DE1406610B2

DE1406610B2 - Luftfahrtinstrumentensystem

Info

Publication number: DE1406610B2
Application number: DE1963S0083187
Authority: DE
Inventors: Robert S Baldwin; Gold Theodore Ronkonkoma; Snodgrass Reuben Pettit Lake Ronkonkoma; Westerbeck Ivar Stanley Glen Head; N.Y. Curry jun (V.St.A.)
Priority date: 1962-01-08
Filing date: 1963-01-08
Publication date: 1978-01-12
Also published as: SE321412B; DE1406610C3; DE1406610A1; GB1002553A; US3237194A

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Luftfahrtinstrumentensystem zur Darstellung eines Flugleitsymbolbildes auf einem halbreflektierenden Teil einer Windschutzscheibe eines Luftfahrzeuges, derart, daß diese Darstellung vom Piloten aus gesehen im Unendlichen und der Landebahn überlagert erscheint, mit einer Vorrichtung zur dauernden Erzeugung eines Flugleitsymbolbildes, das aus drahtlos von einer Bodenstation empfangenen, die Lage des Luftfahrzeuges relativ zur Landebahn darstellenden Signalen gewonnen wird, und Einrichtungen zur Kollimation und zum Umlenken der von dem Flugleitsymbolbild ausgehenden Lichtstrahlen auf die Windschutzscheibe.

Bei einem vorgeschlagenen Luftfahrtinstrumentensystem dieser Art (deutsches Patent 12 92 504) wird ein Flugleitsymbolbild mit konstanter Größe über Umlenkspiegel auf den halbreflektierenden Teil einer Windschutzscheibe gelenkt, wobei zumindest ein über Stellmotoren verstellbarer Umlenkspiegel vorgesehen ist, dessen Stellung ausgehend von Meß- und Steuereinrichtungen derart gesteuert wird, daß, wenn der Pilot das Flugleitsymbolbild über dem Anfangspunkt einer Landebahn überlagert hält, sich das Luftfahrzeug auf einer asymptotischen Bezugsgleitbahn dieser Landebahn nähen. Dieses bekannte Luftfahrtinstrumentensystem setzt eine ausreichende Sicht voraus, damit das Flutleitsymbolbild durch entsprechende Steuerbewegungen zur Deckung mit dem Landebahnanfang gebracht werden kann.

Weiterhin ist bereits ein Luftfahrtinstrumentensystem bekannt (US-Patentschrift 24 26 184), das eine Kathodenstrahlröhre verwendet, auf deren Bildschirm von bodenseitigen Sendereinrichtungen abgeleitete Signale in zweckmäßiger Weise dargestellt werden. Das auf der

Kathodenstrahlröhre erzeugte Bild wird ebenfalls über entsprechende Umlenkspiegel- und Linsenanordnungen in das Blickfeld des Piloten projiziert, so daß dieses auf der Kathodenstrahlröhre erzeugte Bild dem Bildfeld des Piloten überlagert erscheint. Diese bekannte Anordnung weist jedoch den Nachteil auf, daß die Überlagerung des von den bordseitigen Instrumenten erzeugten Bildes mit der tatsächlichen Umgebung des Luftfahrzeuges nur dann übereinstimmt, wenn sich die Augen des Piloten in einer genau vorherbestimmten Lage befinden, ι ο Jede Bewegung des Kopfes des Piloten führt dazu, daß sich das von den bordseitigen Instrumenten erzeugte Bild nicht mehr mit dem tatsächlichen Bild der Umgebung oder beispielsweise einer Landebahn deckt.

Bei einem weiteren bekannten Luftfahrtinstrumentensystem (»Zeitschrift für Flugwissenschaften«, Juli 1957, Seite 191) wird das Kabinenfenster durch einen flachen Fernsehschirm ersetzt, durch den der Pilot fast ungehindert hindurchsehen kann, wenn der Bildschirm nicht eingeschaltet ist Dieser Bildschirm kann zur Darstellung von Radarechos vorzugsweise von Millimeterradar verwendet werden, um dem Piloten so ein Radarbild seiner Umgebung und auch einer Landebahn zu liefern. Im Landeanflug ist es jedoch erforderlich, dann schließlich das Fernsehbild abzuschalten, um den Landeanflug nach Sicht zu beenden, was in vielen Fällen in dieser kritischen Phase unerwünscht ist. Außerdem ist auch hier eine sichere Überdeckung des Radarbildes mit der tatsächlichen Lage einer Landebahn von der Blickrichtung des Piloten abhängig.

