigkeitssignals bzw. der Gierbeschleunigung proportionale Signal wird mit dem Giergeschwindigkeitssignal kom- f biniert, bevor es mit dem Kursabweichungssignal kombiniert wird, wobei das Gierbeschleunigungssignal aus einem Geschwindigkeitskreis 51 abgeleitet wird.
Die Längsstabilisierung des Flugzeugs wird durch e Betätigung der Rotorblattsteigerung erreicht, wobei der waagerechte Stab 16 mit der Kennmarke 1.8 in Deckung gehalten wird. Der Lotkreisel 26 liefert ein Längsneigungs-Versetzungssignal, das von einem Geber 51 a bestimmt wird, der auf der Längsneigungsachse des Lotkreisels angeordnet ist. Das Versetzungssignal wird zusammen mit einem Signal für die Geschwindigkeit der Versetzungsänderung, das von dem Geschwindigkeitskreis 52 geliefert wird, mit einem Längsneigungstrimmsignal kombiniert, das von einer geeigneten Trimmungseinstellvorrichtung 53 geliefert wird, um danach über einen Verstärker 55 und einen Demodulator 56 der Bewegungseinrichtung 54 für den waagerechten Stab 16 zugeführt zu werden.
Um das Flugzeug in einer gewählten Flughöhe zu stabilisieren, betätigt der Flugzeugführer den Steuerknüppel für den Gesamtanstellwinkel des Rotors in der Weise, daß der waagerechte Zeiger 19 seine Nulllage beibehält. Zu diesem Zweck wird ein Versetzungssignal, das den Abweichungen von einer vorgewählten Flughöhe entspricht, von einer geeigneten Höhenkontrollvorrichtung 57 geliefert, und dieses Versetzungssignal wird bei 86, 86' verstärkt und begrenzt und dann zusammen mit einem Meßwert für die Geschwindigkeit der Versetzungsänderung, der von einem Geschwindigkeitsmeßkreis 58 geliefert wird, über einen Verstärker 60 und einen Demodulator 61 der Bewegungseinrichtung 59 für die waagerechten Zeiger zugeführt. Ein Höhenbeschleunigungssignal wird dadurch erzeugt, daß die Ableitung des vom Geschwindigkeitsmeßkreis 58 gelieferten Geschwindigkeitssignals durch einen zweiten Geschwindigkeitsmeßkreis 58' bestimmt, dessenAusgangssignal mit den Versetzungs- und Geschwindigkeitssignalen kombiniert wird, bevor das resultierende Signal gebildet und der Bewegungseinrichtung 59 für den Zeiger zugeführt wird.
Die Aufgabe der Geschwindigkeitssignale in den Kanälen für die Längsneigung und die Querneigung besteht darin, eine Bewegung der Stäbe 16 und 17 zu erzeugen, die dem Steuerelement für den Blattanstellwinkel folgt, wobei zunächst eine Quer- und/ oder Längsneigungsgeschwindigkeit des Flugzeugs hervorgerufen wird. Da sich die Bewegungsgeschwindigkeiten um die betreffenden Achsen bei einem Hubschrauber jedoch schnell aufbauen, werden die den Anzeigestäben zugeführten Geschwindigkeitssignale im wesentlichen gleich der Verlagerung des Steuerknüppels sein und daher nicht nur die Richtung der Abweichung anzeigen, sondern auch erkennen lassen, in welchem Ausmaß der Steuerknüppel bewegt werden muß, um die Abweichung auf Null zurückzuführen. Aus der Ansprechcharakteristik eines Hubschraubers ergibt sich jedoch bei der Gierstellungs-und Höhenzeige 19 bzw. 21 eine andere Situation. Hubschrauber sprechen auf eine Betätigung der Pedalstange 12 verhältnismäßig langsam an, so daß sich eine erhebliche Verzögerung der Gierbewegung des Flugzeugs ergibt.
Um dem Flugzeugführer anzuzeigen, in welchem Ausmaß die Pedaistange bewegt werden muß, wird dem Zeiger 21 ein Signal zugeführt; das der Gierbeschleunigung, d. h. der Ausgangsenergie des Geschwindigkeitsmeßkreises 51, proportional ist.
Die gleichen Maßnahmen gelten für die Höhensteuerung eines Hubschraubers, da die Flughöhe durch die Änderung des Gesamtanstellwinkels des den Hubschrauber tragenden Rotors beeinflußt wird. Die Höhenbeschleunigung des Flugzeugs ist im wesentlichen proportional zur Bewegung des Steuerknüppels 13 für den Rotoranstellwinkel, wobei für eine Anderung des Rotoranstellwinkels dem waagerechten Zeiger 19 über einen Geschwindigkeitsmeßkreis 58' ein zur Höhenbeschleunigung proportionales Signal zugeführt wird.
Da das Ausmaß der Betätigung des Gierstellungspedals 12 im wesentlichen proportional zur Gierbeschleunigung des Flugzeugs ist, kann man ein der Pedalbewegung entsprechendes Signal an Stelle des vom Geschwindigkeitsmeßkreis 51 gelieferten und der tatsächlichen Beschleunigung des Flugzeugs entsprechenden proportionalen Signals verwenden. Für die Erzeugung eines Pedalbewegungssignals (F i g. 2) wird ein Geber 87 verwendet, das auf dem Gierstellungspedal 12 angeordnet ist. Das hierbei erzeugte Signal wird über einen geeigneten Schalter 87' mit dem Signal des Kursänderungsgeschwindigkeitskreisels kombiniert.
Da auch die Bewegung des Steuerknüppels für den Rotoranstellwinkel im wesentlichen proportional zur Höhenbeschleunigung ist, kann im Höhenkanal ein dieser Bewegung entsprechendes Signal an Stelle des (F i g. 2) vom Geschwindigkeitsmeßkreis 58' gelieferten Höhenbeschleunigungssignals verwendet werden. Zur Signalerzeugung eignet sich ein Signalgenerator 88, wobei das erzeugte Signal durch einen Schalter 88' mit dem Höhenversetzungssignal kombiniert wird.
Der Hubschrauber läßt sich leicht und genau manövrieren, wenn die Steuerelemente 11, 12 und 13 in Nullstellung mit den Stäben und Zeigern des Anzeigegeräts 15 gehalten werden. Ein Kurswähler 62, der mit einem Kreiselmagnetkompaß 66 gekuppelt ist, liefert das Kursbefehl- oder Manövriersignal. Der Kurswähler 62 umfaßt allgemein eine Kompaßrose 63 und einen dieser zugeordneten Kompaßzeiger 64, der von dem Kreiselmagnetkompaß 66 aus über eine Servofolgeschleife 65 angetrieben wird. Ein gleichachsig mit dem Zeiger 64 angeordneter Kurswählerzeiger 67 zeigt die Größe einer gewünschten Kursänderung in Winkelgraden an. Die Verstellung des Kurswählerzeigers 67 erfolgt durch einen Wählknopf 68, der den Zeiger 67 gegenüber dem Zeiger 64 über ein mechanisches Differential 70 antreibt. Diese Relativbewegung verstellt in ähnlicher Weise den Läufer des Kurswählersynchronisationsgliedes 46 gegenüber dem Folgesynchronisationsglied 69 der Folgeschleife 65. Nachdem ein gewünschter Kurs eingestellt worden ist, wird der Läufer des Synchronisationsgliedes 46 durch eine Reibungskupplung 68' mit dem Instrumentengehäuse gekuppelt. In der Läuferwicklung des Kurswählersynchronisationsgliedes 46 ergibt sich somit nur dann eine induzierte Spannung vom Wert Null, wenn die elektrischenVektonen im Folgesynchronisationsglied 69 und dem Kurssynchronisationsglied 46 miteinander fluchten, d. h., wenn sich das Flugzeug auf dem gewählten Kurs befindet; anderenfalls wird durch das Kurswählersynchronisationsglied 46 eine Ausgangssignalspannung erzeugt, die der in Winkelgraden gemessenen Abweichung zwischen dem tatsächlichen Kurs des Flugzeugs und dem gewünschten oder gewählten Kurs proportional ist.
Das vom Synchronisationsglied 46 gelieferte Kursabweichungssignal wird gleichzeitig zwei verstellbaren Potentiometern 71 und 72 mit veränderlichem Wechselstromwiderstand zugeführt. In den Ausgangskreisen der Potentiometer 71 und 72 sind Begrenzer 73 und74 fürdenMaximalwert desKursabweichungssignals vorgesehen, das dem Querneigungszeiger 17 und dem Gierstellungszeiger 21 zugeführt wird; um die Rollgeschwindigkeit bzw. die Giergeschwindigkeit des Flugzeugs zu begrenzen. Die Ausgangsgrößen der Potentiometer 71 und 72 werden mit dem von dem Lotkreisel26 gelieferten Roll- bzw. Quemeigungssignal und dem vom Kursänderungsgeschwindigkeitskreisel 50 gelieferten Kursänderungsgeschwindigkeitssignal kombiniert, wobei die relative Größe der von den Potentiometern 71 und 72 abgegebenen Kurssignale als Funktion der Fluggeschwindigkeit variiert wird, z. B. mit Hilfe einer mechanischen Kupplung 75, die durch die Fahrtbeeinflussungs-Servoeinrichtung 77 betätigt wird.
