DE1448686C3

DE1448686C3 - Vorrichtung zur Korrektur des Kardanfehlers eines elektrischen Kurssignals

Info

Publication number: DE1448686C3
Application number: DE1448686A
Authority: DE
Inventors: Joseph Merit Branom; William Walther Burmeister; James Robert Dohogne
Original assignee: Sperry Rand Corp
Current assignee: Sperry Corp
Priority date: 1962-05-28
Filing date: 1963-05-28
Publication date: 1974-04-04
Also published as: DE1448686B2; DE1448686A1; JPS4929596B1; US3196332A

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Vorrichtung zur Korrektur des Kardanfehlers eines elektrischen Kurssignals, das vom Synchro-Geber eines Kurskreisels oder eines anderen kardanisch gelagerten Kursmeßinstrumentes einem Synchro-Empfänger zugeführt ist, mittels einer elektromagnetischen Korrekturschaltung, die von einem Lotfühler oder Vertikalkreisel gesteuert wird und in Abhängigkeit vom Roll- und/oder Blickwinkel eines Trägerfahrzeuges (Flugzeug) Korrektiirsignale erzeugt.

Bei einer bekannten Vorrichtung zur Korrektur des Kardanfehlers eines elektrischen Kurssignals (USA.-Patentschrift 2 464 544) wird ein mechanisch angetriebenes Element von der Art eines Funktionsdrchmeldcrs in der Korrekturstufe einer mechanischen Nachlaufanordnimg verwendet, um ein korrigiertes Kurssignal zu erzeugen. Diese bekannte Vorrichtung weist einen sehr komplizierten mechanischen Aufbau und einen hohen Raumbedarf auf. so daß diese bekannte Vorrichtung für eine Anwendung in Luftfahrzeugen nicht geeignet ist. Ein weiterer Nachteil dieser bekannten Vorrichtung ergibt sich durch die relativ lange zur Nachstellung bzw. Korrektur benötigte Einstellzeit, die insbesondere bei modernen Luftfahrzeugen untragbar ist.

ίο Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Vorrichtung der eingangs genannten Art zu schaffen, bei der bei geringem Raumbedarf und geringem mechanischem Aufwand eine sehr schnelle und genaue Korrektur des Kardanfehlers erfolgt.

Diese Aufgabe wird erfindiingsgemäß dadurch gelöst, daß die Korrekturschaltung eine in eine Verbindiingsleitung zwischen Synchron-Geber und Synchro-Empfänger eingeschaltete Impedanz ist, deren Impedanzwert entsprechend einer vorgegebenen Korrektur-Winkelfunktion veränderbar ist.

Diese in ihrem Impedanzwert änderbare Impedanz kann beispielsweise in einer Form ausgeführt sein, wie sie in der Literaturstelle »Electronic Measurements« von Terman & Pettit, McGraw Hill Electrical and Electronic Engineering Series, New York, 1952, S. 621 bis 622, beschrieben ist. Eine derartige mechanisch veränderbare Impedanz könnte über einen Servomotor angetrieben werden und entsprechend des Lagensignals von dem Lotfühler oder Vertikalkreisel eingestellt werden.

Gemäß einer vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung ist die Impedanz als Transformator ausgebildet. Auf diese Weise ist es möglich, den Impedanzwert der Impedanz vollständig ohne mechanisch betätigte Teile zu ändern. Ein Beispiel für eine veränderliche impedanz, die durch einen Transformator gebildet ist, ist in der Literaturstelle »Magnetic Circuits and Transformers« des MTI, Verlag John Wiley & Sons, Inc., New York, 1943, beschrieben.

Gemäß einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung kann" die Impedanz als änderbare Induktivität ausgebildet sein. Dabei ist es möglich, das elektrische Kurssignal entsprechend der Querneigungslage des Trägerfahrzeuges oder entsprechend der Längsneigungslage des Trägerfahrzeuges zu ändern. Weiterhin ist es möglich, das elektrische Kurssignal sowohl in Abhängigkeit von der Qiierneigungslage als auch von der Längsneigungslage des Trägerfahrzeuges zu ändern.

Gemäß einer vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung ist ein Funktionsgenerator zur Steuerung der veränderlichen Impedanz vorgesehen, wobei dieser Funktionsgenerator auf das oder die Lagensignal(e) zur Erzeugung eines Kompensationssignals anspricht.

