DE1481989A1 - Blindlandesystem - Google Patents

Description

Unser ^eichen: C 2321

Blindlandesystem.

Bei Blindflugbedingungen (iF.tt) erfolgt das Anfliegen

eines Flugzeugs zur Landung auf Steuerungsanzeigen, welche von einem tfadiosteuerungssystem, wie z.B. dem I.L.S.-System, abgegeben werden. lter Pilot stellt an Bord Instrumente ein, mit denen seine Position in Bezug auf eine ideale Einflugachse geort-et werden kann. Der Pilot muß somit Geräte ablesen, die in verkleinertem Maßstab die Abweichungen von der Position wiedergeben, die er versucht, zu Null zu machen. Die Reaktionen des Piloten bei solchen, auf verkleinerten Maßstäben abgelesenen Abweichungen müssen

Gei/E

beträchtlicher

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beträchtlicher sein als diejenigen bei direkter Beobachtung der Position gegenüber Bezugspunkten auf der Erde, Deshalb erfordert die. Steuerung nach Instrumenten eine spezielle Ausbildung und eine gewisse Umgewöhnung, die sich bei jedem Landemanöver wiederholt.

Um dem Piloten die Informationen in einer natürlichen, bequemen und anschaulichen Art und Weise anzuzeigen, verwendet man Collimator-Systeme, mit welchen die in geeigneter Weise umgeformten Anzeigen der Bordinstrumente dem Bild von außen überlagert

werden können. So besteht bei Verschwinden der Außensicht das lokale Bild weiter und kann das Fehlen des Außenbildes für eine gewisse Zeit ersetzen.

Bei diesen be lannten Abbildungsvorrichtungen (Ooiliraatoren) werden die Informationsbilder für den Piloten elektronisch, z.B. mit Hilfe von Kathodenstrahlröhren, erzeugt, was viele Schwierigkeiten mit sich bringt: Unzureichende Brillianz, Definition und Stabilität der Bilder, Begrenzungen hinsichtlich der Zeichen und der Farben, aufwendige Elektronik und begrenzte Lebensdauer der Leuchtsubstanzen. Einige dieser Nachteile bewir Jen, daß das Bild bei der Betrachtung ervüdend und schwierig zu interpretieren ist*

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ORJGlNAL INSPECTED

Die vorliegende Erfindung betrifft ein System zum Bilden der Kontur ABCD einer Landebahn, wie sie vom Pilotensitz 0 eines Flugzeugs i aus erscheint, und ist gekennzeichnet durch einen ersten und einen zweiten Stab 6 bzw. 5, die die Seiten Ai) und BO der Landebahn bestimmen, und durch einen dritten und vierten Stab 7 bzw. 4, die parallel angeordnet sind,

um den vorderen itand AB und den hinteren üand CD der landebahn zu bestimmen, wobei diese Stäbe in ihren Schnittpunkten die beiden Seiten, die große Grundlinie und die kleine Grundlinie eines Trapezes ABCD bestimmen, durch einen ersten funktionsgenerator 52, der die Länge 2d der großen Grundlinie auf Grund der Höhe ζ des Flugzeugs, der Breite 1 der Landebahn, der Neigung S der Einschwebebene, der momentanen Winkelabweichung 6'g des Flugzeugs gegenüber dieser Neigung und des Abstands A zwischen dem Gleitpfadsender und dem vorderen Hand der Landesbahn bestimmt, durch einen zweiten Funktionsgenerator 5i, der den Abstand S ■ + C'g zwischen dem Schnittpunkt N der genannten S_eiten und der großen Grundlinie! AB bestimmt, und zwar aus der genannten tidne z, der Neigung S. der Winkelabweichung Vg, der Breite der Landebahn 1 und des Abstands A> durch einen dritten Funktionsgenerator 50, der den

Abstand zwischen dem Mittelpunkt M der großen Grundlinie 909825/006«

ORIGINAL INSPECTED

linie AB und der Projektion des Schnittpunkts N auf diese bestimmt, und zwar durch die Höhe z, den Abstand 1 zwischen dem Localizer-Sender und dem hinteren Hand der Landebahn, die momentane Winkelabweichung € ¹I des Flugzeugs gegenüber der Landebahn, die Geschwindigkeit Vg, des Flugzeugs gegenüber dem Boden und die von dem zweiten Funktionsgenerator 5i gelieferte Funktion, durch einen vierten Funktions-φ generator 53, der die kleine Grundlinie DC des Trapezes bestimmt, und zwar als Funktion der Höhe ζ des Flugzeugs, der Geschwindigkeit Vg^ in Bezug auf den Boden, der Länge der Landebahn L und der von dem zweigten Funktionsgenerator 51 gelieferten Funktion, durch Vorrichtungen zur Bestimmung der Kursabweichung /\ C des Flugzeugs und durch Einrichtungen, die das Trapez ABCD als Funktion dieser Kursabweichung ^ ^c seitlieh verschieben»

Die Erfindung soll unter Bezugnahme auf die Figuren der Zeichnung erläutert werden. Es zeigen:

Fig. l und 2 allgemein erläuternde Darstellungen, Fig. 3 eine Draufsicht auf die erfindungsgemäße

Vorrichtung zur Sichtbarmachung der Kontur der Landebahn, die in der Weise deforiaierbar ist, wie sie der Pilot während des Landens sieht,
909825/006« Fig. 4

Fig. 4 eine perspektivische Ansicht des mit der in Fig. 3 gezeigten Vorrichtung verbundenen optischen System,

Fig, 5, β und 7 geometrische Darstellungen zur Erläuterung der Erfindung,

Fig. 8 eine schematische Darstellung des Steuerkreises für die in Fig. 3 gezeigte Vorrichtung und des Systems zur Kompensation der BoIl- und Niokbewegung, ^

Fig. 9 eine perspektivische Ansicht der Betraohtungs*· vorrichtung mit dem Abbildungskopfgerät der vorliegenden Erfindung,

Fig.10 und 11 geometrische Darstellungen zur Erläuterung der Erfindung,

Fig.12 eine Draufsioht auf die Vorrichtung zur Erzeugung der Horizontlinien gemäß der vorliegenden Erfindung, j

Fig.13 und 14 geometrisohe Darstellungen zur Er- ^

läuterung der Erfindung und

Fig.15 eine Draufsicht auf eine Vorrichtung zur

Erzeugung der Landungsmarkierung gemäß der vorliegenden Erfindung.

¹Ii Fig. 1 ist ein Flugzeug 1 mit dem Pilotensitz O gezeigt. Das Flugzeug ist dargestellt, wie es der

909825/006β Fluglinie

Fluglinie OU folgt. Der als eben angenommene Boden

erstreokt sich bis zum theoretischen Horizont NH. Auf demBoden ist eine rechteckige Landebahn ABCD aufgezeichnet, deren durch den Mittelpunkt M des vorderen Handes der Landebahn verlaufende Mittelachse MN entsprechend eines Kurs verläuft, der vom Kurs des Flugzeugs um einen Winkel /^ C abweicht. Die Länge der Landebahn ist L und die Breite ist 1.