Weiterhin sind Instrumentensysteme bekannt (deutsche Patentschrift 10 26 632), bei denen auf einem Bildschirm einer Kathodenstrahlröhre eine Darstellung erzeugt wird, die die Lage des Flugzeuges gegenüber einem vorgegebenen festen Gleitweg darstellt, oder bei denen über mechanische Zeigerinstrumente die Lage eines Flugzeugsymbols gegenüber dem Gleitweg dargestellt wird, wobei gleichzeitig ein Bild einer Landebahn ebenfalls mechansich bewegbar in dem Instrument angeordnet ist Diese bekannten Systeme eignen sich jedoch nicht zur Einspiegelung in das Blickfeld des Piloten, so daß der Pilot beim Landeanflug zwischen der Betrachtung dieser Anzeigeeinrichtungen und der tatsächlichen Umgebung wechseln muß.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Luftfahrtinstrumentensystem der eingangs genannten Art zu schaffen, bei dem die Darstellung einer Landebahn oder ähnlicher Bodeneinrichtungen unabhängig von der Augenstellung des Piloten immer in Deckung mit dem tatsächlichen Bild liegt, so daß bei so Annäherung an den Boden und bei Erreichen eines Sichtkontaktes dem Piloten die tatsächliche Landebahn unmittelbar seiner vorherigen Landebahnanzeige überlagert erscheint

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadruch gelöst, daß zur Erzeugung des Flugleitsymbolbildes eine Kathodenstrahlröhre vorgesehen ist, daß das Flugleitsymbolbild eine teilweise oder vollständige Darstellung von Landebahnmerkmalen ist, daß die Kathodenstrahlröhre über Einrichtungen zur Änderung der Größe des Flugleitsymbolbildes entsprechend der Entfernung des Luftfahrzeuges zur Landebahn und den Abmessungen der Landebahn, über Einrichtungen zur Änderung des perspektivischen Aussehens des Flugleitsymbolbildes entsprechend seitlichen Abweichungen des Luftfahrzeu- <>^r> ges von einem ausgewählten Anflugweg zur Landebahn und über Einrichtungen zur Stabilisierung des Flugleitsymbolbildes gegen Längsneigungs-, Querneigungs- und Richtungsänderungen steuerbar ist, so daß das Symbolbild immer der Landebahn am Boden deckungsgleich überlagert ist, und daß die Einrichtungen zur Steuerung der Kathodenstrahlröhre ihrerseits in Abhängigkeit von boden- und bordseitig erzeugten Signalen gesteuert sind.

Durch diese Ausgestaltung des Luftfahrtinstrumentensystems wird unabhängig von der Ausgestaltung des Piloten ein Bild einer Landebahn oder ähnlicher Bodeneinrichtungen erzeugt, das immer mit dem tatsächlichen Bild übereinstimmt und sich mit diesem in Deckung befindet. Dies ist insbesondere bei einem Landeanflug bei schlechter Sicht wichtig, da es in diesem Fall nicht erforderlich ist, daß der Pilot bei Erreichen der Bodensichtgrenze seine Augen erst auf die Bodenmerkmale ausrichten und einstellen muß.

Gemäß einer vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung ist das Flugleitsymbolbild durch eine erste, die Landebahn-Schwelle darstellende Linienspur und eine zweite, die Mittellinie der Landebahn darstellende Linienspur auf dem Bildschirm der Kathodenstrahlröhre gebildet.

Gemäß einer bevorzugten Ausgestaltung der Erfindung sind die Einrichtungen zur Änderung des perspektivischen Aussehens des Flugleitsymbolbildes durch einen Landekursempfänger und einen Gleitwegempfänger gesteuert, wobei der Landekursempfänger ein erstes Signal proportional zur Winkelabweichung des Luftfahrzeuges gegenüber einer vertikalen Ebene durch die Landebahn-Mittellinie liefert, während der Gleitwegempfänger ein zweites Signal proportional zur Winkelverschiebung des Luftfahrzeuges gegenüber der Erdoberfläche bezüglich der Landebahn liefert.

Gemäß einer weiteren bevorzugten Ausgestaltung der Erfindung schließen die Einrichtungen zur Änderung des perspektivischen Aussehens des Flugleitsymbolbildes weiterhin Einrichtungen zur Erzeugung eines Signals, das proportional zu einem Bezugs-Gleitwegwinkel ist, Einrichtungen zur Erzeugung eines Signals, das proportional zur Abweichung des Luftfahrzeuges von dem Bezugsgleitpfad ist, und Einrichtungen zur Summierung beider Signale zur Erzeugung des zweiten Signals ein.

Zur Verbesserung des perspektivischen Aussehens des Flugleitsymbolbildes ist es dabei vorteilhaft, wenn Einrichtungen zur Änderung des Winkels am Schnittpunkt zwischen den Linienspuren des Flugleitsymbolbildes entsprechend dem ersten Signal vorgesehen sind.