Die Fluggeschwindigkeit wird durch einen Fahrtmessen 76 bestimmt, der ein Ausgangssignal erzeugt, wobei diesem Signal ein Nachfuhrregelkreis untergeordnet ist, der einen Antrieb in einer solchen Richtung und von einem solchen Ausmaß vermittelt; daß das Fluggeschwindigkeits-Abweichungssignal ständig auf Null zurückgeführt wird. Die Kraftabgäbewelle 75 des Fahrtsteuerungs-Servogeräts 77 wird somit ständig in einer Stellung gehalten, die der augenblicklichen Geschwindigkeit des Flugzeugs entspricht.
Die Ausgangsseite des Potentiometers 71 beeinflußt die Signalempfindlichkeiten im Steuerkanal für den Querneigungszeiger 17, so daß ein Querneigungswinkel befohlen wird, der der Abweichung des geflogenen Kurses von einem gewählten Kurs entspricht. Ähnlich variiert die Ausgangsseite des Potentiometers 72 das Signalverhältnis, das den Kanal für den Gierstellungszeiger steuert, um eine Giergeschwindigkeit zu befehlen, die ebenfalls eine Funktion der Fluggeschwindigkeit ist. Somit wird die relative Bewegung des Kurszeigers 21 und des Querneigungszeigers 17 derart in Beziehung gebracht, daB koordinierte Flugbahnen eingehalten werden, und zwar ohne Rücksicht auf die Fluggeschwindigkeit; wenn der Flugzeugführer die Zeiger im Anzeigefeld des Anzeigegeräts ständig in ihrer Nullstellung hält. Zur Erläuterung der Arbeitsweise sei angenommen (F i g. 3, 4 und 5), daß der Hubschrauber in Richtung des Pfeils 78 fliegt und es erwünscht sei, in Richtung des Pfeils 79 zu fliegen. Der Flugzeugführer stellt den Kurswählerzeiger 67 auf den gewünschten Kurs ein und erzeugt auf diese Weise ein Kursabweichungs-Signal auf der Ausgangsseite des Kurswählersynchronisationsgliedes 46, das es an die Wicklungen der Potentiometer 71 und 72 angelegt wird. Da der Hubschrauber die Vorwärtsgeschwindigkeit Null aufweist, hat die Fahrtmesserwelle 75 den Kontaktarm des Potentiometers 71 so verstellt, daß sich dieser in der Stellung für die Ausgangsleistung Null befindet, so daß dem Verstärker 43 und dem Querneigungszeiger 17 ein im wesentlichen Null betragendes Kursabweichungssignal zugeführt wird. Andererseits ist der Kontaktarm des Potentiometers 72 gegenüber der Potentiometerwicklung in eine Stellung gebracht worden, die dem Kursabweichungs-Signal den Wechselstromwiderstand Null entgegensetzt. Infolgedessen wird dieses Signal vollständig über den Verstärker 47 zum Gierstellungszeiger 21 geleitet, um diesen um den Kursabweichungswert abzulenken. Durch den vom Zeiger 21 gegebenen Befehl betätigt der Flugzeugführer die Pedalstange des Hubschraubers in dem gleichen Sinne, wie der Zeiger abgelenkt wird, wodurch der Anstellwinkel des Stabilisierungspropellers geändert wird, so daß, ein Steuermoment um die Gierachse des Flugzeugs erzeugt wird. Die sich hierbei ergebende Giergeschwindigkeit des Flugzeugs wird durch den Giergeschwindigkeitskreisel 50 festgestellt, dessen Ausgangssignal bei 51 differenziert wird und der Gierbeschleunigung des Flugzeugs proportional ist. Dieses Gierbeschleunigungssignal wird mit dem Kursabweichungssignal degenerativ kombiniert, und wenn die Größe dieses Signals gleich dem Kursabweichungssignal ist, wird sich der Zeiger 21 in seine Nullage bewegen und dem Flugzeugführer dadurch zu erkennen geben, daß die Bewegung der Pedalstange beendet werden muß. Wenn sich die Beschleunigung zu einer Giergeschwindigkeit entwickelt, überdeckt oder ersetzt das Giergeschwindigkeitssignal das Beschleunigungssignal, und der Zeiger 21 verbleibt in seiner Nullage. Der Begrenzer 74 hat die Aufgabe, den Maximalwert des Kursabweichungssignals zu begrenzen, so daß ohne Rücksicht darauf, wie groß die befohlene Kursabweichung ist, die Wendegeschwindigkeit einen gewünschten Wert nicht überschreiten wird. Wenn sich das Flugzeug dem gewählten Kurs nähert, wird die Ausgangsleistung des Kurswählersynchronisationsgliedes 46 zurückgehen, so daß der Zeiger 21 in der entgegengesetzten Richtung abgelenkt wird. Um den Zeiger 21 in der Nullage zu halten, muß der Flugzeugführer die Giergeschwindigkeit vermindern, wobei das Beschleunigungssignal erneut im entgegengesetzten Sinne wirksam wird, so daß der Flugzeug- 3 führer nicht die Größe der Pedalbewegung zur Herabsetzung der Giergeschwindigkeit zu variieren braucht. Wenn der gewünschte Kurs erreicht ist, geht das Kursabweichungssignal auf Null zurück, und der Flugzeugführer vermindert entsprechend die Kursänderungsgeschwindigkeit des Flugzeugs auf Null, und zwar entsprechend den durch den Zeiger 21 gegebenen Befehlen.
Für den Fall langsamer oder geringer Fluggeschwindigkeit wird das begrenzte Kursabweichungssignal sowohl dem Querneigungszeiger 17 als auch dem Wendezeiger 21. zugeführt. Bei diesen niedrigen Fluggeschwindigkeiten wird der Flugzeugführer dem Flugzeug somit eine Querneigung geben, bis der Querneigungswinkel das vom Lotkreisel 26 gelieferte Querneigungssignal das vom Potentiometer 71 gelieferte Kursabweichungssignal gerade auslöscht. Gleichzeitig wird der Flugzeugführer das Flugzeug in eine Fluglage bringen, bis das vom Kursänderungsgeschwindigkeitskreisel 50 gelieferte Gier- bzw. Wendegeschwindigkeitssignal das vom Potentiorneter 72 gelieferte Kursabweichungssignal gerade auslöscht, so daß sich ein koordiniertes Manöver ergibt, das den gewünschten Kurs erreichen läßt (F i g. 4).
Bei hohen Geschwindigkeiten im Geradeausflug reagiert der Hubschrauber im wesentlichen in gleicher Weise wie ein Flugzeug mit festen Tragflächen. Für diesen Fall wird dem Navigationssystem das gesamte Kursabweichungssignal zugeführt, das den Querneigungszeiger 17 betätigt und dem Flugzeugführer befiehlt, das Flugzeug unter einem Querneigungswinkel einzustellen, der so groß ist, daß das vom Lotkreisel 26 gelieferte Signal das Kursabweichungssignal des Potentiometers 71 gerade auslöscht. Eine Dämpfung der Kursänderung wird ständig durch den Giergeschwindigkeitskreisel aufrechterhalten, der dem Zeiger 21 ein Giergeschwindigkeitssignal zuführt. Obwohl der Kontaktarm des Potentiometers 72 so eingestellt ist, daß das ganze Kursabweichungssignal gegenüber dem Gierstellungskanal zurückgehalten wird, sickert ein vorbestimmter Anteil des Kursabweichungssignals bei hohen Fluggeschwindigkeiten ständig dem Gierstellungskanal zu, und zwar mit Hilfe eines Vorspannwiderstandes 72', der zwischen einem Ende der Potentiometerwicklung 72 und Erde liegt, um bei hohen Fluggeschwindigkeiten einen , positiven Kursbezugswert zu liefern. Dieser kleine Anteil des Kursabweichungssignals gewährleistet außerdem eine einwandfreie Durchführung des Wendemanövers während der Kursänderung.