A Von rler vorderen Seite der Landebahn aus erstreckt sich eine durch die beiden Geraden AB und MP definierte geneigte Ebene 2. Diese Ebene bildet mit dem Boden einen ersten FlächenwinkelS und mit der Vertikalebene 3 in der Schnittlinie MP einen zweiten, rech-· ten Fläohenwinkel. *Ue Winkelposition des Flugzeugs i in Bezug auf die beiden Flächen 2 und 3 ist durch die Winkel £g und £1 gegeben, die das Segment MO mit den Ebenen 2 bzw. 3 bildet. Während des Anfluges sind

^ diese beiden Winkel €g und Cl sowie die Parameter

1, L und S desGeländes, auf dem das Flugzeug landen soll, dem Piloten bekannt« Die Winkel £g und ti sind im wesentlichen Abweichungen vom Gleitwinkel und vom "Looalizer", die vom I.L.S.-Steuersystem geliefert werden. Die Höhe ζ ist an Bord durch Höhenmesser ebenMls bekannt.

Ein 809825/0068

Ein bei O sitzender Beobachter, der in Richtung der Längsachse OH des Flugzeugs 1 blickt, hat in seinem Gesichtsfeld den Horizont NH, die Landebahn ABCD und seine Achse. Das wahrgenommene Bild ist in Fig. 2 dargestellt. Unterhalb des trapezförmigen Horizonts NH befindet sich die trapezförmige Piste ABCD. Erfindungsgemäß wird dieses Bild in einer Ebene aufgefangen, die die Einheitskugel um Null berührt. Diese tibene verläuft außerdem normal zur Achse OH. Die in Fig. 2 dargestellten Entfernungen sind nur Winkel_f ausgedruckt in Radien, die die wahre Größe der Bode» konfiguration so umwandeln, wie sie den bei 0 sitzenden Beobachter erscheint. Der Fluchtpunkt N der Seiten der Landebahn liegt links auf der Horizontlinie

NH mit einem Winkelabstand ^. C, der der Kursabjweichung gleich ist. Die Mitte M der Vorderseite der Landesbahn ist nach links um einen Winkel £l verschoben. M befindet sich auch im Abstand von S + £g unterhalb der Horizontlinie. Der Abstand ist in Radien ausgedrückt und stellt die Summe aus der Neigung S_Q und der Winkelabweiohung g g dar. Wenn das Flugzeug unter einer Neigung zur Landung ansetzt, die in der Nähe des idealen Gleitpfads MT liegt, kann die Vorderseite der Landebahn AB parallel zur Horizontlinie gezeichnet werden. Die scheinbare Breite 2d

wird 809825/0060

wird gemäß Fig. 1 durch den.Winkel AOB gemessen werden, durch einen Winkel also, der näherungsweise durch folgende Formel wiedergegeben werden lenn:

2d * - "(β + Cg) (i)

Der Winkelabstand b, dem die Lage des Endes der Landebahn DC in Bezug auf den Horizont entspricht,

kann annähernd durch^olgenden dimensionslosen Ausdruck wiedergegeben werden:

Man kann somit das in Fig. 2 gezeigte Trapez ABCD, darstellen, wobei die Grundlinien AB und DC parallel zur Linie des theoretischen Horizonts NH sind, und wobei sich die leiten AD und BC mit der Symmetrieachse MN auf der Linie des theoretischen Horizonts in einem Winkelabstand /^ C vom Punkt H, dem Mittelpunkt des Gesichtsfelds, schneiden.

Erfindungsgemäß wird die Kontur des 'i'rapezes und die die Mittelpunkte der beiden Grundlinien verbindende

Gerade im Betrachtui|äsfeld eines Collimators in Form von leuchtenden durchgehenden oder unterbrochenen Linien sichtbar gemacht.

in «09825/0068

In Fig .4 sind vier ^uarzstäbehen 4, 5, 6 und 7 ge~ zeigt, die eine mittlere Drehung der Polarisationsebene von sichtbarem Licht von 90° ergeben, ^iese Stäbchen begrenzen die Kontur eines in seiner ^Form veränderlichen Trapezes· Zwei um 90 gekreuzte Polarisationsfilter 8 und 9 sind vor und hinter dem Trapez angeordnet. Eine Lichtquelle iO beleuchtet das aus den Stäbchen und den Filtern bestehende System. Das

Stäbchen 7 kann durch eine von einem Elektromagneten 12 gesteuerte Verschlußplatte Ii abgedeckt werden. Das

aus der Lichtquelle 10 kommende Licht wird durch den ersten Polarisator 9 polarisiert und verläuft weiter zu dem zweiten Polarisator 8. Beim durchlaufen der Stäbchen 4, 5, 6 und 7 erfährt das Licht eine Drehung der Polarisationsebene, die im Mittel 90 beträgt. Auf diese Weise geht das durch die Stäbchen gelangte Licht durch den zweiten Polarisator hindurch. Das an den Stäbchen 4, 5, 6 und 7 vorbeilaufende Licht dagegenerfährt keine Drehung der Polarisationsebene und wird von dem zweiten Polarisator 8 nicht durchgelassen. Der auf der äeite des Polarisators 8 sitzende Beobachter sieht eine trapezförmige Lichtkontur auf dunklem Grund, Die Achse der Landebahn wird in entsprechender

Weise durch einen auf einem durchsichtigen Träger

geklebten 909825/0068

geklebten Quarzstreifen sichtbar gemilcht, der in Fig. nicht dargestellt ist. Dieser Träger oder eine der Lichteintritts- oder -austrittssexten des Quarzes können streifenweise opak gemacht werden, so daß die Achse der Landebahn als gestrichelte Linie erscheint. Die Grundlinie des Trapezes kann durch Zwischenschalten der Abdeckplatte 11 unsichtbar gemacht werden, wenn man die Kontur des Trapezes auf diejenigen Teile der

Landebahn beschränken will, die sichtbar bleiben,

nachdem der vordere Rand der Landebahn überschritten worden ist.