Gemäß einer vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung ist weiterhin vorgesehen, daß Einrichtungen zur Erzeugung einer dritten Linienbahn auf der Kathodenstrahlröhre zur Darstellung des Horizonts vorgesehen sind. Dabei ist es weiterhin vorteilhaft, Einrichtungen zur Erzeugung eines Steuerkurs-Anzeigebildes auf der Kathodenstrahlröhre in einer Lage vorzusehen, die die Abweichung des Steuerkurses des Luftfahrzeuges vom Soll-Steuerkurs darstellt. Weiterhin ist es vorteilhaft, Einrichtungen zur Erzeugung eines oder mehrerer Bilder auf der Kathodenstrahlröhre vorzusehen, die Befehle für die Navigation des Luftfahrzeuges darstellen. Auf diese Weise werden dem Piloten alle für die Führung des Luftfahrzeuges erforderlichen Informationen auf dem halbreflektierenden Teil der Windschutzscheibe dargeboten, so daß während des Larideanflugs kein Wechsel der Augenstellung zwischen irgendwelchen im Armaturenbrett angeordneten Instrumenten und der Umgebung erforderlich ist.

Die Erfindung wird im folgenden anhand von in der

Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispielen noch näher erläutert

In der Zeichnung zeigt

F i g. 1 eine allgemeine Form der Darstellung, welche dem Piloten durch eine Ausführungsform des Luftfahrtinstrumentensystems dargeboten wird,

Fig.2a, 2b zusammen ein Blockschaltbild einer Ausführungsform des Luftfahrtinstrumentensystems,

Fig.3 ein schematisches Schaltbild eines Teils der Ausführungsform nach F i g. 2,

Fig.4 eine abgeänderte Art der Darstellung nach Fig. 1, bei der eine Luftfahrzeug-Steuerkursmarke vorgesehen ist,

F i g. 5 eine abgeänderte Ausführungsform des Blockschaltbildes nach den F i g. 2a und 2b, welches weitere Einrichtungen zur Erzeugung eines Horizontbildes und der Steuerkursmarke zeigt,

F i g. 6 eine weitere Ausführungsform des Luftfahrtinstrumentensystems mit Einrichtungen zur Übermittlung von Navigationsinformationen für den Piloten.

Die Form der Darstellung, die dem Piloten dargeboten wird, ist in F i g. 1 dargestellt. Bei der in dieser Figur gezeigten Ansicht ist angenommen, daß das Flugzeug sich einer Landebahn nähen und in diesem Augenblick eine Querneigung nach rechts um einen Winkel Φ aufweist. Das Flugzeug steigt geringfügig und hat eine nach oben gerichtete Längsneigung mit einem Winkel θ um die Horizontale. Das Flugzeug befindet sich links von der Mittellinie der Landebahn und steuert unter geringem Winkel von dieser weg.

Die Darstellung ist um den die Querneigung des Flugzeuges darstellenden Winkel Φ geneigt und umfaßt eine Horizontlinie, die um einen Winkel θ unter den Mittelpunkt 0 der Darstellung verschoben ist. Die Darstellung umfaßt außerdem ein aus einem horizontalen Balken bestehendes Bild und eine geneigte Linie, die durch einen Punkt T verläuft der die Lage eines Funkfeuers darstellt, das ein Signal für einen ILS-(Instrumentenlandesystem)-Empfänger im Flugzeug liefert. Der Punkt Γ ist um einen Betrag B gegenüber der Horizontlinie nach unten versetzt. Die geneigte Linie ist auf einen Fluchtpunkt P auf der Horizontlinie gerichtet, damit sie perspektivisch so erscheint, als ob sie entlang der Mittelline der tatsächlichen Landebahn liegt. Hierzu ist eine Linie erforderlich, die bezüglich der Vertikalen um einen Winkel β geneigt ist Das Bild zur Bestimmung dieses Winkels scheint auf eine vertikale Ebene vor dem Piloten projiziert zu sein.

Der Fluchtpunkt Pder Darstellung der Mittellinie der Landebahn ist von der Mitte der Darstellung um einen Betrag AH versetzt, der die Differenz zwischen dem Flugzeugsteuerkurs und der Landebahnrichtung darstellt, und zwar zusammen mit einem Korrekturausdruck Hs, welcher den als Folge der Querkomponente der Windgeschwindigkeit auftretenden Schiebewinkel des Luftfahrzeugs darstellt Der das Funkfeuer an der Schwelle der Landebahn darstellende Punkt T ist um einen weiteren Betrag D versetzt, welcher ein Maß der Versetzung des Flugzeuges von der durch das Funkfeuer bestimmten Landekurslinie ist und durch einen ILS-Empfänger gemessen wird. Die Größen B, D, Φ, AHund Hssind alle vom Ort des Piloten ausgehende Winkel, obwohl sie bei einer imaginären Projektion auf eine Vertikalebene, wie sie zur Bestimmung des perspektivischen Winkels β erforderlich ist, als Abstände betrachtet werden können.

