DE1481989B2

DE1481989B2 - Sichtanzeigesystem

Info

Publication number: DE1481989B2
Application number: DE19661481989
Authority: DE
Inventors: Robert Paris Pressiat
Original assignee: CSF-Compagnie Generale de Telegraphie Sans FiI, Paris
Priority date: 1965-10-12
Filing date: 1966-10-11
Publication date: 1973-07-12
Also published as: US3486010A; SE334099B; DE1481989C3; NL6614366A; DE1481989A1; FR1462317A

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Sichtanzeigesystem, das einem Flugzeugführer eine sichtbare Darstellung von Informationsdaten liefert, mit einer Anordnung zur Nachbildung des Umrisses einer Landebahn in der Weise, wie sie vom Flugzeugführersitz eines die Landebahn anfliegenden Flugzeuges aus sichtbar ist. ·■" ~~~~

Derartige Sichtanzeigesysteme, die beispielsweise aus der britischen Patentschrift 1002 553 bekannt sind, erleichtern dem Flugzeugführer den Anflug mit Hilfe der vorhandenen Blindlandesysteme, insbesondere dem ILS-System. Ohne das Sichtanzeigesystem muß der Flugzeugführer durch Ablesen von Instrumenten feststellen, ob er sich auf der vom Blindlandesystem vorgeschriebenen Anflugachse befindet, und er muß Abweichungen von der Anflugachse dadurch korrigieren, daß er die Ausschläge der Instrumente zu Null macht. Dies erfordert eine spezielle Ausbildung und bei jeder Landung eine Umstellung gegenüber den normalen Flugbedingungen. Dagegen liefert das Sichtanzeigesystem ein Bild des Umrisses der Landebahn, das mit Hilfe eines optischen Kollimators, beispielsweise durch Projektion auf die Windschutzscheibe, dem wirklichen Anblick der Landebahn, wie sie vom Flugzeugführer gesehen wird, so überlagert wird, daß sich diese Bilder völlig decken. Beim Verschwinden der Außensicht besteht dieses Bild weiter, und der Flugzeugführer kann auf Grund dieses Bildes die Landung in gleicher Weise durchführen, wie bei normaler Sicht.

Das Sichtanzeigesystem muß natürlich so ausgebildet sein, daß sich das Bild der Landebahn während des Anflugs in gleicher Weise verändert, wie der natürliche Anblick der Landebahn. Bei den bekannten Sichtanzeigesystemen werden deshalb die Bilder elektronisch erzeugt, beispielsweise mit Hilfe von Katodenstrahlröhren. Dies ergibt in der Praxis eine Reihe von Schwierigkeiten: unzureichende Helligkeit, mangelnde Schärfe und schlechte Stabilität der Bilder, Einschränkungen in der Wahl der verwendbaren Zeichen und Farben für Markierungen, aufwendige und platzraubende Elektronik und begrenzte Lebensdauer. Einige dieser Eigenschaften bewirken, daß das Bild bei der Betrachtung ermüdend und schwierig zu interpretieren ist.

Aufgabe der Erfindung ist die Schaffung eines Sichtanzeigesystems, das mit einfachen mechanischen Mitteln ein klares, stabiles und helles Bild der Landebahn liefert.