Durch die erfindungsgemäße Ausgestaltung der Vorrichtung ergibt sich der Vorteil, daß keine oder nur wenig aufwendige mechanische Bauteile mit einer sich daraus ergebenden sehr kurzen Eigenverzögerungszeit erforderlich sind und daß der Raumbedarf und die erforderliche Wartung der Vorrichtung wesentlich verringert wird.

Die Erfindung wird im folgenden an Hand von in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispielen erläutert. In der Zeichnung zeigt

F i g. 1 eine graphische Darstellung des Kardanfehlers Eg im Kurssignal eines Flugzeug-Kurskreisels als Funktion des tatsächlichen Flugzeugkurses bei einem Querneigungswinkel von 60°,

F i g. 2 ein scliematisches Schaltbild einer Ausführungsform der Vorrichtung zur Korrektur des Kardanfehlers,

F i g. 3 eine graphische Darstellung des Fehlers £._v als Funktion des übertragenen Kurswinkels in dem Übertragungssystem gemäß F i g. 2,

F i g. 4 ein schematisches Schaltbild einer Ausführungsform der Vorrichtung,

-Fig. 5 ein schematisches Schaltbild einer weiteren Ausführungsform der Vorrichtung,

F i g. 6 ein Schaltbild, eines Funktionsgenerators zur Änderung des Impedanzwertes der Impedanz.

Der Kurs eines Flugzeuges ist definiert als Winkel zwischen der Längsachse des Flugzeuges gegenüber einer festgelegten Richtung, und zwar gewöhnlich der Nord-Süd-Richtung, die in einem Kreiselgerät durch eine Linie definiert wird, z. B. durch die Drehachse des Kreiselrotors in einem Bauteil des Apparates, der von einer Kardanaufhängung getragen wird. Der tatsächliche Kurswinkel wird in einer echten Horizontalbezugsebene gemessen. Infolge des Kardanfehlers sendet der Synchro-Geber, der auf einem Richtungskreisel -gelagert ist, ein Kurssignal, das sich von dem tatsächlichen Kurs durch die folgende Gleichung unterscheidet, wenn das Flugzeug mit seiner Ebene nicht in dieser Horizontalebene liegt:

tan C₀ = tan γ (cos Φ sec θ — tan (9 sin Φ). (1)

Hierbei ist

G₀ der verfälschte von dem Kreisel übertragene Kurswinkel, d. h. ein Kurswinkel, der in der Ebene des Flugzeuges gemessen wurde;

γ ist der tatsächliche Flugzeugkurs;

Φ ist der Flugzeugrollwinkel;

Θ ist der Fliigzeugrieigiingswinkel;
(G₀ und γ sind gegenüber der Kreiseldrehachse gemessen).

Wenn der Flugzeugneigungswinkel als Null anzusehen ist, wird der ausgesandte Kurs:

tan ί >

lan

3 Z, 3 Z₁ 2 Z„

Dabei ist

Z₁ == Z₁

Ll Z.,

z„

der Empfängerwinkel, der Geberwinkel, Summe der Impedanz eines Zweiges des Synchro-Gcbers und der Impedanz eines Zweiges des Empfängers,

die Unsymmetrie der Impedanz, die zwischen einem Paar entsprechender Zweige des Synchro-Gebers und -Empfängers auftritt.

Aus der obigen Gleichung ergibt sich tan \ (1— /;)
r tan² λ ' ·

tan (Es) =

(6)

wobei £.v = der Synchrofehler - Ll \ und

3 Z₁
3 Zt ■ 2Z„ "

P ^r=

Eine graphische Darstellung, die diesen Fehler als Funktion des empfangenen Kurses (\) darstellt, ist in Fig. 3 gezeigt.

Wenn der Synchro-Geber, der auf einem Richtungskreisel angeordnet ist, in der Weise ausgerichtet wird, daß die Potentialdifferenz, die zwischen den Zweigen B und C auftritt, Null wird, wenn die Drehachse auf die Längsachse des Flugzeuges ausgerichtet ist, wird • Ll-G₀, und die Gleichung (5) ergibt:

35 tan C₀ = tan \

(7)

Wenn diese mit Gleichung (2) kombiniert wird, ergibt sich:

40 ρ tan \ —y cos Φ ,
Um den. Kardanfehler zu korrigieren, wird

(8)

C₀ = tan γ cos Φ .