Das Blockschaltbild einer Ausführungsform des Luftfahrtinstrumentensystems nach F i g. 2 verdeutlicht die Entstehung der Darstellung nach F i g. 1.

Die Darstellung erscheint mit hoher Bildhelligkeit auf dem Schirm einer Kathodenstrahlröhre 1 und wird mittels eines Linsensystems 2 auf eine halbreflektierende Oberfläche 3 projiziert, die so geneigt ist, daß das Bild der äußeren Ansicht oder Umgebung, wie sie durch die durchsichtige Fläche gesehen wird, überlagert erscheint. Die Oberfläche 3 kann ein Teil einer Flugzeug-Windschutzscheibe oder ein besonderer als

ίο Teil des Instruments vorgesehener Reflektor sein.

Ein Teil der Darstellung, der durch das Blockschaltbild des Luftfahrtinstrumentensystems nach F i g. 2 erzeugt wird, besteht aus einem Linienpaar, das der Landebahn-Mittellinie und einem Querbalken an der Landebahnschwelle entspricht. Diese beiden Linien werden auf dem Schirm der Kathodenstrahlröhre 1 abwechselnd in schneller Folge durch eine Zeitunterteilungs- oder Zeitmultiplex-Anordnung gebildet, weiche von einem schwingenden Schalter gesteuert wird.

Dieser Schalter besteht aus einer Betätigungsspule 4 und vier Paaren von Wechselkontakten 5,6,7 und 8. Ein Kontaktpaar 5 wird zur Erregung der Betätigungsspule 4 aus einer Gleichstromquelle 9 verwendet, um die Wechselkontakte in die in der Figur dargestellte obere Lage zu bringen, aus der sie eine Rückstellfeder 10 in die untere Stellung zurückbringt. Die Betätigungsfrequenz wird gemäß der Sehträgheit und der Nachleuchtkonstanten des Kathodenstrahlröhren-Schirmes gewählt, um eine scheinbar kontinuierliche Darstellung der beiden Linien zu erhalten. In den unteren Stellungen der Kontakte stellt das Bild die Mittellinie der Landebahn dar, während in den oberen Stellungen die erzeugte Linie den Querbalken an der Landebahnschweile veranschaulicht.

Die Kreiselgeräte des Luftfahrzeuges umfassen einen Rollwinkel-Signalgenerator 11 des Luftfahrzeuges, einen Längsneigungswinkel-Signalgenerator 12 und eine Einrichtung 13 zur Erzeugung eines den Steuerkurs des Luftfahrzeuges darstellenden Signals. Eine Höhenmeßeinrichtung 14, z. B. ein Funkhöhenmesser, liefert ein die Höhe Λ darstellendes Signal. Die Fluggeschwindigkeit wird direkt mittels eines Pitot-Rohres 15 gemessen, das so ausgebildet sein kann, daß es direkt ein elektrisches Signal liefert Der ILS-Empfänger 17 weist eine Einrichtung 16 zur Erzeugung von Signalen, die die Winkelhöhe E des Luftfahrzeuges oberhalb des durch das Funkfeuer bestimmten Gleitpfades sowie die Winkelabweichung D von dem Landekursweg darstellen. Der Pilot gibt in das Luftfahrtinstrumentensystem

so eine Gleitwegwähler-Einstellung 18, welche den Winkel γ des durch das Funkfeuer bestimmten Gleitpfades darstellt, eine Einstelleinrichtung 19, welche die Landebahnbreite W wiedergibt, und eine die Landebahnrichtung darstellende Einstellung 20 ein. Weiterhin gibt er einen Einstellwert 21 ein, welcher die Querkomponente der Windgeschwindigkeit darstellt Diese Größe wird dem Piloten üblicherweise über Funk vom Boden aus durchgegeben. Aus diesen Größen bildet das Instrumentensystem die erforderlichen Signale und legt diese an die Kathodenstrahlröhre 1 an, um das in F i g. 1 gezeigte Linienpaar zu bilden, das die Landebahn an einer solchen Stelle darstellt, daß es Ober dieser Landebahn liegt, wenn diese vom Flugzeug aus zu erkennen ist Es zeigt somit die Lage der Landebahn an, wenn der Pilot die Sicht zur tatsächlichen Landebahn bei tiefhängenden Wolken oder bei Nebel verlieren sollte.
Der Ausgang des Rollwinkel-Signalgenerators 11

wird an ein Koordinaten-Transformationssystem 22 angelegt, um eine Drehung der gesamten Darstellung um die Kathodenstrahlröhrenachse hervorzurufen. Das kann z. B. durch Drehung der Kathodenstrahlröhre als ganzes oder durch Drehung des Ablenksystems allein (insbesondere im Fall einer Röhre mit magnetischer Ablenkung) geschehen. Das Koordinaten-Transformationssystem 22 kann in einem solchen Fall allein aus einem Stellmotor bestehen, welcher so geschaltet ist, daß er die erforderliche Drehung bewirkt. ι ο