In Fig. 3 ist die mechanische Vorrichtung des Netzes der in seiner Form veränderlichen Landebahn dargestellt, mit welcher die Quarzstäbchen 4, 5, 6 und 7 gemäß dem in Fig. 2 gezeigten Schema verschoben werden. Diese Vorrichtung besteht aus einer Konsole 14, an der horizontal gleitbar ein von einem Servomotor 16 angetriebener Kahmen 15 angebracht ist. Der Hahmen 15 hat eine kreisförmige ©ffnung 17 mit einem Mittelpunkt N, Diese Öffnung nimmt einen Satz von drei konzentrischen Scheiben 18, 19, 2ü auf, die, wie in Fig. 3 gezeigt, geschnitten sind. Diese Scheiben 18, 19 und 20 tragen die Stäbchen 6, 5 bzw. 13, die auf diese Weise um den Punkt N Drehbewegungen aus-

909825/0068 führen

- Il - ι t υ ι ν* w si

führen können. IHe stäbchen 4 und 7 werden entsprechend von beweglichen Armen 21 bzw. 22 getragen» die in vertikaler Richtung in Bezug auf den Rahmen 15 mit Hilfe der Servomotoren 23 bzw. 24 verschoben werden können.

Der Servomotor 24 steuert auch die vertikale Bewegung

einer Brücke 25, auf der ein von einem Servomotor 27 angetriebener Wagen 26 horizontal verschoben werden kann. Eine Gewinrtestange 28 mit gegensinnigen Gewinrten wird von einem Servomotor 30 angetrieben. i>ie Gewindestange treibt zwei Muttern 29 an. Diese Muttern halten die Stäbchen 5 und 6 in gespreiztem Zustand, Die Stächen 5 und 6 werden von nicht dargestellten Federn in Richtung zueinander hin gedrückt. Ein mit dem Wagen 26 fest verbundener Stift 31 greift in eine •Aussparung des Stäbchens 13 ein, welches die ^ chse der Landebahn darstellt, um diese nach links und nach rechts zu bewegen.

Zu Beginn berühren sich die Stäbchen 5, 6 und 13 und befinden sich in vertikaler Stellung. Die Stäbchen 4 und 7 berühren sich ebenfalls in der Höhe des Punkts

N, der zu dieser Zeit mit dom Punkt H₁ dem optischen

Zentrum des Collimators, zusammenfällt. Durch Laufenlassen des Servomotors 16 wird der Rahmen 15 horizontal verschoben, um die Winkelabweichung ^ C einzu-

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führe»,Dann wird der wagen 26 mit Hilfe des Servomotors 27 so verschoben, daß die horizontale Translation des Stifts 31 in Bezug auf das Zentrum N gleich k«t£ ist. Nun muli noch eine vertikale Bewegung dieses Stifts 31 mit einer Amplitude k (S_Q + fcg) mit Hilfe de» Servotors 24 gesteuert werden. In diesem Stadium nehmen die Stäbchen 5, 6 und 13 sämtlich die schematisch in Fig, 2 gezeigte Richtung MN an, und das Stäbohen T, dessen Bewegung von dem Servomotor 24 abhängt, befindet sich zur selben Seit in einem Abstand von (S_Q ■♦■ £g) unterhalb des Punktes N, Das Stäbden 4 muß nun noch mit dem Servomotor 23 um eine Entfernung verschoben werden, die gleich der Abweichung b der schematischen Darstellung der Fig. 2 ist. Nun müssen noch die Stäbchen 5 und 6 von dem Stäbchen 13 mit Üilfe des Servo» motors 30 getrennt werden« Dieser Servomotor ergibt symmetrische, horizontale Verschiebungen, die gleich dem k-Faohen desAbstands d (Fig. 2) sind*

Die die Formänderungen der trapezförmigen Kontur der Landebahn steuernde Kombination von Bewegungen hängt insbesondere von S_Q + feg und ti , den Abweichungen in Bezug auf den Mittelpunkt M der Vorderseite der Landebahn, ab. Folglich find die Gleitpfad- und Localizer-Sender dti l.L.e.-eteueriyittns wie in Fig. δ geieigt angeordnet» Per ernte Sender G iit im Ab§tend A von

909825/006$ original inspected

der Vorderseite der Landebahn, und der zweite Sender LO ist im Abstand 1 vom hinteren Rand der Landehahn entfernt angeordnet« Die Abweichungen S + £g und El müssen daher als Punktion der wirklichen Abweichungen

S + £,'g, £Ί und der Höhe ζ ausgedrückt werden. Man findet in guter Näherung für die beiden korrigier··

ten Variablen die Beziehungen:

S + Cg 3

und fcl 3 £'l 1 + (L + 1_A) —2--

(4)

Erfindungsgemäß ist es vorgesehen, das Stäbchen 7 in dem Augenbliok, in dem das Flugzeug den vorderen Rand der Landebahn überfliegt, abzudecken. Diese Abdeckung erfolgt, sobald der Abstand 2d einen Winkelmaximalwert von 2d in der Größenordnung von 0,15 (Bogenmaß) erreicht. In diesem Moment befindet sich das Flugzeug noch einige Meter vom Boden und einige hundert Meter vom vorderen Rand der Landebahn entfernt. Diese Abdek— kung der großen Grundlinie des Netzes der Landebahn zeigt dem Piloten an, daß er mit den Abfangen beginnen muß«

In Fig. 6 ist in Grunfrund Aufriß die Landebahn ABCD und das Flugzeug im Augenbliok der Abdeckung des Stäbchens 7, der Vorderkante der Landebahn, gezeigt«

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Genau

Genau in dem Augenblick, in dem sich die große Grundlinie des Trapses nicht mehr vergrößert und aus dem Feld verschwindet, befindet sich das Flugzeug bei 0 in einem Abstand e von der Vorderseite der Landebahn und folgt der Flugbahn OjO₂' Dann hört der "inkel 2d, unter dem der Pilot die große Grundlinie des Trapezes sieht, auf zu wachsen. Die diesem Winkel auf der Landebahn entsprechende Linie ist nicht mehr die Vorderkante der Landebahn AB, sondern ein paralleles

Segment A* B', das die Landebahn in der Geschwindigkeit des Flugzeugs überstreicht . l>er von dem trapezförmigen Netz tatsächlich dargestellte Teil der Landebahn entspricht der schraffierten Fläche A'B'CD. Diese Fläche ist so breit wie die Landebahn, und die Länge L dieser Fläche μ der Länge L der Landebahn vermindert um den Abstand /u, den das Flugzeug vom Augenblick der Abdeckung der Vorderkante der Landebahn an durchlaufen hat.