Um die Wendegeschwindigkeit des Flugzeugs in Abhängigkeit von der Fahrt zu variieren, sieht das Navigationssystem verschiedene Ausführungsformen (F i g. 11 bis 15) vor. In F i g. 11 wird ein Signal, das dem Querneigungswinkel des Flugzeugs entspricht, und ein der- Kursabweichung des Flugzeugs entsprechendes Signal algebraisch kombiniert und dazu benutzt, den Querneigungszeiger 17 zu betätigen, der anzeigt, in welchem Ausmaß der Querneigungswinkel geändert werden muß, um eine Kursänderung des Flugzeugs mit einer vorbestimmten Geschwindigkeit herbeizuführen. Auch ein Signal, das der Giergeschwindigkeit des Flugzeugs entspricht, sowie ein der Kursabweichung entsprechendes Signal werden algebraisch kombiniert, und diese kombinierten Signale dienen zur Betätigung des Zeigers 21, dessen Ablenkung die erforderliche Wendegeschwindigkeit des Flugzeugs anzeigt. Bei dieser Abwandlung werden jedoch das Verhältnis zwischen dem Kursabweichungssignal und dem Querneigungswinkelsignal und. das Verhältnis zwischen dem Kursabweichungssignal und dem Wendegeschwindigkeitssignal gleichzeitig in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit variiert; indem jeweils die Größe des dem Zeiger 21 zugeführten Querneigungswinkelsignals variiert wird, während das Kursabweichungssignal abgesehen von einer etwaigen Begrenzung im wesentlichen unverändert bleibt. Das von dem Lotkreisel 26 gelieferte Rollwinkelsignal wird dem Rollwinkelbefehlszeiger 17 über einen Verstärker 80 mit veränderbarem Verstärkungsgrad zugeführt, während das vom Giergeschwindigkeitskreise150 gelieferte Giergeschwindigkeitssignal dem Wendebefehlszeiger 21 durch einen Verstärker 81 mit veränderbarem Verstärkungsgrad aufgedrückt wird. Der Verstärkungsgrad des Verstärkers 80 für das Rollwinkelsignal wird umgekehrt proportional zur Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs verändert, d. h., der Verstärker besitzt bei hohen Fluggeschwindigkeiten einen verhältnismäßig niedrigen . Verstärkungsgrad, und umgekehrt: Der Verstärkungsgrad des Verstärkers 81 für das Wendegeschwindigkeitssignal wird proportional zur Fluggeschwindigkeit verändert, d. h., bei geringer Fahrt des Flugzeugs ist der Verstärkungsgrad dieses Verstärkers im wesentlichen gleich Null, und umgekehrt. Ein Vorteil dieser Abwandlung besteht in der Vermeidung der Verwendung einer der Fluggeschwindigkeit nachfolgenden Servoschleife, denn die relativen Verstärkungsgrade der Verstärker 80 und 81 lassen sich mit Hilfe einer elektrischen Spannung ändern, die proportional ist zur Fluggeschwindigkeit.
Bei der in F i g. 12 veranschaulichten Abwandlung von F i g. 11 ist auch die Wendegeschwindigkeit des Flugzeugs in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit variabel. Das Kursabweichungssignal wird jedoch dem den Querneigungswinkel anzeigenden Zeiger über einen Verstärker 82 mit veränderlichem Verstärkungsgrad zugeführt, wobei der Verstärkungsgrad dieses Verstärkers unmittelbar proportional zur Fluggeschwindigkeit verändert wird, so daß bei hohen Fluggeschwindigkeiten der Verstärkungsgrad des Verstärkers 82 ein Maximum beträgt, und umgekehrt. Gleichzeitig wird jedoch das dem Wendezeiger 21 zugeführte Kursabweichungssignal durch einen Verstärker 83 mit veränderlichem Verstärkungsgrad umgekehrt proportional zur Fluggeschwindigkeit verändert. Bei hohen Fluggeschwindigkeiten erzielt man somit die Wendegeschwindigkeit des Flugzeugs durch Ändern der Querneigung des Flugzeugs entsprechend einer Ablenkung des Querneigungszeigers 17, wobei ein Signal für einen großen Rollwinkel erforderlich ist, um das Kursabweichungssignal auszulöschen, und wobei dem Wendezeiger 21 nur sehr geringe Werte des Kursabweichungssignals zugeführt werden, damit das Kursabweichungssignal durch geringere Wendegeschwindigkeiten ausgelöscht werden kann. Bei geringer Fahrt des Flugzeugs wird jedoch dem Kanal für den Querneigungszeiger im wesentlichen kein Kurssignal zugeführt, während dem Kanal für den Wendezeiger große Kurssignale aufgedrückt werden, so daß keine Querneigungsänderung erforderlich ist und die Wendebewegungen des Flugzeugs hauptsächlich durch die Wendegeschwindigkeit gesteuert werden.
Der Kanal für den Querneigungszeiger ist in F i g. 13 einer Steuerung unterworfen, die im wesentlichen mit der von F i g. 12 übereinstimmt, jedoch wird bei dieser Abwandlung das vom Giergeschwindigkeitskreisel 50 gelieferte Giergeschwindigkeitssignal durch einen Verstärker 84 mit veränderlichem Verstärkungsgrad unmittelbar proportional zur Fluggeschwindigkeit vergrößert. Bei zunehmender Fahrt wird daher ein immer größer werdendes Wendegeschwindigkeitssignal mit dem Kursabweichungssignal kombiniert, so daß ein zunehmend kleines Nettogiergeschwindigkeitsausgangssignal zur Kompensation des Kurssignals ausreicht und somit die befohlene Wendung verlangsamt wird.
Gegenüber der Ausführungsform von F i g. 13 weicht die Ausbildung von F i g. 14 darin ab; daß die dem Kurssignal aufgedrückten Begrenzungen in Abhängigkeit von der Fahrt verändert werden, um so den Querneigungswinkel entsprechend der Flug- ; geschwindigkeit zu ändern, so daß die maximale Wendegeschwindigkeit ebenfalls entsprechend der Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs gesteuert wird. Wenn diese Begrenzungen umgekehrt proportional zur Fluggeschwindigkeit geändert werden, wird der ; Querneigungswinkel bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten groß sein, wobei eine entsprechend hohe Wendegeschwindigkeit gegeben ist, während bei höheren Fluggeschwindigkeiten das Gegenteil der Fall ist. Die Verstärker mit veränderlichem Verstärkungsgrad kontrollieren das Verhältnis zwischen dem Kursabweichungssignal und dem Querneigungssignal sowie das Verhältnis zwischen dem Kursabweichungssignal und dem Wendegeschwindigkeitssignal. E Bei der Abwandlung nach F i g. 15 wird die Größe der das Wendegeschwindigkeitssignal erzeugenden Mittel selbst in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit geändert, wodurch dem Wendezeiger 21 ein Signal zugeführt wird, das im wesentlichen mit dem in der F i g. 13 zugeführten Signal übereinstimmt. Die Empfindlichkeit des Wendegeschwindigi keitskreisels wird durch Andern der Erregung des zugehörigen Gebers 85 geändert. Geber 85 nach der E-Bauart ändert die Stromzufuhr zur Erreger-Wicklung bzw. zur Wicklung des mittleren Schenkels in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit. Die durch den Geber 85 erzeugte Signalspannung variiert somit entsprechend der Fluggeschwindigkeit.
Die Manöver des Hubschraubers bezüglich der Längsneigung und der Flughöhe werden dadurch kontrolliert; daß der Steuerknüppel für den Blattanstellwinkel des Hubschrauberrotors entsprechend den Auslenkungen des Längsneigungszeigers 16 betätigt, während der Steuerknüppel für den Anstell-Winkel des Rotors entsprechend den Auslenkungen des Zeigers 19 betätigt wird. Bei einem Hubschrauber besteht die Hauptfunktion der Steuerung für die Längsneigung im Regeln der Fluggeschwindigkeit, d. h., Änderungen der Längsneigung führen zu Änderungen der Fluggeschwindigkeit. Um eine gewünschte Fluggeschwindigkeit zu wählen, ist ein Fahrtgeberpotentiometer 90 (F i g: 2) vorgesehen, dessen Kontaktarm 91 durch die Welle 75 und somit entsprechend der tatsächlichen Fluggeschwindigkeit verstellbar ist, so daß am Ausgang des Potentiometers 90 eine der tatsächlichen Fluggeschwindigkeit proportionale Spannung erscheint. Zum Wählen einer gewünschten Fluggeschwindigkeit ist ein Fahrtwählpotentiometer 92 vorgesehen, dessen Kontaktarm 93 von einer Quelle aus mit einer festen Spannung erregt wird. Der Kontaktarm 93 wird durch einen geeichten Knopf 94 entsprechend einem gewünschten Fahrtwert eingestellt, so daß die Ausgangsspannung des Potentiometers 92 daher einer gewünschten Fluggeschwindigkeit proportional ist. Diese Spannung wird mit der Ausgangsspannung des Potentiometers 90 verglichen, und jeder Unterschied zwischen diesen beiden Spannungen stellt eine Signalspannung dar, die den Abweichungen zwischen der tatsächlichen Fluggeschwindigkeit und der gewählten Fluggeschwindigkeit proportional ist. Diese Spannung wird in einem Verstärker 95 verstärkt, danach von einem Begrenzer 96 begrenzt und mit einem vom Lotkreisel 26 stammenden Signal, das der Längsneigung des Flugzeugs entspricht, algebraisch kombiniert. Die algebraische Differenz dieser Signale wird als Ausgangssteuersignal dem die Längsneigung anzeigenden Stab 16 des Anzeigegeräts 15 aufgedrückt.
Die Arbeitsweise des Längsneigungskanals des Navigationssystems entspricht im wesentlichen der. des Querneigungskanals. Fliegt der Hubschrauber mit einer gewählten Reisefluggeschwindigkeit: und soll die Reisefluggeschwindigkeit gesteigert werden, so dreht der Flugzeugführer den Knopf 94, bis er die gewünschte Geschwindigkeit anzeigt. Hierdurch wird dem Verstärker 95 ein Fahrtabweichungssignal zugeführt, das eine Ablenkung des Stabes 16 nach oben hervorruft. In Befolgung dieses Befehls drückt der Flugzeugführer den Steuerknüppel für den Gesamtansteilwinkel des Rotors nach vorn, wodurch der Lotkreisel 26 ein Längsneigungssignal erzeugt. Das Neigen des Flugzeugs nach vorn steigert die Fahrt des Flugzeugs, und wenn die gewünschte bzw: gewählte erhöhte Fahrt erreicht wird, geht das Fahrtabweichungssignal mit dem Zunehmen der Ausgangsspannung des Potentiometers 90 auf Null zurück. Der Begrenzer 96 begrenzt den Maximalwert des Fahrtabweichungssignals auf einen vorbestimmten Wert.