Die Größe des Bildes ist derart, daß sie sich umgekehrt mit der Entfernung des Luftfahrzeuges vom Funkfeuer ändert und außerdem direkt mit der Bildbreiten-Einstellung, welche vom Piloten an der Einstelleinrichtung 19 zur Wiedergabe der Landebahnbreite W eingestellt wird. Die Strecke zum Funkfeuer beträgt ///sin γο, d. h. die Bildgröße ist proportional zu (W ■ sin Yo)Ih, wobei h die gemessene Höhe des Luftfahrzeuges über Boden darstellt.

Diese Größe wird durch einen Sinusfunktions-Generator 23 erzeugt, welcher aus der Gleitwegwähler-Einstellung 18 ein zu Sinus γο proportionales Signal erzeugt. Dieses Signal wird dann in einem Multiplikator 24 mit dem die Landebahnbreite darstellenden Signal W multipliziert. Es wird dann in einer Dividiereinrichtung 25 durch das Signal h geteilt. Wenn das Instrumentensystem nur zur Verwendung in Starrflügel-Flugzeugen üblicher Bauart bestimmt ist, bei denen der Gleitwegwinkel immer gering ist, so kann der Sinusfunktionsgenerator 23 fortgelassen werden, da der Winkel γο für kleine Winkel in guter Näherung gleich seinem Sinus ist.

Das den Ausdruck (W ■ sin γ_ο)/1ι darstellende Signal wird an zwei Multiplikatorschaltungen 26 und 27 geliefert, die mit dem oberen bzw. dem unteren Kontakt einer der Wechselkontaktpaare 6 des Zeitunterteilungsschalters verbunden sind. Ein Oszillator 28 liefert eine kontinuierliche Schwingung, welche an die Multiplikatorschaltung 26 direkt und außerdem nach Gleichrichtung in einem Gleichrichter 29 an die Multiplikatorschaltung 27 angelegt ist, um jeweils die Schwingungskomponenten der Ablenkspannungen oder des Stromes für die Erzeugung des Querbalkens und der Mittellinie des Landebahnbildes zu liefern. Die Spannung des Schalt ^r-Wechselkontaktpaares 6 wird parallel an zwei Gleichstrom-Wiederherstellungsschaltungen 30 und 31 angelegt, welche die Signale auf einen Gleichstrompegel bringen, der die erforderliche Versetzung des Bildes von der Mitte der Horizontlinie der Darstellung wiedergibt. Die Erzeugung dieser Gleichspannungen wird weiter unten beschrieben.

Das Landekurssignal aus dem ILS-Empfänger 17 wird in einem Modulator 32 moduliert und an eine Summierstufe 33 angelegt. Die Differenz zwischen der eingestellten Landebahnrichtung und dem gemessenen Flugzeugsteuerkurs wird an einem Vergleicher 34 erhalten und ebenfalls auf die Summierschaltung 33 gegeben, und zwar zusammen mit einem Signal, das den Schiebewinkel Hs wiedergibt, der durch Einspeisung der gemessenen Fluggeschwindigkeit und der eingestellten Seitenwindgeschwindigkeit 21 in einer Resolverstufe 35 erhalten wird. Der Ausgang der Summierstufe 33 wird in einem Demodulator 36 gleichgerichtet, so daß ein Gleichstromsignal entsteht, das die erforderliche Seitenversetzung des Schwellenpunktes T(F i g. 1) wiedergibt. Dieses Signal wird bei der oberen Stellung des Wechselkontaktpaares 7 direkt in die Gleichstrom-Wiederherstellungsschaltung 30 eingegeben.

Der gemessene Längsneigungswinkel Θ, der voreingestellte Gleitpfadwinkel γ₀ und die gemessene Winkelabweichung E (diese Größe wird an dem Gleitpfadempfänger erhalten und in einem Modulator 37 moduliert) werden einer Summierstufe 38 zugeführt, deren Ausgang in einem Demodulator 39 gleichgerichtet wird, um ein Gleichstromsignal zu bilden, das die Vertikalverschiebung des Schwellenpunktes Γ von der Mitte der Darstellung aus wiedergibt. Dieses Signal wird bei der oberen Stellung des Wechselkontaktpaares 8 der Gleichstrom-Wiederherstellungsschaltung 31 zugeführt.