Während der gesamten Abfangphas· sieht der Pilot in dem Collimator die offene Kontur A¹ DCBf und die Achse NM'. Dieses Bild des Netzes ist in Fig 7 dargestellt. In Bezug auf die Kursabweichung wurde nichts verändert. Diese bleibt j/\ C. Die große Grundlinie des Trapezes A¹B¹ bleibt konstant. Die Abweichun-

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gen hj, Ij₁ und £ . jedoch unterscheiden sich von den Abweichungen S_Q + fcg,b und fcl, die kennzeichnend für die Annäherungsphase des Plugzeugs waren. Auf Grund einfacher geometrischer Überlegungen können die vom Beginn des Abfangens (Verschwinden der Vorderkante der Landebahn) an geltenden Beziehungen zwischen der Formänderung der Kontur der Landebahn und den Variablen ermittelt werden»

h. Z 3do f (5)

h/

Es sei bemerkt, daß die Gleichungen (β) und (τ) den Gleichungen (ä) und (4) entsprechen und sioh von,· diesen nur dadurch unterscheiden, daß L duroh L und ^s ₀ +ig duroh h^ ersetzt worden sind* fcg hat nun keinen Sinn mehr, de der Sender Q bereits Überflogen worden ist, der im Raun die Gleiteben· gemäß dem i,L,ö_f-System definierte,

In Fig. 8 ist «in öobaltkrtiisohtm» gezeigt, mit de» da· N#t2 der defor»itrbartn Landebahn gesteuert wer« den kann. Ό·τ ober· Teil dt· bohteas stellt Sohait-

krei·· dar, dl· iur Steuerung einer optischen Vorriohtung vsrwtndtt werden, alt wtlohtr die Effekte

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, ORIGINAL INSPECTED BJUL

der Roll- und Nickbewegung eingeführt werden. Ein zentrales Kreiselsystem 32 gibt den Kurs # , den Nickwinkel oC und das Rollen H des Flugzeugs. Ein Radiohöhenmesser 33 gibt die Höhe z. Ein I.L.S.-Empfänger gibt die Gleit- bzw. Localizer-Abweichungen £'1 bzw. £'g. Ein zentrales aerodynamisches System 35 gibt die Eigengeschwindigkeit V dos Flugzeugs,..

^ie Lokalinforruationen werden von folgenden Baugruppen geliefert:

36 liefert den Kurs - tf_Q der Rollbahn,

37 liefert die Neigung S der Gleitebene,

38 liefert die Längsgeschwindigkeit -.W. des "Windes,

39 liefert den Abstand 1 vom Localizer am Rand der Landebahn,

40 gibt den Abstand /V des Gleitstrahlsenders von der Vorderkante der Landebahn,

41 gibt die »Breite 1 der Landebahn und

42 gibt die LängeL der Rollbahn.

Folgende Funktionsgeneratoren sind vorgesehen: Die Summierer 43, 44, 4b und 46,
die Teiler 47 und 48,
der Integrator 49,

die Generatoren 50, 51, 52 und 53 und schließlich die Sinus-Kosinus-Potentiometer 54 und 55. Mit einer Wechselschalterfolge 56 können die Schaltkreise der in Fig. 8 gezeigten Schaltung so umge-

909825/006Ö schaltet

COPY

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Behaltet -werden, d*fl nacheinander die beiden Arten der Deformation de. Net**s tor Landebahn «it verti liohor Fora äurobgoilihrt «erden tonnen, «enn die Grundlinie Λοβ Tr*ipo*ea ihre« Mzinale *5ffn*n? ^vea 2äo errftioht hat. Di4>e«r «ort Sdo let bei der »*«- gvnppe 57 eingestellt. Die *n der reohten Seit« «er Fig. 8 v6k-h»ndenen Doauft^Hiffern tennteiohnen die

uneen, die die Serroaotoren der in den . 3 und 9 darstellten V«rrir.htunge.n »

Die in Fig. 8 eeteigten Sclhaltroiflo liefern die D*tea, auf die die Abgleichvorrichtung and die Servomotoren de» Colli«ntore _Ke«*ß ^r rorliegenden ^ finßuns ansprechen, »or von doa «entral» Kreieelaystem 32 gelieferte Kur» J una de« tore der Landebahn -Jo dwrohlaufen den Suunierer 43, **τ <*** Signal Δ. ^c *b_Sibt, **lohi»fl flor Kurtabueiohung *nteprloht. Dor l.US.-S^ptWpr liefert die Abw*iohun_S t «g von des GleitetreJil, *« der in de« Summierer die Melgnitg S_o der Gleitebene agiert «irä. S_o ♦ £'g wird dom Funktioiieeenerator 51 ««e dor Kitte ft au» de* Kifbetnateeser 33 und de» Abatnnd Λ aus der Varriohtiane «O «ageiart. Dieser Gorator arbeitet _Ke;«»a Forrel (3) und liefert, den Anaömok S_o + ig, l^i^SftV» iraf die Vordereoite dor

PJA

BAD ORIGINAL

H81989

sr.atral» aero uynaiii ache* Vorrichtung 35 .gibt die

V des FlufiZftusa, ζτ\ der in don 45 die GmechwindJLßkait -W_L dee Windes hin-

ergibt die (Irwwflff.enchwin-

g_L» Von dea Angonioliok t_o an, wo eich öi« Abdeckung dor Vorderneite der Landebahn vollzieht, wird dae Signal V^ in dsmjIntegrator 49 integriert, Bieeor lieiert den Airstand -zn, fi#n das Flugaong iiacli dun Begiun der Abfaagpha»« (t_Q) durchläuft. Bor Siijtraiierer 46 liefert sovdt die Differenz L - /n, die gleloh L₁ ist runä öl« die LJijrge der in Fiß, ö Zone A&rat«llt« öer n^hepjaoneor 33, öl rail di· Rat?aruppo 4i npsitnon öen

511 mit den Daten a, S + t,g und

(l) gibt öer ÖEfnerator 53 das für die« Crlißi 3d nb. AjzC«rdea speisen der Ü£i3itiBtE»sioar SS i^ft dl· ßcmgrappe 41 flen Teiler 47, (Scr ontspreobanA Fanrolßlelohfme (ß) ämm Sifrjanl für dlo Grinse Ix. nl?ßibt, 2do int elno Konstante dce Collinatora, Ia flor In T*ig. 8 ge «ei pt «n HuKjivHtellntip, er-MQt dor Sarrofflotor 24 die SAgpttBJLgröfle S_o ·♦■ Xß, die die vertlital© 3*oeition der Vora«rueite der Ljuidobahn dar AnnÜherunsephei«» etouert. In dor Arfealt»-

eii!S»f8nKt fler St»rvoKo1;&r die βΙιςηαΙκτΚΒο ^ » öl· «ortritt., »obald die Vo>rd«rka»ite der Landebahn worden ist, l>or ßorroitotor 3« nrird in

BAD OFfIGINAL " CX)PY

dieser Ruhestellung von dem Generator 52 gespeist, der während der Annäherungsphase den Abstand der Seiten der Landebahn steuert. In Arbeitsposition hält sich dieser Abstand bei dem Maximalwert 2do. Ein Kursendanschlag kippt den Übergang der Kontaktkette 56 aus der Kuhestellung in die Arbeitsstellung, sowie die Abdeckung der Vorderseite der Landebahn und den Beginn der Integration des Integrators 49,

Der Servomotor 27 wird von dem Funktionsgenerator gesteuert, der gemäß der Formelgleichung (4) oder (7) die Signale £l' oder£l, entsprechend dem Winkel zur Achse der Landebahn, liefert. So empfängt der Generator 50 in Ruhestellung der Kontaktkette 56 die Signalgrößen £l, z, 1 , S + £g und L, die von dem I.L.S.-Empfänger 34, dem Höhenmeflgerät 33, der ßaugruppe 39, dem Generator 5i und der Baugruppe 42 stammen. In Arbeitsstellung empfängt dieser Generator die Signale £l, z, 1 und die Signale h. und L=L- m, die von dem Teiler 47 und dem Summierer 46 stammen.