Die Höhenmanöver des Hubschraubers werden dadurch bewirkt, daß man das Steuerelement 13 für den Anstellwinkel des Rotors entsprechend den Ausgangssteuersignalen betätigt, die dem Zeiger 19 des Anzeigegeräts 15 zugeführt werden. Zum Beibehalten einer gewünschten Flughöhe wird ein Signal vom Höhenwähler 57' erzeugt, das der Versetzung des Flugzeugs gegenüber der gewählten Höhe proportional ist. Das so erhaltene Höhenabweichungssignal wird durch einen Geschwindigkeitskreis 58 differenziert, damit eine Dämpfungswirkung entsteht, und das Signal kann nochmals durch einen Geschwindigkeitskreis 58' differenziert werden, wodurch ein Geschwindigkeitsvorwegnahme- oder Beschleunigungssignal erhalten wird. Die vom Geschwindigkeitskreis abgeleiteten Signale werden mit dem Versetzungssignal kombiniert, und ihre algebraische Summe dient dazu, die Auslenkung des Zeigers 19 zu steuern. Um den Hubschrauber mit einer vorbestimmten Geschwindigkeit auf- oder absteigen zu lassen, wird das von der Höhenkontrollvorrichtung 57 und dem Höhenwähler 57' gelieferte Signal für die Höhenabweichung mit Hilfe der Schalter 100' durch eine von der Stromquelle 100 gelieferte Vorspannung ersetzt, wobei die Größe dieses Vorspannungssignals durch einen Abstiegswinkel- oder Höhenänderungswähler 125 und ein Potentiometer 101 bestimmt wird. Dieses Vorspannungssignal ruft eine Ablenkung des Zeigers 19 hervor, die nur dadurch wieder auf Null zurückgeführt werden kann, daß der Flugzeugführer den Steuerknüppel für den Rotoranstellwinkel bewegt. Die sich hierbei ergebende Abstiegs-oder Anstiegsgeschwindigkeit des Hubschraubers bewirkt, daß der Geschwindigkeitskreis 58 ein entsprechendes Signal erzeugt, wodurch das Vorspannungssignal ausgelöscht wird. Wenn die beiden Signale auf Null zurückgeführt werden und der Zeiger 19 seine Nullage einnimmt, wird der Hubschrauber mit der gewünschten Geschwindigkeit niedergehen. Nähert sich der Hubschrauber der gewünschten Höhe, die der Flugzeugführer während des Ab- oder Aufstiegs wählen kann, wobei sich der Schalter 103 in der Stellung B befindet, so schaltet der Flugzeugführer die Schalter 103 und 100' in die Stellung A um. Das Höhenabweichungssignal wird dabei vermutlich innerhalb des vom Begrenzer 86' fest umrissenen Bereichs liegen. Bewegt sich das Höhenabweichungssignal jedoch außerhalb der Grenze, so wird das sich ergebende kleiner werdende Versetzungssignal zusammen mit dem Höhenänderungsgeschwindigkeitssignal zu einer schleifenförmigen Flugbahn führen, entlang der sich der Hubschrauber der gewünschten Flughöhe nähert.
Als weiteres Mittel zum Steuern der Flughöhe des Hubschraubers, insbesondere während eines Schwebemanövers, ist eine mit einem Kabel mit Bodenberührung verbundene Höhensteuerungseinrichtung 102 vorgesehen, deren Signal dem Navigationssystem über einen Schalter 102' zugeführt wird, wobei sich der Schalter 103 in der Stellung B befindet.
Die bei dem Navigationssystem vorgesehenen Kanäle für die Querneigung und die Wendebewegungen sind beim Leitstrahlverfahren wie auch bei den ohne Leitstrahl arbeitenden Navigationsverfahren im wesentlichen identisch ausgebildet. Beim Leitstrahlverfahren wird jedoch von .einem Funkempfänger i 104 ein zusätzliches Signal geliefert, das der Versetzung des Flugzeugs gegenüber dem Bodenkurs entspricht, und dieses Signal wird bei 105, 106 und 107 moduliert, verstärkt und begrenzt. Dieses begrenzte Versetzungs-Funksignal wird als Erregungsspannung an zwei Korrelationspotentiometer 97 und 98 angelegt, deren Ausgangswerte mit dem Kursabweichungssignal kombiniert werden, das vom Kurswählersynchronisationsglied 46 geliefert wird und das zu den Potentiometern 71 und 72 in Beziehung gesetzt worden ist, wobei der Kurswähler auf die Peilung des Flrnkleitstrahls eingestellt ist. Die algebraische Summe der Ausgangssignale der Korrelationspotentiometer 71 und 97 sowie -der Potentiometer 72 und 98 werden wiederum durch die Begrenzer 73 und 74 begrenzt und dem Zeiger 17 für die Querneigung bzw. dem Wendezeiger 21 zugeführt. Der Begrenzer 107 dient für das auf dem Funkwege ermittelte Versetzungssignal zum Begrenzen des Winkels, unter dem sich das Flugzeug dem Bodenkurs nähert. In ähnlicher Weise wird auch das den Korrelationspotentiometern 71 und 97 entnommene kombinierte Signal (auf dem Funkwege erzeugtes Versetzungssignal und Kursabweichungssignal) bei 73 begrenzt, um den Maximalwert des kombinierten Signals zu begrenzen, das durch das von dem Lotkreisel 26 stammende Querneigungssignal ausgelöscht werden soll. Ähnlich werden. auch die kombinierten Signale für die auf dem Funkwege ermittelte Versetzung und die Kursabweichung, die von den Korrelationspotentiometem 72 und 98 geliefert werden, bei 74 begrenzt, um den Maximalwert des kombinierten Signals zu begrenzen, das durch das vom Wendegeschwindigkeitskreisel 50 gelieferte Wendegeschwindigkeitssignal ausgelöscht werden soll. Das Verhältnis von Kursabweichungssignal und Ortsbestimmungssignal in bezug auf .das Querneigungssignal wird ebenso wie das Verhältnis zwischen dem Kursabweichungssignal und dem Ortsbestimmungssignal in bezug auf das Wendegeschwindigkeitssignal kontinuierlich in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit verändert. Das dem Kanal für den Querneigungszeiger zugeführte und vom Ortsbestimmungsempfänger gelieferte Versetzungssignal kann bei einer Fluggeschwindigkeit von Null oder nahezu Null niemals vollständig auf Null zurückgehen, da der Vorspannwiderstand 97' vorhanden ist, der ein Ende des Potentiometers 97 mit Erde verbindet. Beträgt die Fluggeschwindigkeit Null oder nahezu Null und wenn außerdem der Hubschrauber gegenüber dem Funkleitstrahl versetzt ist, wird das Versetzungssignal dem Kanal für den Querneigungszeiger zugeführt, so daß ein Befehl für einen Querneigungswinkel gegeben wird, der eine seitliche Bewegung hervorruft.
Soll sich der Hubschrauber einem durch Funk festgelegten Bodenkurs nähern und danach diesem Bodenkurs folgen, wobei es sich um den Ortsbestimmungsstrahl eines Instrumentenlandesystems handeln kann, werden die Korrelaiionspotentiometer 71, 97 und 72, 98 (F i g. 8) bei hoher Fluggeschwindigkeit mit Hilfe des Fahrtsteuerungsservogerätes 77 und der Welle 75 so eingestellt, daß im wesentlichen das gesamte Kurssignal und das gesamte Ortsbestimmungssignal dem Kanal für den. Querneigungszeiger zugeführt werden, während diese Signale gegenüber dem Kanal für den Wendezeiger gedämpft oder von diesem Kanal im wesentlichen ferngehalten werden. Im Kanal für den Querneigungszeiger erfordert das durch Funk übermittelte Versetzungssignal zunächst für seine Auslöschung (für die Ablenkung Null des Querneigungszeigers 17) ein Querneigungssignal, während der Wendewinkel durch den Begrenzer 74 begrenzt wird. Wenn sich infolge des Wendemanövers eine Kursabweichung entwickelt, zeigt das vom Synchronisationsglied 46 gelieferte Kursabweichungssignal das Bestreben an, daß es an die Stelle des Querneigungssignals treten will, um damit dem Flugzeugführer anzuzeigen, daß ein kleineres Querneigungssignal erforderlich ist, um das auf dem Funkwege gewonnene Versetzungssignal auszulöschen. Ist die Kurzabweichung gleich der auf dem Funkwege ermittelten Versetzung, so fliegt das Flugzeug auf den Funkleitstrahl zu, und zwar unter einem Winkel, der durch die maximal zulässige Amplitude des Versetzungsfunksignals bestimmt und durch den Begrenzer 107 gegeben ist. Bei hoher Geschwindigkeit im Geradeausflug dient das Kursänderungsgeschwindigkeitssignal im Wendezeigerkanal ständig als Kursänderungsdämpfungssignal.