(2)

Gemäß der gegebenen Definition ergibt sich der Kardankursfehler aus:

tan -x = tan γ, und ρ = cos Φ = ^r

3 Z,

3 Z, - 2 Zu

aus welcher sich ergibt:

En = G_n

(3) Ζ* =-,-Ζ» (sec Φ-1).

(10)

Demgemäß ist die Gleichung für den Kardanfehler:

_t _ ■ ' (cos Φ - 1) .

tan Eg·= tan γ — —

1 -j- tan γ cos Φ

(4)

Wenn man diese Gleichung in Koordinaten von Eg als Funktion von γ aufträgt, ergibt sich der Kardanfehler als Zweiperiodenfehler für Jeden gegebenen Wert des Querneigungswinkels Φ. Ein typisches Beispiel ist in F i g. 1 für einen Querneigungswinkel von 60° und einen Längsneigungswinkel von Null dargestellt.

Im folgenden wird auf F i g. 2 der Zeichnung Bezug genommen. Wenn die Impedanz in einem Zweig eines Synchro-Übertragungssystems unsymmetrisch gemacht wird, ergibt sich der Winkel der Achse des resultierenden Flusses in dem Synchro-Empfänger gegenüber dem Winkel in dem Synchro-Geber aus der folgenden Gleichung:

Die Gleichung (10) definiert den Impedanzwert, der bei einem gegebenen Querneigungswinkel erforderlich ist, um den Kardanfehler zu kompensieren. Es ist eine genaue Ausrichtung zwischen den Winkelstel-' lungen der Drehachse, der Nullstellung des Synchros und der Flugzeuglängsachse notwendig, um eine ordnungsgemäße Arbeitsweise des Systems zu gewährleisten.

Das vorgeschriebene System kann so erweitert werden, daß eine Kompensation der Kardanfehler gewährleistet wird, die infolge einer Längsneigung des Flugzeuges auftreten, die mit dem Winkel (θ) gekennzeichnet ist. Zu diesem Zweck werden die B- und C-Synchro-Zweige genullt, wenn die Kreiseldrehachse auf die Querachse des Flugzeuges ausgerichtet ist. Die Gleichung lautet dann!

tan C₀ = tan γ cos Θ (Kardanfehler), (U)

6o

i 448 686

UiIiC₀ -· /) lan \ (Synchro). (12) Durch Kombination ergibt sich:

/) tan \ ----- tan γ cos (-). (13) Daraus ergibt sich:

ρ -: cos Θ (14)

und Z_u ·--= 2 Z, (sec6> -1). (15)

Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung ist zwecks Korrektur des Kardanfehlers infolge des Flugzeugquerneigungswinkels, wie in F i g. 4 dargestellt, eine Servoschleife vorgesehen, die auf den Querneigungsausgang eines Vertikalkreisels anspricht, um eine Impedanz zu ändern, die in Reihe "mit einem Zweig des Sendersynchros liegt, der auf dem Richtungskreisel gelagert ist. Die Drehachse eines Richtungskreisels 10 ist in üblicher Weise mittels eines Flußventils 9 beeinflußt, das auf das erdmagnetische Feld in einer Weise anspricht, wie dies im einzelnen in der USA.-Patentschrift 2 357 319 beschrieben ist. Der Rotor 11 eines Synchro-Gebers 12 ist auf dem vertikalen Drehzapfen des Richtungskreisels 10 gelagert und wird durch eine geeignete Wechselspannungsquelle erregt. Die im Stern geschalteten Zweige des Stators 13 des Gebers 12 sind über Leitungen 14, 15 und 16 mit den in entsprechender Sternschaltung liegenden Zweigen des Stators 20 des Synchro-Empfängers 21 verbunden. Wenn die Erfindung nicht Anwendung fände, würden die Ausgangssignale des Rotors 22 des Synchro-Empfängers 21 den Ausgangssignalen des Synchro-Gebers 12 entsprechen und deshalb einen Kardanfehler aufweisen, wie dies oben im einzelnen auseinandergesetzt wurde, wenn das Flugzeug sich in einer Querneigungsstellung befindet. Gemäß den Lehren der Erfindung ist eine variable Impedanz 23 in Form eines Induktors in Reihe mit der Leitung 14 geschaltet, um ein Kompensationssignal zu erzeugen, daß das Kardanfehlersignal in der, vorbeschriebenen Weise auslöscht.