Servomotor 23 wird von dem Funktionsgenerator gesteuert, der gemäß den Formelgleichungen (2) oder (θ) die Signalgröße b oder b. liefert, die die Lage des Endes der Landebahn kennzeichnet. Hierzu empfängt

der 909825/0068

OOPY

der Generator 53 in Ruhestellung der Kontaktkette 56 die Signale z, S + £g und L₁ die aus dem Höhenmesser 33, dem Generator 51 und der Baugruppe 42 stammen. In Arbeitsstellung empfängt der Generator die Signale h^ und L. = L - /u_f die vom Teiler 47 bzw. vom Summierer 46 stammen.

zentrale Kreiselvorrichtung 32 steuert gleichzeitig drei Servomotoren 58, 59 und 60, die in der in Fig. 9 gezeigten optischen Vorrichtung vorhanden sind. Mit Hilfe dieser Vorrichtung können die Relativverschiebungen des Netzes beim Rollen und Nicken eingeführt werden. Die Welle des in Fig. 8 gezeigten Sinus-Kosinus-Potentiometers 54 wird nach dem von dem zentralen ^reiselsystem 32 stammenden Rollwinkel R gesteuert. Dieses Potentiometer wird von einem mit dem zentralen Kreiselsystem 32 verbundenen Teiler 48 gespeist. Dieses zentrale Kreiselsteuersystem 32 liefert einen Teil mC*-des Nickwinkels C* des Flugzeugs. Die Aus- , gänge des Potentiometers 54 liefern so Signalgrößen met sin R und mOt cos R. Die Achse des Sinus-Kosinus-Potentiometers 55 seinerseits wird durch die Signalgroße m«t>sin R a ^f gesteuert, und dieses Potentiometer wird duroh die Signalgröße mOtcos R gesteuert. Diese beiden Signalgrößen stammen aus dem Potentiometer

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54· Der Ausgang des Potentiometers 85 liefert so das Signal 0 ■ m* oo β B. co β ψ .

Bis zu Beginn der Beschreibung der Fig. 1 wurde der Einfachheit halber angenommen, daß das Flugzeug einen Rollwinkel und auoh einen horizontalen Niokwinkel von Null hätte. Auf diese Weise verlief die in des Collimator erscheinende Horizontlinie horizontal und schnitt das Gesichtsfeld in der Mitte. WennAas Flugzeug einen Bollwinkel B und einen Niokwinkel ·*· hat, ist das vom Piloten wahrgenommene ^Bild das in Fig.iO gezeigte. Im Mittelpunkt O des Gesichtefelde befindet eich ein festes Fadenkreuz 62, das ein Modell des Flugzeugs darwtellt. Das die Landebahn darstellende Trapez ABCD und die Linie des theoretischen Horizonts NH haben eine Rotation der Groß· R und eine Translation der Grüße«, in Bezug auf das das Flugzeug darstellende Fadenkreuz 62 erfahren. Bei dem System der Achsen OH und NH hat sioh in Bezug auf das in Fig.2 gezeigte Schema niohts verändert. Eine optische Coljimatorvorriohtung, wie sie in Fig. 9 dargestellt ist, gibt dem Piloten eine Oberlagerung der Außenansioht längs der Sehachse XXund der verschiedenen Fadenkreuze und Netze, zu denen das feste Fadenkreuz 62 und das Nets der in seiner Form veränderlichen Landebahn gehören, wie es in den Fig. 3 bzw. 4 dargestellt ist.

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Die in Fig. 9 gezeigte Vorrichtung weist erfindungsgemäB einen'aus den Prismen 64, 65, 66 und 67 bestehenden Prismensatz auf. Dieser Satz ist auf einer drehbaren Platte 68 befestigt. Diese drehbare Platte 68 wird von einen Servomotor 58 angetrieben. Über dem Prismensatz ist ein halbdurohlässiger Spiegel 61 aufgehängt. Dieser Spiegel kann mit Hilfe von Servomotoren 59 und 60 .Drehbewegungen um die Achsen ZZ und YY ausführen, über diesem Spiegel ist eine Kondensorlinse 101 angeordnet.

Das in seiner Form veränderliche Netz der Landebahn nimmt die Fläche ABCD des Prismas 64 ein und wird nacheinander an der unter 45 geneigten, deiybeiden Priemen 64 und 65 gemeinsamen Ebene, dem Spiegel 61 und einem halbdurohlässigen 90 reflektiert, welcher aus der Windschutzscheibe des Flugzeugs gebildet sein kann. Die Fläohe EFGH vom Prisma 66 empfängt das Bild eines zweiten beweglichen Fadenkreuzes, welches nacheinander an der unter 45° geneigten, den beiden Prismen 66 und 67 gemeinsamen Ebene und dem Spiegel 61 reflektiert wird. Die Fläohe E6JI vom Prisma 67 empfängt das Bild eines dritten beweglichen Fadenkreuzes, welches den Prlsmeneats horizontal durohlKuft und am Spiegel 61 reflektiert wird· Auflegen drei Bildern von beweglichen Netzen und dem Bild des

S09Ö25/0068 iilfia.

BAD ORIGINAL

festen Fadenkreuzes 62, welches am Spiegel 100 reflektiert wird, sieht der Pilot direkt durch den Spiegel 90, was draußen vor sioh geht. Die Bilder der beweglichen Netze und insbesondere das Bild der in seiner Form veränderlichen Landebahn verschieben sich in dem Gesichtfeld de· Piloten auf Cirund der Rotationen R, O, «f , die auf den Prismensatz und den Spiegel 61 durch die Servomotoren 58, 60 bzw. 59 Übertragen werden. Die Hotation des Prismensatzes um die Achse X¹X¹ ist auf Grund der Reflexion an den Spiegeln 61 und 90 einer gleich großen Rotation der Bilder um die Achse XX gleich. Wiese Rotation ist in erster Näherung der Rollwinkel R, der durch das zentrale **"rei sei system des Flugzeugs geliefert wird.