Bei geringer Geschwindigkeit im Geradeausflug (F i g. 7) wird eine Berichtigung auf Grund eines Versetzungsfunksignals so vorgenommen, das gleichzeitig der Kurs des Hubschraubers mit Hilfe des Gierstellungssteuerelements bzw. der Pedalstange 12 und der Querneigungswinkel mit Hilfe des Querneigungssteuerelements bzw. des Steuerknüppels 11 geändert wird; hierfür werden die Korrelationspotentiometer 71, 97 und 72, 98 eingesetzt, bei denen das Versetzungsfunksignal und die Kurssignale sowohl dem Wendezeigerkanal als auch dem Querneigungszeigerkanal zugeführt werden.
Für die Einstellung auf den Funkleitstrahl bei einer Geschwindigkeit von Null oder nahezu Null (F i g. 2 und 6) sei angenommen, daß der Hubschrauber gegenüber dem Leitstrahl seitlich versetzt ist, wie es bei A angedeutet ist. Obwohl das Ortsbestimmungssignal über das Potentiometer 97 durch die Fahrtsteuerungs-Servoeinrichtung 77 und über die Welle 75 teilweise gedämpft worden ist, und obwohl das Kurssignal durch das Potentiometer 71 gedämpft worden ist, wird dem Querneigungskanal immer noch ein vorbestimmter Teil des Ortsbestimmungssignals zugeführt, da an das Potentiometer 97 der Vorspannwiderstand 97 angeschlossen ist. Gegebenen- ; falls kann man das Potentiometer 97 wahlweise an seinem geerdeten Ende mit einem Abschnitt von festem oder konstantem Wechselstromwiderstand versehen. Der verbleibende Teil des Signals wird über den Begrenzer 73 den Bewegungselementen des ; Querneigungszeigers 17 zugeführt, so daß sich der Querneigungszeiger nach links bewegt (F i g. 6). Zur Durchführung dieses Querneigungsbefehls bewegt der Flugzeugführer den Steuerknüppel 11 nach links, wobei der Hubschrauber sich unter einem Neigungswinkel einstellt, der durch die Größe des begrenzten Versetzungsfunksignals bestimmt ist. Der Lotkreisel 26 erzeugt ein Querneigungssignal, das dem Querneigungszeiger 17 aufgedrückt wird und ihn dabei auf Null zurückstellt, wobei eine Vorwegnahme durch die vom Geschwindigkeitskreis 51 zugeführte Geschwindigkeitsänderung dieses Kreiselsignals bewirkt wird. Durch den sich hierbei ergebenden Querneigungswinkel bewegt sich das Flugzeug seitlich in Richtung auf den Leitstrahl zu, und zwar mit einer Geschwindigkeit, die durch die Größe des Querneigungswinkels bestimmt ist. In dem Maße; in dem sich die Versetzung gegenüber dem Leitstrahl angebende Signal verringert, wird auch der Querneigungsbefehl vermindert. In Befolgung dieses Befehls vermindert der Flugzeugführer den Querneigungswinkel und verkleinert hierdurch die Geschwindigkeit, mit der sich der Hubschrauber asymptotisch dem Leitstrahl nähert, bis der Querneigungswinkel beim Einschwenken auf den Leitstrahl gleich Null ist.
Soll der Hubschrauber aus Flugsiclherungsgründen gegenüber dem Leitstrahl um einen vorbestimmten Betrag versetzt werden und einen Standort in Wartestellung erhalten, so wird mit Hilfe einer Einrichtung 140 ein Abstandshaltesignal erzeugt, das das Versetzungsfunksignal beeinflußt oder ein zusätzliches, > gleichwertiges Versetzungssignal liefert, das dem Quemeigungskanal zugeführt wird.
Bei einer Abwandlung des Sigaalkorrelatiansabschnitts (F i g. 16) des Navigationssystems (F i g. 1) erfolgt die Korrelation der Signale für die Versetzuhg i gegenüber dem Leitstrahl, für die Kursabweichung, für die Querneigung und für die Wendegeschwindigkeit als Funktion der Fluggeschwindigkeit mit Hilfe von Verstärkern, die einen veränderlichen Verstärkungsgrad aufweisen. Die Verstärker verbinöm die verschiedenen Signale miteinander, wobei der Verstärkungsgrad der Verstärker als Funktion der Fluggeschwindigkeit geändert wird. Bei dieser Abwandlung sind Einrichtungen vorgesehen, die das Versetzungsfunksignal schnell und leicht verkleinern, ohne daß eine Kursänderung notwendig ist, z: B. lediglich dadurch, daß das Flugzeug ein Rollmanöver ausführt. Der Rollfehler bzw. die Querneigungs.. abweichung (F i g. 16) sowie deren Geschwindigkeit werden kombiniert und dem Quemeigungszeiger 17 zugeführt, um eine Stabilisierung des Flugzeugs um seine Querneiguagsachse zu ermöglichen. In ähnlicher Weise werden das Kursabweichungssägnal und das Wendegeschwindigkeitssignat kombiniert und dem Wendezeiger 21 zugeführt, um eine Stabilisierung des Flugzeugs um die Hochachse herbeizuführen. Für die Korrelation zwischen Kurs und Querneigung wird das Kursabweichungssignal einem Verstärker 82 zugeführt, dessen Verstärkungsgrad unmittelbar als Funktion der Fluggeschwindigkeit ge-' ändert wird. Bei der Korrelation des Kursabweichungssignals mit dem Wemdegeschwinätgkeits-: signal wird das Wendegeschwindigkeitssignal dem Verstärker 84 mit veränderlichem Verstärkungsgrad zugeführt, dessen Verstärkungsgrad unmittelbar als Funktion der Fluggeschwindigkeit geändert wird. Jedoch wird das Versetzungsfunksignal (F i g. 16), das dem Empfänger 104 und den ihm zugeordneten Netzwerken 105, 106 und 107 (F i g. 2)@ entnommen wird, einem ersten Verstärker 108 mit veränderlichem Verstärkungsgrad. zugeführt; weiterhin, wird das Ausgangssignal des Verstärkers 108 mit dem Kursabweichungssignal und dem veränderlichen Ausgangssignal des Verstärkers 84 für die Wende-` geschwindigkeit kombiniert, deren algebraische Summe dem Wendezeiger 21 zugeführt wird. Feiner wird das Versetzungsfunksignal dem Querneigungkanal unmittelbar durch einen zweiten Verstärker 109 mit veränderlichem Verstärkungsgrad zuühxt, wobei der Verstärkungsgrad dieses Verstärkers ebenfalls entsprechend der Fluggeschwindigkeit verändert wird.
Mit dieser Abwandlung (F i g. 16) wird bei hohen Fluggeschwindigkeiten ein Versetzungsfunksignal dadurch berichtigt, daß der Kurs des Flugzeugs durch ein Querneigungsmanöver geändert wird; dagegen wird bei geringen Fluggeschwindigkeiten öder bei der Fahrt Null das Versetzungsfunksignal unmittelbar dem Querneigungskanal zugeführt, während das Kurssignal von diesem Kanal ferngehalten wird, denn unter diesen Bedingungen beträgt der Verstärkungsgrad der Verstärker 82 und 108 im wesentlichen Null. Um eine Versetzung gegenüber dem Leitstrahl zu berichtigen, erteilt der Flugzeugführer dem Hubschrauber durch Befolgung der Zeigerbewegung 17 gegenüber dem Leitstrahl eine Rollbewegung (F i g. 6). Da das Versetzungsfunksignal (F i g. 2) bei 107 begrenzt ist, wird der Querneigungswinkel, der erforderlich ist, um dieses begrenzte Signal auf Null zurückzuführen, ebenfalls begrenzt, wodurch auch die Geschwindigkeit begrenzt wird, mit der sich das Flugzeug der Mitte des Leitstrahls von der Seite her nähert. Die Verstärkungsgradcharakteristiken (F i g. 12 bis 16) dienen lediglich als Beispiele, die besonderen Flugbedingungen und Anforderungen sowie verschiedenen Flugzeugbauformen gegenüber geändert und angepaßt werden können. Will der Hubschrauber einem geneigten Landestrahl oder dem Leitstrahl eines Instrurnentenlandesystems folgen, erfolgt eine Korrelation bzw. Änderung des Ansprechens des Flugzeugs auf seine Längsneigungs-und Höhenabweichung gegenüber dem geneigten Landestrahl als Funktion desjenigen Winkels, den der geneigte Lande- oder Einflugstrahl mit der Erdoberfläche bildet. Bei den heute verfügbaren Anlagen zum Erzeugen von geneigten Landestrahlen gibt es mehrere sekundäre Strahlungskeulen, denen verschiedene Einschwebebahnen zugeordnet sind und deren Neigungswinkel größer ist als der normalerweise 21/f° betragende Neigungswinkel der Hauptstrahlungskeule. Diese Bahnen verlaufen gewöhnlich unter Winkeln von 7, 20 und 40°, wobei sich der jeweilige Winkel nach der Ausbildung der Antenne und dem Gelände richtet. Nähert sich der Hubschrauber einer dieser stärker geneigten Strahlungskeulen und soll er darauf verbleiben, so kann sich der Flugzeugführer durch Beobachtung der Bewegungen des waagerechten Zeigers 16 und des Zeigers 19 beim Passieren der einzelnen Strahlenbündel bis zum gewünschten Strahl durchnavigieren.