Nach der Erfindung wird dies erreicht durch eine

5 6

mechanische Struktur mit einem relativ zu ihr fest- Landebahn aus erstreckt sich eine durch die beiden stehenden Drehpunkt, der den Fluchtpunkt der Längs- Geraden AB und MP definierte geneigte Ebene 2. Seiten der Landebahn darstellt, zwei um den Dreh- Dabei ist die Gerade MP die ideale Gleitbahn, und punkt drehbar gelagerten Stäben und mit zwei zuein- die Gerade AB steht senkrecht zu MP. Diese Ebene ander parallelen Stäben, die in der mechanischen Struk- 5 bildet mit dem Boden einen ersten Flächenwinkel S₀ tür senkrecht zu ihren Längsrichtungen verschiebbar und mit der die Gerade MP enthaltenden Vertikalsind, so daß die vier Schnittpunkte zwischen den vier ebene 3 entlang der Schnittlinie MP einen zweiten, Stäben ein Trapez bestimmen, das aus Abschnitten rechten Flächenwinkel. Die Winkelposition des Flugder vier Stäbe besteht, und durch eine Steueranord- zeugs 1 in bezug auf die beiden Flächen 2 und 3 ist nung mit einer Einrichtung zur Einstellung des Ab- 10 durch die Winkel s_g und ει gegeben, welche die Strecke Standes des vierten Stabes von dem Drehpunkt in MO mit den Ebenen 2 bzw. 3 bildet. Während des Abhängigkeit von einem ersten Winkel, der im we- Anfluges sind diese beiden Winkel s_g und ει sowie die sentlichen gleich dem am Mittelpunkt des Anfangs der Parameter /, L und S₀ des Geländes, auf dem das Flug-Landebahn gemessenen Höhenwinkel des Flugzeugs zeug landen soll, dem Piloten bekannt. Die Winkel ε₉ ist, einer Einrichtung zur Einstellung des Abstandes 15 und ει sind im wesentlichen die Gleitbahnbakenabdes dritten Stabes von dem Drehpunkt in Abhängig- weichung bzw. die Anflugbakenabweichung, die vom keit von dem ersten Winkel, der Höhe des Flugzeugs ILS-Steuersystem geliefert werden. Die Höhe ζ ist an und der Länge der Landebahn und mit einer Ein- Bord durch den Funkhöhenmesser ebenfalls bekannt, richtung zur Einstellung der Winkelstellungen des Ein bei 0 sitzender Beobachter, der in Richtung der ersten Stabes und des zweiten Stabes in Abhängigkeit 20 Längsachse OH des Flugzeugs 1 blickt, hat in seinem von dem Öffnungswinkel, unter dem der Anfang der Gesichtsfeld den Horizont NH, die Landebahn ABCD Landebahn vom Flugzeugführersitz aus gesehen wird, und deren Achse. Das wahrgenommene Bild ist in * sowie in Abhängigkeit von dem am Mittelpunkt des F i g. 2 dargestellt. Unterhalb der theoretischen Hori- * Anfangs der Landebahn gemessenen Azimutwinkel zontlinie NH befindet sich die trapezförmige Piste des Flugzeugs in bezug auf die vertikale Längsmittel- 25 ABCD. Dieses Bild wird auf eiaer Ebene aufgefangen, ebene der Landebahn. die die Einheitskugel mit dem Mittelpunkt 0 tangiert.

Die Erfindung wird an Hand der Zeichnung bei- Diese Ebene verläuft außerdem senkrecht zur Achse

beispielshalber erläutert. Es zeigen OH. Die in F i g. 2 aufgetragenen Strecken sind also

F i g. 1 und 2 allgemein erläuternde Darstellungen, Winkel, ausgedrückt in Bogengraden, welche die

F i g. 3 eine Vorrichtung zur Sichtbarmachung der 30 Bodenkonfiguration maßstabsgerecht so wiedergeben,

Kontur der Landebahn, die in der Weise deformierbar wie sie dem bei 0 sitzenden Beobachter erscheint. Der

ist, wie sie der Flugzeugführer während des Landens Fluchtpunkt N der Seiten der Landebahn liegt links

sieht, auf der Horizontlinie NH mit einem Winkelab-

F i g. 4 eine perspektivische Ansicht des optischen stand Δ C, der der Kursabweichung gleich ist. Die

Systems, das der in F i g. 3 gezeigten Vorrichtung 35 Mitte M des Anfangs der Landebahn ist relativ zum

zugeordnet ist, Punkt N nach links um einen Winkel ει verschoben.

F i g. 5, 6 und 7 geometrische Darstellungen zur Er- Der Punkt M befindet sich auch im Abstand S₀ -\- s_g

läuterung der Wirkungsweise des Sichtanzeigesystems unterhalb der Horizontlinie, wobei dieser Abstand in

nach der Erfindung, Bogengraden ausgedrückt ist und die Summe aus dem

F i g. 8 eine schematische Darstellung der Steuer- 40 Gleitwinkel S₀ und der Winkelabweichung s_g darstellt. | schaltung für die in F i g. 3 gezeigte Vorrichtung und Da das Flugzeug entlang einer Einfallslinie zur Lander Anordnung zur Kompensation der Längs- und dung ansetzt, die in der Nähe der idealen Gleitbahn Querneigungen des Flugzeugs, MP liegt, kann der Anfang AB der Landebahn paral-

F i g. 9 eine perspektivische Ansicht der optischen IeI zur Horizontlinie gezeichnet werden. Die schein-

Einrichtung zur Erzeugung des im Unendlichen liegen- 45 bare Breite 2 d wird gemäß F i g. 1 durch den Win-

den Bildes, kel ^iOi? gemessen werden, also durch einen Winkel,

F i g. 10 und 11 geometrische Darstellungen zur. der näherungsweise durch folgende Formel wiederErläuterung der Wirkungsweise der optischen Ein- gegeben werden kann:
richtung,

F i g. 12 eine Vorrichtung zur Erzeugung von 50 τ λ ^ /- e _i_ ^i m

Horizontlinien in dem im Unendlichen liegenden Bild, 2d ^ —{b₀ + ε_Β). (L)