.o *

Der Spiegel 61 ist ohne Nicken unter 45 geneigt, um dem Piloten Bilder zu übermitteln, die nur um den Rollwinkel R gedreht sind· Bei Vorhandensein einer Nickbewegung muß die Einstellung des Spiegels 61 geändert werden, um die reflektierten Bilder einer Translation oL zu unterziehen, die dem Nickwinkel des Flugzeugs entspricht. Die im Sohema der Fig.iO gezeigte Translation Ct zerfällt in ihre Horizontal-und Vertikalkomponenten, und es 1st ersichtlich, daß der Spiegel 61 (Fig. 9) zweifaoh gedreht werden muß. Drehwerte sind in erster Näherung:

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um die Achse ZZ, »f = raotsin R (8) um die Achse YY, O = m*i-co8*f cos R (9).

Mittels der Rotation R des Prismensatzes und der durch die Formelgleichungen (θ) und (9) als Funktion des Rollwinkels R und des Longitudinalnickwinkels oC definierten Rotationen übermitteln die Spiegel 61 und 90 dem Piloten Bilder von beweglichen Netzen,

■t die sich in zufriedenstellender Weise mit dem gleichzeitig duroh den Spiegel 90 wahrgenommenen Festpunkten auf dem Boden überlagern.

Erfindungsgemäß weist das Collimatorsystem außer dem System der deformierbaren Landebahn ein Uorizontfaden- - system auf, welches dem Bild der in ihrer Form veränderlichen Landebahn ein Netz von zu den theoretischen Horizont-Parallelen Lichtlinien überlagert und den Piloten über den NickwinkelC^des Flugzeugs, seinen Rollwinkel R, seine Kursabweichung und seine scheinbare Höhe über dem Boden informiert.

In Fig.il ist ein schematisoher Schnitt duroh die Erde gezeigt, aus dem ersichtlich ist, wie die Erdkrümmung (Erdradius r) für einen Beobaohter 0 in der Höhe ζ zwei Definitionen der Horizontlinie exglhX. Der theoretische Horizont ist durch eine Biiokrich-

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tung längs der Horizontallinie OH definiert, während der wahre Horizont duroh eine Blioklinie längs der Tangente OH' an die Erdoberfläche definiert ist.

.1

Zwischen des theoretischen und den wahren Horizont besteht eine Horizontneigung £ , die duroh folgende Beziehung angegeben ist:

ε *

Diese Horizontneigung £ , die beim Landen des Flugzeugs gegen Null geht, ist in Fig.iO dargestellt. Die den theoretischen Horizont darstellende Linie

NH ist in des Collimator nioht in seiner ganzen Breite siohtbar. Außer an zwei in Bezug auf die Aohse OH symmetrischen Stellen ist die Linie um einen Winkel( herabgesetzt, der gleich der Horizontneigung ist. Di« in dem Collimator tatsächlich siohtbare Horizontlinie ist eine Linie mit zwei Zacken, deren Grundlinie der wahre Horizont, den der Pilot sieht, ist. Die Höhe der Zacken nimmt progressiv ab, und es liegt eine durchgehende Linie vor, wenn die Maschine auf den Boden aufsetzt . Die Horizontlinie ist im Abstand ^ ^c von der Aohse OH unterbrochen, um dem Piloten einen Bezugspunkt zu geben, an dem er die Kursabweichung Δ ^c beurteilen kann. SohlieBlioh wiederholt sich diese Linie in gleichen

Abständen netzförmig, damit der Pilot den Längsniok-

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winkel

.1 T V P

Winkel abschätzen kann.

Die in Fig.12 im Grundriß dargestellte Anordnung weist einen festen Rahmen 69 auf, der mit zwei unterteilten Armen 71 versehen ist. Diese Arme decken zwei in einer

Platte 70 angebrachte reohteokige Fenster ab. Diese

Platte 70 ist vertikal verschieblich und in derselben Art und Weise eingeteilt wie die Abdeokarme. Die hori-P zontalen Einteilungslinien sind transparent und heben sioh von einem undurchsichtigen Hintergrund und einer Nadel72 ab. Diese Nadel 72 kann horizontal von einem Servomotor 73 gesteuert hin und her bewegt werden·

In Abhängigkeit von der Höhe des Flugzeugs wird die Platte 70 in der Weise naoh unten bewegt, daß der Abstand der einander entsprechenden Linienteile der Platte und de« festen Rahmens gleioh dem Winkel £ fc der Hori,zontneigung ist. Gleichzeitig wird die Ab deokbewegung der Nadel 72 naoh der Kursabweichung ^ C bewirkt. Der Pilot sieht duroh den Collimator ein beleuchtete· Horlsemtaets. Di·«·« wird In Durohsloht über di· FlMohe ΕΤψ de· Prieea· βθ (Pig. 9) beobachtet. Dieees Nete let feet mit dem PrlsmeneatB des

Collimators verbunden» Ρ»· IiId d·· Ν«-|μ· unterliegt *·γ lotfttlon und der Tranelatlea auf Grund de· Rollens umd d·· Nioken« des FlMf«e*g«, Man erhält im guter Letzt da· In Fig.16 («seift· Bild, mit dem der Niok-

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BAO ORIGINAL

winkel

— ή Ι —

winkel CL , der Rollwinkel U, die Kursabweichung und

die Horizontneigung abgeschätzt werden kann. Durch eine geeignete Farbwahl können die den Himmel bzw. der Erde entsprechenden Einteilungen unterschieden werden. Die Trennungslinie ist die Linie des wahren Horizonts.

Erfindungsgemäß wird das in dem Collimator sichtbare zusammengesetzte Bild durch punktierte Anzeigen vervollständigt, die dem Piloten anzeigen, wo er sich befindet, wohin er fliegt und was er tun muß. Diese Anzeigen werden mit Hilfe eines Netzes eingeführt, das "Steuerliniennetz" genannt wird.

In Fig.13 ist schematisch in Grund- und Aufriß ein auf die Landebahn ABCD zufliegendes Flugzeug 0 dargestellt. Der Gesohwindigkeitevektor des Flugzeugs am Erdboden ist Vg₁ dessen Vertikalkomponente V ist.

Das Flugzeug 0 befindet sich im Abstand von D_fl von der Vorderseite der Landebahn.Der ideale Gleitpfad ist die Schnittgerade der Gleit- und Localizer-Ebene des I.L.S.-Steuersystems· Die Winkel, die der Geschwindig keitsvektor Vg mit dem idealen Gleitpfad bildet, der durch strichpunktierte Linien angedeutet ist, sind die Horizontalabweichung vom Gleitpfad E_R und die ^vertikattmeichung vom Gleitpfad E^· Di₈ Position des

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Flugzeugs ist durch die Winkel £l und £g in Bezug auf den Mittelpunkt M der Vorderseite der Landebahn gekennze iohne t·

In Fig. 14 sind die drei Zeuchtanhaltspunkte 74, 75 und 76 gezeigt, die mit Hilfe des Steuerliniensystems dem Bild der in ihrer Form veränderlichen Landebahn überlagert sind. Beim Auftreffen dieses Liniensystems auf die Fläche EGJI vom Prisma 67 der in Fig. 9 gezeigten Vorrichtung überlagert es sich direkt dem Bud der Landebahn, so daß das Rollen und Nicken die Gesamtheit der durch den Prismensatz auf den Spiegel 61 auftreffenden Bilder beeinflußt.