Andererseits ist es möglich, den Neigungswinkel der Hauptstrahlungskeule des Landestrahlsenders am Flughafen eigens für den ausschließlichen Gebrauch von Hubschraubern zu ändern. Der auf einen solchen Funkstrahl ansprechende Landestrahlempfänger 115 erzeugt ein Ausgangssignal, das der Versetzung des Hubschraubers gegenüber dem Landestrahl proportional ist. Dieses Signal wird bei 116 moduliert und dem Verstärker 117 zugeführt, dessen Ausgangssignal bei 118 begrenzt und dann dem Verstärker 119 zugeführt wird.
Gegebenenfalls können auch z. B. bei 119' Signale für die Änderungsgeschwindigkeit der Abweichung vom Landestrahl erzeugt werden. Das Ausgangssignal des Verstärkers 119 für den Landestrahl wird einem Kopplungstransformator 120 zugeführt; an dessen Sekundärwicklung die Korrelationsnotentiometer 121 und .122 angeschlossen sind;' deren gemein= sames Ende geerdet ist. Die Kontaktarme 123 und 124 dieser Potentiometer sind mit dem Längs= neigungskanal des Anzeigegeräts 15 zum Betätigen des Längsneigungsanzeigers 16 bzw. mit dem Höhenkanal zum Betätigen des Höhenzeigers 19 verbunden. Die relative Größe des Landestrahl- bzw. Gleit= winkelsignals, das jedem dieser Kanäle zugeführt wird, wird als Funktion des Abstiegswinkels des Lande- bzw. Gleitflugstrahls oder des Neigungswinkels der gewählten oder gewünschten sekundären Strahlungskeule des Landestrahls variiert.
Bei der Steuerung des Hubschraubers während der Annäherung an einen Landestrahl mit einem kleinen Abstiegswinkel, der normalerweise 21/s° beträgt, ist die Geschwindigkeit des Absteigens bzw. die Ge@ schwindigkest der Höhenänderung relativ gering, während die Geschwindigkeit' verhältnismäßig hoch ist. Wenn eine Abweichung vom Landestrahl berichtigt werden soll, ist daher zu bedenken, daß die Steuerung des Flugzeugs am empfindlichsten ist; wenn man den Steuerknüppel für den Rotoranstellwinkel oder die Höhensteuerung betätigt. Ist dagegen der Neigungswinkel des Landestrahls groß, ergibt sich bei geringer Fluggeschwindigkeit eine hohe Abstiegsgeschwindigkeit. Zum Berichtigen einer Versetzung gegenüber dem Landestrahl kann man daher die Fluggeschwindigkeit. mit Hilfe . der Längsneigung kontrollieren, und zwar durch .den Steuerknüppel für den Rotorblattanstellwinkel: Hierfür sind jedoch weitere Änderungen der Signalempfindlichkeiten. in den Kanälen für die Längsneigung. und die Flughöhe als Funktion des Abstiegswinkels-erforderlich: .
Zu diesem Zweck ist ein geeichter Abstiegswinkelwähler 125 vorgesehen, der die Kontaktarme 123 und 124 der Potentiomexer 121 bzw. 122 entsprechend dem Winkel, den derl Landestrahl mit der Landebahn bildet, mechanisch- verstellt. Durch diese Verstellung wird die Größe des Landestrahlsignats geändert, das sowohl dem - Verstärker 55 der . den Längsneigungszeiger 16 steuert, als auch dem Verstärker 60 zugeführt wird, der den waagerechten Zeiger 19 steuert. Diese Verstellung ruft somit eine Änderung der Größe des Landestrahlsignals hervor, das den Kanälen für die Fluggeschwindigkeit und die Flughöhe zugeführt wird.
Gleichzeitig verändert der Abstiegswinkelwähler 125 den Wert des von der Vorspannungaquelle 100 gelieferten Höhenversetzuugs-Vorspannungssignals als Funktion des Abstiegswinkels; wofür das Potentiometer 101 eingesetzt ist. Der. Abstiegswinkelwähler 125 verändert ferner gleichzeittig den Wert des dem Längsneigungskanal durch das Potentiometer 129 zugeführten Fluggeschwindigkeitssignals: Eine Verriegelungseinrichtung 130 wird durch den nicht gezeigten Anflugschalter - des, Flügartwählerschalters betätigt, wenn sich der genannte Schalter in der Anflugstellung befindet, und bringt den Fluggeschwindigkeitswähler 94 in seine Stellung für maximale Fluggeschwindigkeit, wobei an die Wicklung 131 des Potentiometers 129 eine maximale Spannung angelegt wird. Der handbetätigte Fluggeschwindigkeitswähler 94 wird somit durch den 'Ab" stiegswinkelwähler 125 ersetzt. Wird ein kleiner Abstiegswinkel gewählt, schaltet der Flugzeugführer gleichzeitig eine hohe Fluggeschwindigkeit in Vorwärtsrichtung .ein, wodurch gleichzeitig das LandestralüabweichüÜgssignal irn Fluggeschwindigkeitssteuerkanal gedämpft und im Höhensteuerkanal verstärkt wird; bei großem Abstiegswinkel ist der Vorgang umgekehrt. Eine weitere Verriegelungseinrichtung 130' ist vorgesehen, die mit dem Anflugwählschalter gekuppelt ist, wodurch die Schalter 100 und 101' jeweils in die Stellung B gebracht werden und die Höhensteuerung 57' selbsttätig ausgeschaltet wird, während die Steig- oder Sinkgeschwindigkeitssteuerung 100 und 201 eingeschaltet wird.
Das Verfahren der Landestrahlkopplung veranschaulicht ein Landestrahl m t der üblichen Neigung von 21/z° (F i g. 9) und ein Landestrahl mit sehr steiler Neigung (F i g. 10).
Der Abstiegswinkelwähler 125 (F i g. 9) wird auf einen Winkel von 21/z° eingestellt, wobei das Landebahnabweichungssignal hauptsächlich dem Höhenzeiger 19 des Anzeigegeräts 15 über den Transformator 120 sowie dem Koordinationspotentiometer 122, 124 zugeführt wird. Der Wähler 125 verstellt auch den Kontaktarm des Potentiometers 101, so daß der von der Quelle 100 gelieferte Teil der Vorspannung durch ein vom Geschwindigkeitskreis 58 geliefertes Geschwindigkeitssignal ausgelöscht wird, sobald die Abstiegsgeschwindigkeit des Hubschraubers bei der eingestellten Fluggeschwindigkeit der Neigung des Landestrahls von 21/z° entspricht. Die Fluggeschwindigkeit wird durch den Abstiegswinkelwähler 125 eingestellt, der das Potentiometer 129 betätigt und eine Fluggeschwindigkeitsspannung liefert, die durch die von dem Lotkreisel 26 gelieferte Längsneigungsspannung ausgelöscht wird, sobald die tatsächliche Fluggeschwindigkeit der vorgestimmten Fluggeschwindigkeit entspricht.
Erfolgt gegenüber der Leitstrahlmitte eine Versetzung des Hubschraubers nach unten (F i g. 9), wird das die Abweichung vom Leitstrahl wiedergebende Signal dem Zeiger 19 zugeführt und befiehlt eine Änderung der Gesamtanstellwinkeleinstellungen der Rotorblätter des- Hubschraubers, so daß eine Änderung der Flughöhe des Flugzeuges herbeigeführt wird. Durch die Betätigung des Steuerknüppels 13 bis zur Nullage des Zeigers vermindert sich die Abstiegsgeschwindigkeit und ruft eine Steiggeschwindigkeit hervor, die sich nach der Größe der Abweichung vom geneigten Landestrahl richtet. Wenn diese Abweichung vom Landestrahl vermindert wird und sich dem Wert Null nähert, wird das Abstiegs-oder Steiggeschwindigkeitssignal vorherrschen und eine entgegengesetzte Ablenkung des Höhenzeigers 19 bewirken, so daß der Flugzeugführer erneut eine Korrektur der Stellung des Steuerknüppels 13 vornehmen muß. Der Geschwindigkeitskreis 58' oder der Geber 88 liefert für den Steuerknüppel 13 eine Beschleunigungs- oder Vorwegnahmesteuerung für den Zeiger 19.
Beim Verfahren der Kopplung mit einem Landestrahl, der mit der Landebahn einen großen Winkel bildet, wählt der Flugzeugführer diesen Winkel mittels des Abstiegswinkelwählers 125, wodurch der größte Teil des Signals für die Abweichung vom Landestrahl dem Längsneigungskanal für den Zeiger 16 durch das Korrelationspotentiometer 121 zugeführt wird. Der Abstiegswinkelwähler 125 wählt eine sehr hohe Abstiegsgeschwindigkeit, indem die von der Quelle 100 gelieferte Vorspannung durch das Potentiometer 101 nur sehr wenig gedämpft wird und zum Auslöschen ein vom Geschwindigkeitskreis 58 zu lieferndes Signal für eine hohe Geschwindigkeit erforderlieh wird. In ähnlicher Weise wählt er eine sehr niedrige Fluggeschwindigkeit durch eine Dämpfung des von der Spannungsquelle gelieferten Fluggeschwindigkeitssignals für das Wählpotentiometer 92 durch das Potentiometer 129, so daß ein von der Servoeinrichtung 77 geliefertes kleines Fluggeschwindigkeitssignal dasselbe auslöscht. In diesem Falle wird das Signal für die Abweichung vom Landestrahl dadurch berichtigt, daß die Fluggeschwindigkeit durch eine Änderung der Längsneigung geändert wird, was durch Halten des Zeigers 16 in seiner Null- bzw. Mittellage erreicht wird.