Das modulierte Signal wird aus dem Modulator 37, das die Abweichung £von dem Gleitpfad darstellt, wird zu dem Gleitpfadwinkel γο aus dem Gleitwegwähler 18 in einer weiteren Summierstufe 40 addiert, um eine Eingangsgröße für eine Resolverstufe 41 zu bilden. Der andere Eingang wird durch das modulierte Signal aus dem Modulator 32 geliefert, das die Landekursversetzung D wiedergibt. Die Resolverstufe 41 betätigt eine Resolverschaltung 42, die zwei Ausgangsgrößen liefert, die proportional zu B und zu D sind und den Sinus und Kosinus des Winkels j3 (Fig. 1) wiedergeben. Diese Komponenten werden den Multiplizierschaltungen 43 und 44 zugeführt, die an die unteren Kontakte der Wechselkontaktpaare 7 und 8 geschaltet sind, so daß sie in der oberen Stellung des Zeitunterteilungsschalters unwirksam sind. Die an die Kathodenstrahlröhre 1 angelegten Signale erzeugen dann den Querbalken des Bildes. In der unteren Stellung des Schalters wirken sie jedoch in der Weise, daß sie Versetzungen hervorrufen, die proportional zum Sinus und dem Kosinus des Winkels j3 sind. Sie erzeugen somit das die Mittellinie der Landebahn wiedergebende Bild, welches unter dem richtigen perspektivischen Winkel verläuft, so daß es der Ansicht der tatsächlichen Landebahn überlagert ist.

Die soeben an Hand von F i g. 2 beschriebene Schaltungsanordnung bildet die für die Kathodenstrahlröhre erforderlichen Signale und speist diese damit, so daß der Teil der Darstellung nach F i g. 1 gebildet wird, der aus dem die Lage und Richtung der Landebahn bestimmenden Linienpaar besteht, das in der richtigen Lage der tatsächlichen Landebahn überlagert ist, wenn diese vom Platz des Piloten aus beobachtet wird.

F i g. 3 zeigt eine Ausführungsform der durch die Resolverstufe 41 Γη F i g. 2 dargestellten Resolveranordnung. Bei dieser Anordnung werden zwei Feldspulen 45 und 46 durch Wechselstromsignale von dem Modulator 32 bzw. der Summierstufe 40 gespeist, welche die Größen D und B nach F i g. 1 darstellen. Eine Geberspule 47 wird von einem Servomotor 48 gedreht, der mittels eines Rückführungskreises derart mit Strom versorgt wird, daß die Spule 47 sich dreht, bis die die Lage erreicht, bei der sie ein Null-Signal empfängt. Die Welle dieses Servomotors bildet dann ein den Winkel β darstellendes mechanisches Signal für die Resolverschaltung 42 nach F i g. 2.

Die in Fig.4 gegebene Darstellung entspricht im wesentlichen der F i g. 1, jedoch mit der Ausnahme, daß sie eine Stuerkursmarke Mumfaßt, die vom Mittelpunkt der Darstellung um einen Betrag ΔΗ+ Hs abgelenkt ist, d. h. die Abweichung des Flugzeugsteuerkurses von der voreingestellten Richtung der Landebahnachse wird dargestellt, die für den Schiebewinkel des Flugzeuges als Folge der Wirkung von Seitenwinden korrigiert ist.

Die zusätzlichen Schaltungsanordnungen, welche zur Erzeugung der Horizontlinie und der Steuerkursmarke für eine solche Darstellung notwendig sind, sind in F i g. 5 dargestellt, wobei die mit Buchstaben bezeichne-

709 582/1

ten Eingangsklemmen a bis j den in gleicher Weise bezeichneten Klemmen in den Fig. 2a und 2b entsprechen.

Die Kathodenstrahlröhre 1 wird wie zuvor durch ein Koordinatentransformationssystem 22 betätigt, welches hier aus einem elektrischen Transformations-Netzwerk besteht. Ein Zeitunterteilungsschalter ergibt eine zeitliche Unterteilung der Eingangsgröße der Kathodenstrahlröhre über das Koordinaten-Transformationssystem auf drei Sätze von Eingangssignalen:

einen das Landebahnbild erzeugenden Satz, der bereits anhand der Fig. 2a und 2b beschrieben wurde,

einen die Horizontlinie erzeugenden Satz und einen dritten, die Steuerkurzmarken-anzeige bildenden Satz.

Diese Zeitunterteilung wird durch einen motorbetätigten Schalter herbeigeführt. Hierzu ist ein Motor 49 so angeordnet, daß er Schleifarme über vier Kontaktreihen 50,51,52,53 dreht, von denen jeder aus drei Kontakten besteht. In der dargestellten Lage, bei der das Landebahnbild erzeugt wird, sind die Eingänge des Koordinaten-Transformationssystems an die Klemmen a und b geschaltet. Zwei Umkehrschaltungen 54 und 55 erzeugen elektrisch invertierte Signale, welche für diesen Typ eines Koordinaten-Transformationssystems erforderlich sind. Die Klemme j ist mit dem Rollwinkel-Signalgenerator 11 nach F i g. 2a verbunden und erzeugt das Signal für das Koordinaten-Transformationssystem, in Abhängigkeit von dem die gesamte Darstellung verdreht wird, um den Horizontlinienpegel trotz einer Rollbewegung des Luftfahrzeuges aufrechtzuerhalten.