Die ttarke 75, die I.L.S.-Marke genannt wird, ist auf den Mittelpunkt M der Vorderseite der Landebahn bezogen. Sie hat als Koordinaten in Bezug auf die Achsen MB, MQ die Abweichungen Cg und ti. Die Koordinaten der Marke ib Bezug auf die Achsen NH und UJ sind /\C und S_Q. Die Märke 74 ist die Stelle des theoretischen Aufsetzens des Flugzeugs, wenn es «einerFlugbahn in der Verlängerung von V~ weiter folgen würde. Die Position dieser **arke ist durch die Abweichungen E_R und E gegeben, die entsprechend auf die Koordinaten der I,L.S.-Marke 75 bezogen

werden.

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werden· Auf der die Marken 74 und 75 verbindenden Geraden ist eine Marke 76 angeordnet, die dem Piloten die Manöveranweisungen erteilt, die duroh Interpolation zwisohen den Transversalabweiohungen t g und t l des Flugzeuge und den Axialabweichungen I^ und E_t ermittelt wurden. Das Ziel der Steuerung besteht darin,

das Flugzeug auf eine mit den idealen Gleitpfad zusammenfallende und zu diesen parallele Flugbahn zu bringen· Deshalb muß die Masohine so angeordnet wer«· den, daß die Marke 74 und die Marke 75 zusammenfallen, was die Ausrichtung der Masohine anzeigt und außer-· dem müssen die beiden Marken mit dem Mittelpunkt M der Vorderseite der Landebahn zur Deokung gebracht werden. Erfindungsgemäß wird dieses doppelte Ziel erreioht, indem man den Piloten in Abhängigkeit der die Marke 76 kennzeichnenden Abweichungen reagieren läßt. Die **arke 76 teilt die die Marken 74 und 75 verbindende Gerade in einem vorbestimmten Verhältnis· Die Koordinaten ρ und q der Marke 76 zdgen dem Piloten die Maßnahmen an, die er ausführen muß, damit sioh das Flugzeug asymptotisch dem idealen Einsohwebpfad nähert.

In Fig. 15 ist in Draufsioht ein die Marken 74, 75 und 76 erzeugendes ^etzsteuersystem gezeigt. Diese

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Vorrichtung

Vorrichtung besteht aus folgenden Bestandteilen: eines festen Rahmen 77, auf dem eine Brücke 79

longitudinal mit Hilfe eines Servomotors 78 verschiebbar ist,

einer von der Brtloke 79 getragen«Platte 81, die sioh vertikal mit Hufe des Servomotors 80 verschieben läßt. Diese Platte 81 ist mit einer runden Öffnung versehen, in der die Scheiben 82 und 83 drehbar angeordnet sind. Die Scheibe 82 weist einen radialen Schlitz auf, der einen Winkel /\ mit der Vertikalen bildet. Die Scheibe 83 weist zwei Schlitze 84 und 85 in Form von Arohimed'sohen Spiralen auf. Diese bilden mit der Vertikalen einen Winkel T). Die Scheiben sind übereinander angeordnet und lassen nur an den Kreuzungspunkten 74, 75 und 76 Licht durch.

Di· Servomotoren 78 und 80 erzeugen Verschiebungen

der Platt·, die der Kursabweichung .. /\ C bzw. der Neigung der Gleitebene S_Q entsprechen.

Der Radialschlitz der Scheibe 82 ist unter dem Winkel /\ geneigt, der sich aus den Abweichungen E_ß und E^. mit Hilfe der Forme*

* ^BR

/\ » aro tg g— · · ·

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ItW I

ergibt.

Die Archimed'sche Spirale 85 wird um einen Winkel T\ als Funktion von E_fi und E^. und so gedreht, daß der Abstand zwischen den Marken 74 und 75 gleioh Ve_r ² + E_t ² iiat. Schließlich bestinnnt die Spirale 84 die Lage der ^karke 76 so, daß die Abstände zu den beiden anderen Marken 74 und 75 in einem festen vorbestimmten Verhältnis K bleiben, welches von der Steuerungseqpfindlichkeit des Flugzeugs abhängt.

Patentansprüche

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Claims (1)

1. Patentansprüche

   1. System zum Abbilden der Kontur einer Landebahn, wie sie vom Flugzeugführersitz eines Flugzeuges aus sichtbar ist und zur Darstellung von Anflugdafc en insbesondere bei Anflügen unter IFU-Bedingungen, gekenn— zeichnet durch einen ersten und einen zweiten beweglichen Stab (5,6) die die beiden Seiten (AD BC)

   der Landebahn (ABCD) bestimmen, einen dritten und vierten einstellbaren Stab (4, 7) die parallel angeordnet sind und die den vorderen Rand (AB) und den hinteren Rand (CD) der Landebahn bestimmen, wobei diese Stäbe durch ihre Schnittpunkte die beiden Seiten, die große Grundlinie und die kleine Grundlinie eines Trapezes (ABCD) bestimmen, einen ersten Funktionsgenerator (52) der die Länge (2d) der großen Grundlinie aufgrund der Höhe (Z) des Flugzeuges (l), der Länge (l) der Landebahn, der Neigung S

   W der Einschiweb ebene, der momentanen Winkelabweichung

   Cg des Flugzeuges gegenüber dieser Neigung und des Abstandes Λ zwischen dem Gleitpfadsender und dem vor« deren Rand der Landebahn bestimmt, einen zweiten Funktionsgenerator (5l), der den Abstand (S₀ + Cg) zwischen dem Schnittpunkt (N) der genannten Seiten und der großen Grundlinie (AB) bestimmt und zwar aus der Höhe (z) des Flugzeuges (l), der Neigung (S_Q) des Gleitpfades, der Winkelabweichung fc'g des Flug-