Es ist außerdem ein Vertikalkreisel 24 in dem Flugzeug vorgesehen, in welchem der Richtungskreisel 10' gelagert ist. Der Vertikalkreisel 24 erzeugt ein Signal, das von dem Querneigungssynchrosender 25 herrührt und die Querlage des Flugzeuges darstellt und demgemäß auch die Querlage des .Richtungskreisels 10. Das Querneigungssignal des Senders 25 wird einem Querneigungssynchroempfänger 26 übermittelt, dessen Rotor 27 über eine Servoschleife 30 eingestellt wird, die aus einem Servoverstärker 31, einem Servomotor 32, einem Rückkopplungsgenerator 33 und einem Zahngetriebe 34 besteht.

Die Servoschleife 30 treibt den Rotor 27 des Querneigungsempfängers 26 in einer Richtung und über einen Winkel derart an, daß das Querlagesignal Null wird. Die Servoschleife 30 verändert gleichzeitig die Induktanz der variablen Impedanz 23, da die variable Impedanz 23 an das Zahngetriebe 34 angeschlossen ist. Die variable Impedanz 23 wird in der Weise verändert, daß ein Kompensationssignal der in F i g. 3 ersichtlichen Art erzeugt wird, um das Fehlersignal zu kompensieren, das infolge des Kardanfehlers eingeführt wird, wenn das Flugzeug in die Querneigungslage übergeht, wie dies unter Bezugnahme auf F i g. 1 beschrieben wurde.

F i g. 5 der Zeichnung zeigt ein weiteres Ausführungsbeispiel der Erfindung, bei welchem ein Transformator 40 vorgesehen ist, dessen Ausgangswicklung 41 in Reihe mit der Leitung 14 geschaltet ist. Die Eingangswicklung 42 des Transformators 40 ist an einen Generator 43 angeschlossen, der seinerseits auf das Querneigungssignal des Querneigungssenders 25 des Vertikalkreisels 24 anspricht.

Die Impedanz in der Leitung 14 kann dadurch

ίο verändert werden, daß die Charakteristiken des Transformators 40 und des Generators 43 so ausgelegt werden, daß das erforderliche Kompensationssignal erzeugt wird. Bei dem Ausführungsbeispiel nach F i g. 5 wird der zusätzliche Vorteil gegenüber der Ausführungsform nach F i g. 4 erzielt, daß keine beweglichen Teile erforderlich sind.

F i g. 6 veranschaulicht ein Schaltbild eines Funktionsgenerators 43 gemäß F i g. 5 im Falle eines speziellen Übertragungssystems.

Die durch das Querneigungssynchro 45 am Vertikalkreisel erzeugten Querneigungssignale werden einem Empfängersynchro-Signalgenerator 46 übertragen. Die Sekundärwicklung des Synchro 46 erzeugt ein Q'uerneigungsausgangssignal, das dem Sinus des Querneigungswinkels Φ proportional ist. Dieses Signal wird der Primärwicklung eines Querneigungseingangstransformators 47 zugeführt. Die Sekundärwicklung dieses Transformators ist in der Mitte angezapft und bildet in Verbindung mit zwei Diodengleichrichtern 48,49 eine übliche Zweiwegegleichrichterschaltung, die eine gleichgerichtete Abwandlung'des zwischen den Klemmen 50, 51 auftretenden Eingangssignals liefert. Das auf diese Weise erzeugte Signal ist demgemäß ein Gleichspannungssteuersignal, das in seiner Größe dem Sinus des Querneigungswinkels des Flugzeuges entspricht.