In der nächsten Stellung der Schleifarme im Uhrzeigersinn wird ein Signal aus dem Oszillator 28 über die Klemme b angelegt, um eine horizontale Ablenkung des Kathodenröhrenstrahls hervorzurufen. Ein Längsneigungswinkelsignal aus dem Längsneigungswinkelsignalgenerator 12 nach Fig.2a wird in dem Demodulator 56 demoduliert und an die vertikale Ablenkung der Kathodenstrahlröhre 1 angelegt, um die notwendige Vertikalversetzung der Horizontlinie zu bewirken, damit diese unabhängig von Änderungen der Flugzeuglängslage wird.

Bei der dritten Stellung der Schleifarme des Zeitunterteilungsschalters wird das Steuerkursmarken-Signal erzeugt. Es wird eine Vertikalbewegung des Kathodenröhrenstrahls durch ein Ablenksignal aus der gleichgerichteten Schwingung am Ausgang des Gleichrichters 29 nach Fig. 2b abgeleitet, das durch den Widerstand 57 abgeschwächt und über eine Gleichstrom-Wiederherstellungsschaltung 58 an das vertikale Ablenksystem der Kathodenstrahlröhre 1 angelegt wird. Die ständige Vorspannung an der Gleichstrom-Wiederherstellungsschaltung 58 wird in der weiter unten beschriebenen Weise erzeugt, um zu gewährleisten, daß die Steuerkursanzeigemarke auf der Horizontlinie erscheint.

Um die notwendige Gleich-Vorspannung zu erhalten, wird das Querneigungs- oder Rollwinkel-Signal von der Klemme j umgeformt, um den Tangens des Rollwinkels in dem Funktionsgenerator 59 darzustellen. Es wird in dem Multiplikator 60 mit dem ΔΗ+Hs darstellenden Signal multipliziert. Schließlich wird hierzu in der Summierschaltung 61 das den Längsneigungswinkel darstellende Signal addiert. Das summierte Signal wird in dem Demodulator 62 demoduliert und an die Gleichstrom-Wiederherstellungsschaltung 58 geliefert, um die erforderliche Gleich-Vorspannung zu bilden.

Die Vertikalversetzung der Steuerkursmarkenanzeige trägt somit sowohl der Querneigungs- als auch der Längsneigungslage des Luftfahrzeuges Rechnung, so

daß die Anzeige bei allen Luftfahrzeuglagen auf der Horizontlinie erscheint.

F i g. 6 zeigt, wie die durch die mit dem vorstehend beschriebenen Schaltungen erzeugten Bilder mit weiteren Einrichtungen zur Übermittlung von Navigationsinformationen an den Piloten kombiniert werden können. In dieser Figur ist das weiter oben anhand der F i g. 2 und 5 beschriebene Instrumentensystem durch den Block 63 veranschaulicht. Es erzeugt ein Bild, welches nach Reflexion an dem Reflektor 64 von dem Piloten im Unendlichen gesehen wird. Es ist äußeren Gegenständen durch Reflexion an der durchsichtigen halbreflektierenden Oberfläche 65 überlagert. Ein weiterer Teil des Instrumentensystems, der durch den Block 66 wiedergegeben ist, erzeugt ein weiteres Bild, welches die Flugleitgerät-Befehle darstellt. Dieses Gerät ist von der in der deutschen Patentschrift 12 92 504 beschriebenen Art. Dieses Bild kann gemäß den Abweichungen des Steuerkurses des Luftfahrzeuges von der Landebahnrichtung seitlich bewegt werden. Es wird für den Schiebewinkel durch einen Spiegel 67 korrigiert, der durch einen Servomotor 68 geschwenkt werden kann, dessen Bewegung durch die am Punkt Jt in Fig.5 erscheinende Spannung gesteuert wird. Dieses Bild ist vorzugsweise von anderer Farbe als das Landebahnbild. Durch Ausrichtung des Flugleitgerät-Anzeigebildes mit dem Landebahnbild kann der Pilot bei Annäherung an die Landebahn sogar bei begrenzter Sicht unterstützt so werden.