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   zeuees

   zeuges gegenüber dieser Neigung, der Breite der Lan debahn (l) und des Abstandes (λ) zwischen dem Gleit pfadsender und dem Vorderrad der Landebahn,einen dritten Funktionsgenerator (5O)₁ der den Abstand zwischen dem Mittelpunkt (H) der großen Grundlinie (AB) und der Projektion des Schnittpunktes (N) auf diese bestimmt und zwar duroh die Höhe (z), den Abstand (l_o) zwischen dem Lokalizersender und dem hin teren Rand der Landebahn, die augenblickliche Win·« kelabweichung C ο des Flugzeuges gegenüber der Lan··

   debahn, die Geschwindigkeit Vg. des Flugzeuges gegenüber dem Boden und die vom zweiten Funktionsgenerator (51) gelieferte Funktion, einen vierten Funktionsgenerator (53)_t der die kleine Grundlinie (DC) des Trapezes bestimmt und zwar als Funktion der Höhe (z) des Flugzeuges, der Grundgeschwindigkeit V_gL der Länge der Landebahn L und der von dem zweiten Funktionsgenerator (si) gelieferten Funktion eine Vorrichtung zur Bestimmung der Kursabweichung ^C des Flugzeuges, Einrichtungen die das Trapez ABCD als Funktion dieser Kursabweichungen Ac seitlioh verschieben«

   2. System nach Anspruch I₉ dadurch gekennzeichnet, da8 optische Einrichtungen (64, 61, 101, 90) vorgesehen

   sind, 909825/0068

   sind, die zur Betrachtung eines Bildes des Trapezes (ABCD) im*Unendlichen im Cockpit des Flugzeuges in der Längsachse (XX) des Flugzeuges dienen.

   3« System nach Anspruch I₁ dadurch gekennzeichnet, daß die beweglichen Stäbe (4,5,6,7,) aus einem Material geschnitten sind, welches eine Drehung der Polarisationsebene des die Stäbe durchsetzenden Lichtes bewirkt, daß zwei gekreuzte Polarisatoren (8,9) vorgesehen sind und daß das Trapez (ABCD) zwischen den Polarisatoren angeordnet ist und daßEinrichtungen (lO) vorgesehen sind, um diese Polarisatoren zu beleuchten«

   4. System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der erste Funktionsgenerator (52) Einrichtungen (ll, 12) aufweist, um die große Basis (AB) des Trapezes abzudecken, wenn deren Länge (2d) einen vorbestimmten Maximalwert (2d_Q) erreicht hat.

   5· System nach Anspruch I₉ dadurch gekennzeichnet, daß Einrichtungen (58) vorgesehen sind,, um das Trapez au drehen, um die Drehung (B) die durch das Rollen des Flugzeuges hervorgerufen wird, zu kompensieren»

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   INSPECTED

   6. System nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die optischen Einrichtungen eine Reflektionsvorrichtung (61) aufweisen, die eine Abbildung (ABCD) bewirkt, das erste und zweite Einrichtungen (59,60)

   vorgesehen sind, um die Reflatkionseinrichtung um zwei zueinander senkrechte Achsen (YY), (ZZ) zu drehen, daß ein fünfter Bunktionsgenerator (54) vorgesehen ist, der die Schwenkeinrichtung (59) als Funktion von m · e( · sin R steuert, wobei m eine ^

   Konstante ist, d\ der augenblickliche Tangentenwinkel und R der augenblickliche Rollwinkel, daß ein sechster Funktionsgenerator, (55) vorgesehen ist, um die zweite Drehvorrichtung (60) als Funktion von m · dl · cos (m 0t* sin R) · cos R zu drehen.

   7, System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß zusätzliche Einrichtungen (69_f 70,71,72,73) vorgesehen sind, um ein Netz von Horizontlinien zu bil- j

   den, daß diese zusätzlichen Einrichtungen einen Rah» men (69) aufweisen, eine bewegliche Platte (70), Ein-·

   richtungen, um diese Platte gegenüber dem Rahmen in einer vorbestimmten Richtung zu verschieben, wobei die Platte (70) eine langgestreckte Öffnung aufweist, die parallel zu der besagten Richtung angeordnet ist, eine erste Anzahl von Spalten, die senkrecht zu der besagten Richtung verlaufen, wobei der Rahmen (69)j

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   wenigstens

   wenigstens einen Abdeckarm (7l) aufweist, wobei dieser Arm (7l) eine zweite Vielzahl von Spalten aufweist, die senkrecht zu der besagten Richtung verlaufen, wobei die Spalte dieses Armes mit den Spai ten der Platte in der Ruhestellung der Platte (70) gegenüber dem Rahmen (69) zusammenfallen, daß Einrichtungen vorgesehen sind, welche die Verschiebungseinrichtungen als Funktion der Höhe (z) des Flug-

   W zeuges steuern, wobei einer der Spalte der Platte

   mit einer Horizontlinie zusammenfällt, wenn sich das Flugzeug auf dem Boden befindet und wenn der Tangentenwinkel (oC) gleich Null ist.

   8« System nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß eine Zeigernadel (72) vorgesehen ist, welche die Spalte in senkrechter Richtung schneidet, daß Übertragungseinrichtungen (73) vorgesehen sind, welche W. die Zeigernadel (72) längs dieser Spalte bewegen

   und zwar als Funktion der Kursabweichung (<4c) des Flugzeuges.

   9. System nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß optische Einrichtungen (68,61,101,90) vorgesehen

   sind, um ein Bild im Unendlichen dieser Horizontallinien zu betrachten und zwar durch das Cockpit hin-

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   durch, wobei dieses Bild in der Längsachse XX des Flugzeuges (l) liegt.

   10. System nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß Einrichtungen (58) vorgesehen sind, um den Rahmen zu drehen, um die Kollage (R) des Fluggeuges zu kompensieren.

   11.System nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die optischen Einrichtungen eine Reflektionsvorrichtung (6l) aufweisen, die die besagten Spalte oder

   Einteilungslinien abbildet, daß erste und zweite Einrichtungen (59,00) vorgesehen sind, um die Re-

   flektionseinrichtung (öl) um zwei zueinander senk» rechte Achsen (ZZ, YY) zu drehen, daß ein fünfter Funktionsgenerator (54) vorgesehen ist, der die erste Schwenkeinrichtung (59) als Funktion von m · 6L · sin R steuert, wobei m eine Konstante ist, C^ der augenblickliche Tangentenwinkel und R der augenblickliche Rollwinkel, daß ein seohster Funktiongenerator (55) vorgesehen ist, um die zweite Drehvorrichtung (60) als Funktion von m · <^ · cos (m *el* sin R) · cos R zu drehen.

   12»System nach Anspruoh 9, dadurch gekemze lehnet, daß zusätzliche optisch· Einrichtungen (62,100) vorgesehen sind, na gleichzeitig zu den besagten Bilden! 909825/0068

   ORIGINAL INSPECTEp

   ein festes zusätzliches Bild zu erzeugen, welches

   symbolisch das Flugzeug darstellt.

   13* System nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die optischen Einrichtungen ein Bild im Unendlichen von Daten erzeigen, die die Lage des Flugzeuges gegenüber dem Erdboden anzeigen·

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