F i g. 13 und 14 geometrische Darstellungen zur Erläuterung der Einblendung von zusätzlichen Leucht-

marken in das im Unendlichen liegende Bild und Der Winkelabstand b, den das Ende DC der Lande-

F i g. 15 eine Vorrichtung zur Erzeugung der Leucht- 55 bahn vom Horizont hat, kann annähernd durch

marken, entsprechend dem Prinzip von F i g. 14. folgenden dimensionslosen Ausdruck wiedergegeben

In F i g. 1 ist ein Flugzeug 1 mit dem Flugzeug- werden:
führersitz O gezeigt. Das Flugzeug ist dargestellt, wie

es der Fluglinie OH folgt, deren Richtung mit der t> at ° ^£g (2)

Längsachse des Flugzeugs zusammenfällt. Der als 60 L .

eben angenommene Boden erstreckt sich bis zum "*~ ~ ^ ° "^" ^Sa''
theoretischen Horizont NH. Auf dem Boden ist eine
rechteckige Landebahn A BCD aufgezeichnet, deren

durch den Mittelpunkt M des vorderen Randes der Man kann somit das in F i g. 2 gezeigte Trapez Landebahn verlaufende Mittelachse MN in einer 65 ABCD darstellen, dessen Grundlinien AB und DC

Richtung verläuft, die vom Kurs des Flugzeugs um parallel zur theoretischen Horizontlinie NH sind, und

einen Winkel J C abweicht. Die Landebahn hat die dessen Seiten AD und BC sich mit der Symmetrie-Länge L und die Breite /. Von der Vorderkante der achse MN auf der theoretischen Horizontlinie in

einem Winkelabstand Δ C vom Punkt H, dem Mittelpunkt des Gesichtsfelds, schneiden.

Die Kontur des Trapezes und die die Mittelpunkte der beiden Grundlinien verbindende Gerade werden im Betrachtungsfeld eines Kollimators in Form von durchgehenden oder unterbrochenen leuchtenden Linien sichtbar gemacht.

In F i g. 4 sind vier Quarzstäbchen 4, 5, 6 und 7 gezeigt, die eine mittlere Drehung der Polarisationsebene von sichtbarem Licht um 90° ergeben. Diese Stäbchen begrenzen die Kontur eines in seiner Form veränderlichen Trapezes. Zwei um 90° gekreuzte Polarisationsfilter 8 und 9 sind vor bzw. hinter dem Trapez angeordnet. Eine Lichtquelle 10 beleuchtet das aus den Stäbchen und den Polarisationsfiltern bestehende System. Das Stäbchen 7 kann durch eine von einem Elektromagneten 12 gesteuerte Abdeckplatte 11 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. Somit kann das durch die Stäbchen gelangte Licht durch den zweiten Polarisator hindurchgehen. Das an den Stäbchen 4.5, 6 und 7 vorbeilaufende Licht dagegen erfährt keine Drehung der Polarisationsebene und wird von dem zweiten Polarisator 8 nicht durchgelassen. Der auf der Seite des Polarisators 8 sitzende Beobachter sieht eine trapezförmige Lichtkontur auf dunklem Grund. Die Achse der Landebahn wird in entsprechender Weise durch einen civ.f einen durchsichtigen Trüger geklebten Quarzstreifen sichtbar gemacht, der in F i g. 4 nicht dargestellt ist. Dieser Träger bzw. die Lichteintrittsrläche oder die Lichtaustrittsfläche des Quarzes kann mit lichtundurchlässigen Streifen versehen sein, so daß die Achse der Landebahn als gestrichelte Linie erscheint. Die Grundlinie AB 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 F i g. 3 ist die das veränderliche Leuchtbild der Landebahn erzeugende mechanische Vorrichtung dargestellt, mit welcher die Quarzstäbchen 4, 5, 6 und 7 gemäß dem in F i g. 2 gezeigten Schema verschoben werden. Diese Vorrichtung besteht aus einer Kon- ·. sole 14, an der horizontal gleitbar ein von einem Servomotor 16 angetriebener Rahmen 15 angebracht ist. Der Rahmen 15 hat eine kreisförmige Öffnung 17 mit einem Mittelpunkt N. Diese Öffnung nimmt einen Satz von drei konzentrischen Scheiben 18. !9. 20 auf, die in der in F i g. 3 gezeigten Weise ausgeschnitten sind. Ein Abschnitt der mittleren Scheibe 19 erscheint in dem Ausschnitt der Scheibe 18. In der gezeigten Stellung steht die Scheibe 19 symmetrisch zur Scheibe 18 in bezug auf die durch den Punkt N gehende vertikale Gerade. Der Ausschnitt der Scheibe 20 ist oben durch die Gerade X-X begrenzt. Die Scheiben 18. 19 und 20 tragen die Stäbchen 6, 5 bzw. 13, die auf diese Weise um den Punkt N Drehbewegungen ausführen können. Die Stäbchen 4 und 7 werden in entsprechender Weise von beweglichen Armen 21 bzw. 22 getragen, die in vertikaler Richtung in bezug auf S5 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 Gewindestange 28 mit gegensinnigen Gewinden wird von einem Servomotor 30 angetrieben. Die Gewindestange 28 treibt zwei Muttern 29 an. Diese Muttern halten die Stäbchen 5 und 6 in gespreiztem Zustand. Die Stäbchen 5 und 6 werden von nicht dargestellten Federn aufeinander zu gedrückt. Ein mit dem Wagen 26 fest verbundener Stift 31 greift in eine Aussparung des Stäbchens 13 ein, welches die Achse der Landebahn darstellt, um diese nach links oder nach rechts zu bewegen.