Dieses Gleichstromsteuersignal wird über eine Signalformstufe übertragen, die aus Dioden 52, 53, Widerständen 54, 55, einem veränderbarem Widerstand 56 und Thermistoren 57, 58 besteht, und zwischen ' Basis des Transistors 59 und Erde zugeführt. Der Emitter des Transistors ist über einen Emitterwiderstand 60 geerdet. Die Transistorschaltung wird von einer Gleichstromquelle gespeist, deren negativer Zweig geerdet ist. Der positive Zweig ist an den Kollektor des Transistors über einen Entkoppelungswiderstand 61, Widerstände 62 und 63 und einem Diodengleichrichter 64 verbunden. Die Verbindung zwischen den Widerständen 61 und 62 ist über einen Entkopplungskondensator 65 geerdet. Über einen Rückkopplungswiderstand 66 ist eine negative Rückkopplung zwischen dem Kollektorkreis und der Basis geschaffen. Die Schaltung arbeitet in der Weise, daß die Impedanz in dem Zweig 14 des Kursdatensynchro-Übertragungssystems verändert wird, das durch die .,Leitung 14 dargestellt wird, wobei die Veränderung über die Primärwicklung 41 des Transformators 40 erfolgt. Die Größe dieser Impedanz hängt von der an die Sekundärwicklung 42 angeschlossenen Impedanz ab. Diese Wicklung ist über einen Kondensator 67 zwischen Kollektor des Transistors 59 und Erde geschaltet.

Die Schaltung arbeitet infolge der Tatsache, daß die Wechselstromleitfähigkeit des inneren Kollektor-Emitter-Kreises des Transistors 59 von dem Basispotential dieses Transistors abhängt. Deshalb bestimmt das Basispotential die Größe der Belastungsimpedanz, die an der Sekundärwicklung 42 des Transformators 40

7 8

liegt und demgemäß auch die Größe der wirksamen stören 57 und 58 zur Kompensation möglicher VerImpedanz, die durch die Primärwicklung 41 gebildet änderungen anderer Schaltungskonstanten infolge wird, die mit dem Zweig 14 des Übertragungssystems Temperatureinflüssen benutzt, um dieses System auch verbunden ist. ' gegenüber Temperaturänderungen zu stabilisieren.

Die Schaltung ist derart angeordnet, daß beim 5 Natürlich können derartige Kompensationen auch in Fehlen eines Eingangsquerneigungssignals die Korn- anderer Weise vorgenommen werden. Der Widerbination von Transistor 59 und Kondensator 67 einen stand 60 dient ebenfalls zur Stabilisierung des Arbeits-Kurzschluß für Wechselstrom bei 400 Hz bildet. Vorganges.