Hierzu 4 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Luftfahrtinstrumentensystem zur Darstellung eines Flugleitsymbolbildes auf einem halbreflektierenden Teil einer Windschutzscheibe eines Luftfahrzeuges, derart, daß diese Darstellung vom Piloten aus gesehen im Unendlichen und der Landebahn überlagert erscheint, mit einer Vorrichtung zur dauernden Erzeugung eines Flugleitsymbolbildes, das aus drahtlos von einer Bodenstation empfangenen, die Lage des Luftfahrzeuges relativ zur Landebahn darstellenden Signalen gewonnen wird, und Einrichtungen zur Kollimation und zum Umlenken der von dem Flugleitsymbolbild ausgehenden Lichtstrahlen auf die Windschutzscheibe, dadurch gekennzeichnet, daß zur Erzeugung des Flugleitsymbolbildes eine Kathodenstrahlröhre (1) vorgesehen ist, daß das Flugleitsymbolbild eine teilweise oder vollständige Darstellung von Landebahnmerkmalen ist, daß die Kathodenstrahlröhre über Einrichtungen (Oszillator 28, Multiplikatorschaltungen 26, 27) zur Änderung der Größe des Flugleitsymbolbildes entsprechend der Entfernung des Luftfahrzeuges zur Landebahn und der Abmessungen der Landebahn, über Einrichtungen (Multiplizierschaltung 43, Servomotor 48) zur Änderung des perspektivischen Aussehens des Flugleitsymbolbildes entsprechend seitlicher Abweichungen des Luftfahrzeuges von einem ausgewählten Anflugweg zur Landebahn und über Einrichtungen (Rollwinkel-Signalgenerator 11, Längsneigungswinkel-Signalgenerator 12) zur Stabilisierung des Flugleitsymbolbildes gegen Längsneigungs-Querneigungs- und Richtungsänderungen steuerbar ist, so daß das Flugleitsymbolbild immer der Landebahn am Boden deckungsgleich überlagert ist, und daß die Einrichtungen (Oszillator 28, Multiplikatorschaltungen 26, 27; Multiplizierschaltung 43, Servomotor 48; RoII-winkel-Signalgenerator 11, Längsneigungswinkel-Signalgenerator 12) zur Steuerung der Kathodenstrahlröhre (1) ihrerseits in Abhängigkeit von boden- und bordseitig erzeugten Signalen gesteuert sind.

2. Luftfahrtinstrumentensystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Flugleitsymbolbild durch eine erste, die Landebahn-Schwelle darstellende Linienspur und eine zweite, die Mittellinie der Landebahn darstellende Linienspur auf dem Bildschirm der Kathodenstrahlröhre gebildet ist.

3. Luftfahrtinstrumentensystem nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtungen (Multiplizierschaltung 43, Servomotor 48) zur Änderung des perspektivischen Aussehens des Flugleitsymbolbildes durch einen Landekursempfänger (17) und einen Gleitwegempfänger (16) gesteuert sind und daß der Landekursempfänger ein erstes Signal proportional zur Winkelabweichung des Luftfahrzeuges gegenüber einer vertikalen Ebene durch die Landebahn-Mittellinie liefert, während der Gleitwegempfänger ein zweites Signal proportional ω zur Winkelverschiebung des Luftfahrzeuges gegenüber der Erdoberfläche bezüglich der Landebahn liefert.

4. Luftfahrtinstrumentensystem nach Anspruch 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtun- b5 gen zur Änderung des perspektivischen Aussehens des Flugleitsymbolbildes weiterhin Einrichtungen (16) zur Erzeugung eines Signals, das proportional zu einem Bezugs-Gleitwegwinkel ist, Einrichtungen (Längsneigungswinkel-Signalgenerator 12, Gleitwegwähler-Einstellung 18) zur Erzeugung eines Signals, das proportional zur Abweichung des Luftfahrzeuges von dem Bezugs-Gleitpfad ist und Einrichtungen (Summierstufen 38, 40) zur Summierung beider Signale zur Erzeugung des zweiten Signals einschließen.

5. Luftfahrtinstrumentensystem nach Anspruch 1 oder 4, gekennzeichnet durch Einrichtungen (Resolverstufe 41) zur Änderung des Winkels am Schnittpunkt zwischen den Linienspuren des Flugleitsymbolbildes entsprechend dem ersten Signal.

6. Luftfahrtinstrumentensystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch Einrichtungen (Block 66, Spiegel 67, Servomotor 68) zur Erzeugung einer dritten Linienbahn auf der Kathodenstrahlröhre zur Darstellung des Horizonts.

7. Luftfahrtinstrumentensystem nach Anspruch 6, gekennzeichnet durch Einrichtungen (13, 20, Vergleicher 34) zur Erzeugung eines Steuerkurs-Anzeigebildes auf der Kathodenstrahlröhre in einer Lage, die die Abweichung des Steuerkurses des Luftfahrzeuges vom Soll-Steuerkurs darstellt.

8. Luftfahrtinstrumentensystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch Einrichtungen (Block 66) zur Erzeugung eines oder mehrerer Bilder auf der Kathodenstrahlröhre (1) die Befehle für die Navigation des Luftfahrzeuges darstellen.