Schließlich sind noch die bei einem Landemanöver auftretenden Gegen- und Rückenwinde (F i g. 17) zu berücksichtigen. Bei starkem Gegenwind wird die Fluggeschwindigkeit vermindert und daher die Korrelation zwischen der Höhenänderungsgeschwindigkeit und der Fahrt für den gewählten Abstiegswinkel gestört. Bei Rückwind ergibt sich naturgemäß die entgegengesetzte Wirkung. Eine Kompensation von Gegenwind oder Rückenwind läßt sich dadurch erzielen, daß man einen anderen Abstiegswinkel mit Hilfe des Windwählknopfes 126 einstellt, wobei der gewählte Abstiegswinkel über ein geeignetes mechanisches Differential 127 geändert wird. Die Wirkungen von Querwind lassen sich in ähnlicher Weise ausgleichen, z. B. dadurch, daß in den Querneigungskanal ein Vorspannsignal eingeführt wird, das der Größe und Richtung des Querwindes entspricht. Ferner lassen sich die Wirkungen von Wind aus diagonalen Richtungen dadurch ausgleichen, daß man die Windkomponenten zwischen den Zeigern 16 und 19 für die Steuerung des Abstiegswinkels bzw: der Längsneigung und der Flughöhe einerseits und den Zeigern 17 und 21 für die Querneigung bzw. die seitliche Steuerung des Flugzeugs auflöst bzw. sie auf die betreffenden Zeiger verteilt.

Claims

Patentansprüche: 1. Navigationssystem für Luftfahrzeuge; insbesondere für Drehflügel- und Lotrechtstartflugzeuge, zur manuellen oder selbsttätigen Heranführung eines Flugzeugs an einen vorbestimmten Flugzeugstand und zur Durchführung der für die Einhaltung dieses Flugzustandes erforderlichen Steuermanöver, mit Einrichtungen zur Erzeugung und Kombination von Signalen, die dem tatsächlichen Flugzustand sowie der Abweichung: vom vorbestimmten Flugzustand und der jeweiligen Fluglage entsprechen, d a d u r c h g e k e n nz e i c h n e t, daß bei einer Anwendung auf Luftfahrzeuge mit innerhalb eines weiten Geschwindigkeitsbereichs veränderlichen Flugzuständen die Kombination der Steuersignale; die sich aus den Signalen für den tatsächlichen Flugzustands für ,., die Abweichung vom gewünschten Flugzustand sowie für die augenblicklich anliegende Fluglage ergibt, in Abhängigkeit von der jeweiligen Fluggeschwindigkeit erfolgt, wobei zur Erreichung des gewünschten Flugzustandes die jeweils- der Fluggeschwindigkeit und den Flugeigenschaften entsprechenden optimalen Steuermanöver vorausgesetzt werden.
2. Navigationssystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß zur asymptotisohen Ansteuerung und nachfolgenden Einhaltung eines vorgegebenen Kurses eine Vorrichtung (25) vorgesehen ist, deren Signale der Größe der gewünschten Kursänderung entsprechen, ferner eine Vorrichtung (28, 31) eingesetzt ist, die aus den Kursänderungssignalen Signale für die Änderung der Drehbewegungen um die Längs- und Hochachse erzeugt, und eine Vorrichtung (30, 75, 76, 77) enthalten ist, die zur kontinuierlichen Änderung der relativen Größe dieser Steuersignale in Abhängigkeit von der jeweiligen Fluggeschwindigkeit dient.
3. Navigationssystem nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß das aus der Kursänderung abgeleitete Kursabweichungssignal (bei 71, 72) dem Unterschied zwischen dem tatsächlichen Kurs und dem gewünschten Kurs entspricht.
4. Navigationssystem nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß ein der tatsächlichen Querneigung des Flugzeugs entsprechendes Signal (bei 26, 40) sowie ein der Drehgeschwindigkeit um die Hochachse (Wendegeschwindigkeit) entsprechendes Signal (bei 29, 50, 51) erzeugt werden, ferner daß einerseits das Kursabweichungssignal und das Querneigungssignal algebraisch summiert werden und das daraus resultierende Signal einer ersten auf Signale ansprechenden Vorrichtung (45) zur Erzeugung eines die erforderliche Änderung der Querneigung anzeigenden Signals zugeführt wird und daß andererseits das Kursabweichungssignal und das Wendegeschwindigkeitssignal algebraisch summiert werden und das daraus resultierende Signal einer zweiten auf Signale ansprechenden Vorrichtung (49) zur Erzeugung eines die erforderliche Wendegeschwindigkeit anzeigenden Signals zugeführt wird sowie daß eines der den beiden auf Signale ansprechenden Vorrichtungen (45, 49) zugeführten Signale in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit variiert wird.
5. Navigationssystem nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß das Kursabweichungssignal (bei 73, 74) auf einen konstanten oder in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit veränderlichen Maximalwert begrenzt wird; wodurch die von der ersten bzw. zweiten Vorrichtung (45 bzw. 49) erzeugten Signale in entsprechender Weise begrenzt werden.
6. Navigationssystem nach Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, daß der relative Betrag des den beiden Vorrichtungen (45 bzw. 49) zugeführten Kursabweichungssignals in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit veränderbar ist.
7. Navigationssystem nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß den beiden Vorrichtungen (45 bzw. 49) Kursabweichungssignale zugeführt werden (bei 71 bzw. 72), deren relative Größe gleichzeitig und proportional in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit veränderbar ist (bei 75, 82, 83). B.
Navigationssystem nach Anspruch 6 oder 7, dadurch gekennzeichnet, daß zur Änderung der relativen Größe des (r) den beiden Vorrichtungen (45, 49) zugeführten Kursabweichungssignals (e) Vorrichtungen (71, 72) mit veränderlichem Wechselstromwiderstand vorgesehen sind, dessen Wert durch eine auf die Fluggeschwindigkeit ansprechende Vorrichtung (77) kontinuier- t lich veränderbar ist.
9. Navigationssystem nach Anspruch 6 oder 7, dadurch gekennzeichnet, daß das Kursabweichungssignal den beiden Vorrichtungen (45 bzw. 49) über je einen Verstärker (82, 83) mit veränderlichem Verstärkungsgrad zugeführt wird, wobei die Verstärkungsgrade in Abhängigkeit von der jeweiligen Fluggeschwindigkeit veränderbar sind.
10. Navigationssystem nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß der Verstärkungsgrad des ersten Verstärkers (82) proportional und der des zweiten Verstärkers (83) umgekehrt proportional der Fluggeschwindigkeit veränderbar ist.
11. Navigationssystem nach den Ansprüchen 4 und 5, dadurch gekennzeichnet, daß die relative Größe des Querneigungssignals und des Wendegeschwindigkeitssignals in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit veränderbar ist.
12. Navigationssystem nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß zur Änderung der relativen Änderung des Querneigungs- und des Wendegeschwindigkeitssignals je ein Verstärker mit einem in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit veränderlichen Verstärkungsgrad vörgesehen ist (80 bzw. 81).
13. Navigationssystem nach den Ansprüchen 4 und 5, dadurch gekennzeichnet, daß die relative Größe des der ersten Vorrichtung (45) zugeführten Kursabweichungssignals (bei 82) und des der zweiten Vorrichtung (49) zugeführten Wendegeschwindigkeitssignals (bei 84) in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit veränderbar ist.
14. Navigationssystem nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, daß zur Veränderung der relativen Größe der genannten Signale in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs je ein Verstärker (82 bzw. 84) vorgesehen ist, dessen Verstärkungsgrad in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit veränderbar ist.
15. Navigationssystem nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, daß das von einem Wendegeschwindigkeitskreisel abgeleitete Wendegeschwindigkeitssignal durch einen mit dem Wendegeschwindigkeitskreisel (50) gekuppelten Signalgeber (85) erzeugt wird, der in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit verstellbar ist, so daß die Größe des Ausgangssignals des Signalgebers in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit veränderbar ist.
16. Navigationssystem nach den Ansprüchen 2 bis 15, dadurch gekennzeichnet, daß der ersten Vorrichtung (45, 17) zusätzlich ein der Geschwindigkeit der Querneigungsänderung entsprechendes Signal (Kreis 41) zugeführt wird.
17. Navigationssystem nach den Ansprüchen 2 bis 16, dadurch gekennzeichnet, daß der zweiten Vorrichtung (49, 21) zusätzlich ein der Wendebeschleunigung entsprechendes Signal (Kreis 51) zugeführt wird.
18. Navigationssystem nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet, daß bei einem Hubschrauber der zweiten Vorrichtung (49, 21) zusätzlich ein der Stellung des Steuerorgans (12) für die Wendebewegungen des Hubschraubers entsprechendes Signal (bei 87, 87') zugeführt wird.