(Dies ist die Betriebsfrequenz des Synchroüber- Das oben beschriebene System ermöglicht eine tragungssystems.) Die wirksame Impedanz, die in die io ordnungsgemäße Korrektur für die meisten Anwen-Leitung 14 eingeschaltet ist, wird demgemäß Null. Das dungsfälle, vorausgesetzt, daß lediglich eine Korrektur Übertragungssystem ist demgemäß richtig abgeglichen, erforderlich ist, die Fehler ausgleicht, welche von der wenn das Flugzeug sich in horizontaler Lage befindet. Querneigungslage des Flugzeuges herrühren, wenn Wenn das Flugzeug in die Querlage übergeht, macht diese 60° nicht überschreitet. Wenn eine noch genauere die Querneigungseingangsstufe das Basispotential des 15 Analyse der Korrekturen durchgeführt wird, die in Transistors 59 negativer, als es vorher war. Die Schal- das Übertragungssystem gemäß der Einführung der tung ist derart angeordnet, daß hierdurch die wirksame Impedanzen eingeführt werden, kann gezeigt werden, Wechselstromleitfähigkeit des inneren Kollektor- daß diese Korrekturen nicht nur von der Größe der Emitter-Kreises des Transistors vermindert wird. induktiven Komponente der Impedanzen der Schal-Demgemäß wird eine wirksame Impedanz in die Lei- 20 tungselemente, sondern auch von den ohmschen tung 14 eingeführt. Die Größe dieser Impedanz Komponenten der Impedanzen abhängen. Es kann erhöht sich mit dem Querneigungswinkel in einer von dann erforderlich werden, Korrekturen bezüglich der der Querneigungssignalstufe abhängigen Weise, von Kardanfehler vorzunehmen, indem in Reihe mit dem den Charakteristiken des Transistors 59, von der an Übertragungssystem Impedanzen geschaltet werden, der Transistorelektrode stehenden Spannung und as die sowohl bezüglich ihrer induktiven als auch bezügschließlich in Abhängigkeit von dem Rückkopplungs- lieh ihrer ohmschen Komponenten der eingeführten verhältnis, das durch die Widerstände 62, 63 und 66 Impedanzen verändert werden. Bei dem System gemäß bestimmt, wird. Diese Größen und auch der Wert F i g. 4 kann der Querneigungs-Servomotor, der die des Kondensators 68, der parallel zur Sekundär- Korrekturen einführt, nicht nur dazu benutzt werden, wicklung 42 des Transformators 40 liegt und dazu 30 die Konduktanz des variablen induktiven Widerdient, die Streuinduktanz des Transformators abzu- Standes zu ändern, der in die Leitung geschaltet ist, stimmen, können experimentell eingestellt werden, sondern auch die Induktanz des variablen Widerstanderart, daß die experimentell gemessene effektive des, der in der Leitung liegt. Bei dem System gemäß Impedanz sich in der gewünschten Weise als Funktion F i g. 6 kann ein verbessertes Ergebnis dadurch des Querneigungswinkels ändert. Die in F i g. 6 darge- 35 erlangt werden, daß nicht nur der Abstimmkondenstellten Werte haben sich als zweckmäßig in Verbindung sator 68 der Sekundärwicklung 42 des Transformators mit den üblichen . Synchroübertragungsschaltungs- 40, sondern auch ein Widerstand (unter Umständen elementen erwiesen. Eine Endeinstellung einschließ- ein nichtlinearer Widerstand) abgestimmt wird und lieh jener zur Wahl eines geeigneten Widerstands- daß in geeigneter Weise die relativen Größen dieser wertes für den Widerstand 66 kann vorgenommen 40 beiden Schaltungselemente eingestellt werden. Außerwerden, um zu gewährleisten, daß die Betriebsweise dem noch exaktere Signalformstufen benutzt werden, des Übertragungssystems derart wird, daß die einge- um das Gleichstromsteuersignal; das der Basis des fügte Korrektur als Funktion des Querneigungs- Transistors 59 zugeführt wird, mit dem Querneigungswinkels über einen gewünschten Arbeitsbereich nur winkel in einer etwas komplexeren Weise zu verändern, sehr wenig von dem genauen Wert abweicht. 45 um die verschiedenen speziellen Erfordernisse des

In der Schaltung gemäß F i g. 6 werden die Thermi- Betriebes zu berücksichtigen.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Vorrichtung zur Korrektur des Kardanfehlers eines elektrischen Kurssignals, das vom Synchro-Geber eines Kurskreisels oder eines anderen kardanisch gelagerten Kursmeßinstrumentes einem Synchro-Empfänger zugeführt wird, mittels einer elektromagnetischen Korrekturschaltung, die von einem Lotfühler oder Vertikalkreisel gesteuert wird und in Abhängigkeit vom Roll- und/oder Blickwinkel eines Trägerfahrzeuges (Flugzeug) Korrektursignale erzeugt, dadurch gekennzeich net, daß die Korrekturschaltung eine in eine Verbindungsleitiing zwischen Synchro-Geber (12) und Synchro-Empfänger (21) eingeschaltete Impedanz (23, 40) ist, deren Impedanzwert entsprechend einer vorgegebenen Korrektur-Winkelfunktion veränderbar ist.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Impedanz als Transformator (40) ausgebildet ist.

3. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Impedanz eine änderbare Induktivität (23) ist.

4. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß das Ausgangssignal des Lotfühlers oder Vertikalkreisels der Qiierneigungslage des Trägerfahrzeuges entspricht.

5. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß das Aiisgangssignal des Lotfühlers oder Vertikalkreisels der Längsneigungslage desTrägerfahrzeuges entspricht.

6. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der Impedanzwert der in die Verbindungsleitiing zwischen Synchro-Geber und Synchro-Empfänger eingeschalteten Impedanz in Abhängigkeit von Qiierneigungs- und Längsneigungslagen veränderbar ist.

7. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß ein Funktionsgenerator (F i g. 6) zur Steuerung der veränderlichen Impedanz vorgesehen ist und daß dieser Funktionsgenerator auf das oder die Lagensignal(e) zur Erzeugung eines Kompensationssignals anspricht.