19. Navigationssystem nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß zur asymptotischen Ansteuerung und nachfolgenden Einhaltung eines vorgegebenen gewünschten Bodenkurses eine Kurzwählvonichtung (62, 68, 68') zur Einstellung der vorgegebenen Bodenkursrichtung vorgesehen ist (bei 67), die auf die Vorrichtung (25, 62) zur Erzeugung des Kursabweichungssignals einwirkt und ein der Abweichung des tatsächlichen Flugzeugkurses von der Richtung des gewünschten Bodenkurses entsprechendes Signal erzeugt, sowie eine Vorrichtung (104) vorgesehen ist, die ein der Versetzung des Flugzeugs gegenüber dem Bodenkurs entsprechendes Signal erzeugt, das den Vorrichtungen zur Erzeugung der Steuerungsausgangssignale zugeführt und algebraisch mit dem Kursabweichungssignal kombiniert wird (bei 97, 98, 71, 72).
20. Navigationssystem.nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet, daß das die Versetzung des Flugzeugs gegenüber dem vorgegebenen Bodenkurs wiedergebende Signal vor seiner Weiterverwendung durch eine Begrenzerschaltung (107) läuft.
21. Navigationssystem nach den Ansprüchen 19 und 20, dadurch gekennzeichnet, daß das der Versetzung des Flugzeugs gegenüber dem vorgegebenen Bodenkurs entsprechende Signal einerseits zusätzlich zum Kursabweichungs- und zum Querneigungssignal der ersten Vorrichtung (45, 17) zugeführt wird, die aus der algebraischen Summe dieser Signale ein der erforderlichen Änderung der Querneigung entsprechendes Signal erzeugt, ferner daß das Versetzungssignal andererseits zusätzlich zum Kursabweichungs-und zum Wendegeschwindigkeitssignal der zweiten Vorrichtung (49, 21) zugeführt wird, wobei aus der algebraischen Summe dieser Signale ein die erforderliche Wendegeschwindigkeit anzeigendes Signal erzeugt wird, und daß die relative Größe des der ersten und der zweiten Vorrichtung zugeführten Versetzungssignals in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit veränderbar. ist (77, 97, 98). r
22. Navigationssystem nach Anspruch 21, dadurch gekennzeichnet, daß zur Änderung der relativen Größe des der ersten bzw. der zweiten Vorrichtung (45, 49) zugeführten Versetzungssignale in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit Schaltglieder (97, 98) zugeführt werden, deren Wechselstromwiderstand in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit veränderbar ist (bei 77).
23. Navigationssystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß zur asymptotischen Ansteuerung und nachfolgenden Einhaltung einer Flugbahn mit vorgegebener Längsneigung eine Vorrichtung (32;115) vorgesehen ist, die ein der Versetzung des Flugzeugs gegenüber der Gleitbahn entsprechendes Signal erzeugt und eine Neigungswinkelwählvorrichtung (35, 36, 38, 125, 121, 122) zum Einstellen der der Gleibahn entsprechenden Neigungswinkel enthält, die aus dem Versetzungssignal zwei Fehlersignale bildet, welche die Bewegungsänderungen in vertikaler bzw: horizontaler Richtung anzeigen und zur Heran-bzw. Rückführung des Flugzeugs an die Gleitbahn dienen, wobei die Steuerung bei Einstellung auf einen großen Neigungswinkel im wesentlichen durch eine Änderung der Fluggeschwindigkeit und Einstellung auf einen kleinen Neigungswinkel im wesentlichen durch eine Änderung der Flughöhenänderungsgeschwindigkeit erfolgt.
24. Navigationssystem nach .Anspruch 23 für einen Hubschrauber oder ein vergleichbares Flugzeug, bei dem die Vorwärtsfahrtgeschwindigkeit im wesentlichen eine Funktion der Längsneigung des Flugzeugs ist, gekennzeichnet durch :.eine Vorrichtung (129), die ein der.gewünschten Flug geschwindigkeit annähernd entsprechendes Signal erzeugt, ferner durch eine Vorrichtung (26, 51 a), die ein der tatsächlichen Längsneigung des Flugzeugs entsprechendes Signal erzeugt, weiterhin durch eine dritte auf Signale ansprechende, Vorrichtung (54), die in Abhängigkeit von der algebraischen Summe aus dem Fluggeschwind*eits-Signal, dem Längsneigungssignal und dem horizontalen Fehlersignal ein der erforderlichen Anderang der Längsneigung entsprechendes Signal, bildet, sowie durch eine Vorrichtung (101) zur Erzeugung eines der gewünschten Neingsgeschwindigkeit annähernd entsprechenden Signals; weiterhin durch eine Vorrichtung (57,58), die ein der tatsächlichen Neigungsgeschwindigkeit entsprechendes Signal erzeugt, sowie durch eine vierte auf Signale ansprechende Vorrichtung (59), die in Abhängigkeit von der algebraischen Kombination aus dem Signal für die gewünschte Neigungsgeschwindigkeit, dem Signal für die tatsächliche Neigungsgeschwindigkeit und dem vertikalen Fehlersignal ein . der erforderlichen Änderung der Neigungsgeschwindigkeit entsprechendes Signal bildet, und durch eine Vorrichteng (125) zur Änderung der relativen Größe der Signale für die gewünschte Fluggeschwindigkeit und die gewünschte Neigungsgeschwindigkeit in Abhängigkeit von dem vorgewählten Neigmgswinkel.
25. Navigationssystem nach den Ansprüchen 24. und 25, gekennzeichnet durch eine Differential- -einstellvorrichtung (126, 127), mit der die Einstelleng der Neigungswinkelwählvorrichtung (125) zur Bildung der horizontalen und vertikalen Fehlersignale veränderbar gemacht wird, so daß die Einwirkung der Windgeschwindigkeit kompensiert wird.
26. Navigationssystem nach Anspruch 1, . dadurch gekennzeichnet, daß zur asymptotisch= Annäherung und nachfolgenden Einhaltung einer vorgegebenen Fluggeschwindigkeit Vorrichtungen (90, 91,131,129) vorgesehen sind, die ein dem Unterschied zwischen der tatsächlichen Fluggeschwindigkeit (76, 77, 75, 90, 91) und der ge-wünschten Fluggeschwindigkeit (92, 93131,129) entsprechendes Fluggeschwindigkeitssignal erzeugen, sowie eine Vorrichtung (26, 51a) enthalten ist, die ein der tatsächlichen Längsneigung des Flugzeugs entsprechendes Signal erzeugt, und eine Vorrichtung eingesetzt ist, die ein der algebraischen Summe des Fluggeschwindigkeitsabweichungs- und des Längsneigungssignals entsprechendes Ausgangssignal bildet und defdritten Vorrichtung (54) zur Erzeugung eines eine erforderliche Längsneigungsänderung anzeigenden Signals zuführt.
27. Navigationssystem nach Anspruch 26, dadurch gekennzeichnet, daß eine Vorrichtung (96? zur Begrenzung des Fluggeschwindigkeitssignals vorgesehen ist.
28. Navigationssystem nach Anspruch. ., dadurch gekennzeichnet; daß zur asymptotschen Ansteuerung und nachfolgenden Einhaltung einer vorgegebenen Höhe, wobei die Flughöhe durch nicht periodische Änderung des Blattanstellwinkels der Drehflügel gesteuert wird, eine Vorrichtung (57, 57') vorgesehen ist, die ein dem Unterschied zwischen der tatsächlichen Flughöhe und der gewünschten Flughöhe entsprechendes Höhenabweichungssignal erzeugt, ferner eine Vorrichtung (88, 88') enthalten ist, die ein der Auslenkung des Steuerorgans für den nicht periodischen Blattanstellwinkel entsprechendes Signal bildet, und eine Vorrichtung eingesetzt ist, die diese Signale algebraisch kombiniert und das daraus resultierende Signal der vierten Vorrichtung (59) zur Bildung eines der erforderlichen Höhenänderungssteuerung entsprechenden Signals zuführt.
29. Navigationssystem nach Anspruch 28, gekennzeichnet durch eine Vorrichtung (58'), die zur Erzeugung eines der Vertikalbeschleunigung des Flugzeugs entsprechenden Signals dient, das der vierten Vorrichtung (59) zugeführt wird.
30. Navigationssystem nach den Ansprüchen 1 bis 29, gekennzeichnet durch ein Anzeigegerät (15) mit Zeigern (17, 21, 16, 19), die jeweils einer der auf Signale ansprechenden Vorrichtungen (45, 49, 54, 59) zugeordnet sind und entsprechend den Ausgangssignalen dieser Vorrichtungen aus ihren Bezugslagen zur Anzeige der zur asymptotischen Annäherung und darauffolgenden Einhaltung eines vorgegebenen Flugzustandes erforderlichen Steuermanöver um die Längsachse, die Hochachse und die Querachse sowie zur Höhenänderung verstellt werden, wobei die Zeiger ihre Bezugslage nicht erst dann einnehmen, wenn das Flugzeug den vorgegebenen Flugzustand erreicht hat, sondern bereits dann, wenn die zur asymptotischen Annäherung an den vorgegebenen Zustand befohlenen Steuermanöver ausgeführt werden.
31. Navigationssystem nach den Ansprüchen 1 bis 29, dadurch gekennzeichnet, daß die von den Vorrichtungen (45, 49, 54, 59) erzeugten Steuerausganges in eine Flugregelanlage eingespeist werden. In Betracht gezogene Druckschriften: Deutsche Patentschrift Nr. 951672; USA.-Patentschriften Nr. 2 613 350, 2 613 352.