Zu Beginn berühren sich die Stäbchen 5, 6 und 13, und sie befinden sich in vertikaler Stellung. Die Stäbchen 4 und 7 berühren sich ebenfalls in der Höhe des Punkts N, der zu dieser Zeit mit dem Punkt H, dem optischen Zentrum des Kollimators, zusammenfällt. Durch Laufenlassen des Servomotors 16 wird der Rahmen 15 horizontal verschoben, um die Winkelabweichung Δ C einzuführen. Dann wird der Wagen 26 mit Hiife des Servomotors 27 so verschoben, daß die horizontale Translation des Stifts 31 in bezug auf den Mittelpunkt/V gleich Κ· ει ist. Nun muß noch eine vertikale Neustellung dieses Stifts 31 und der Muttern 29 um den Betrag lc (S₀ -j- e_g)_ mit Hilfe des Servomotors 24 vorgenommen werden. In dtesem Stadium haben die Stäbchen 5, 6 und 13 alle die schematisch in F i g. 2 gezeigte Richtung MN angenommen, und das Stäbchen 7, dessen Bewegung von dem Servomotor 24 abhängt, befindet sich zur selben Zeit im Abstand (S₀ -j- Sg) unterhalb des Punktes N. Das Stäbchen 4 muß nun noch mit dem Servomotor 23 um eine HnI-fernung verschoben werden, die gleich der Abweichung b der schematischen Darstellung in F i g. 2 ist. Dann müssen noch die Stäbchen 5 und 6 mit Hilfe des Servomotors 30 von dem Stäbchen 13 getrennt werden. Dieser Servomotor ergibt symmetrische horizontale Verschiebungen, die gleich dem Anfachen des Abstandes d (F i g. 2) sind.

Die die Formänderungen der trapezförmigen Kontur der Landebahn steuernde Kombination von Bewegungen hängt insbesondere von den Abweichungen S₀ + Sg und ε/ ab, die auf den Mittelpunkt M des Anfangs der Landebahn bezogen sind. Nun sind aber die Gleitbahnbake und die Anflugbake (Localizer) des ILS-Blindlandesystems in der in F i g. 5 gezeigten Weise angeordnet. Die Gleitbahnbake 6" liegt im Abstand λ von dem Anfang der Landebahn, und die Anflugbake LO ist im Abstand /„ vom Ende der Landebahn entfernt angeordnet. Die Abweichungen S₀ + Eg und ει müssen daher als Funktion der wirklichen Abweichungen S₀ -f- f.,/, f' und der Höhe ζ ausgedrückt werden. Man findet in guter Näherung für die beiden korrigierten Variablen die Beziehungen

S₀ + Eg S

-(S₀ + Eg') A

El

Ir (/:.-(- l_u)^l-P-p-

Das Stäbchen 7 wird in dem Augenblick, in dem das Flugzeug den Anfang der Landebahn überfliegt, abgedeckt. Diese Abdeckung erfolgt, sobald der Abstand IiI einen Winkclmaximalwert von 2i/„ in der Größcn-

309 528'8

Ordnung von 0,15 (Bogenmaß) erreicht. In diesem Moment befindet sich das Flugzeug noch einige Meter vom Boden und einige hundert Meter vom Anfang der Landebahn entfernt. Diese Abdeckung der großen Grundlinie des Leuchtbildes der Landebahn zeigt dem Piloten an, daß er mit dem Abfangen beginnen muß.

In F i g. 6 ist ein Grund- und Aufriß, die Landebahn ABCD und das Flugzeug im Augenblick der Abdeckung des den Anfang der Landebahn darstellenden Stäbchens 7 gezeigt.

Genau in dem Augenblick, in dem sich die große Grundlinie des Trapezes nicht mehr vergrößert und aus dem Feld verschwindet, befindet sich das Flugzeug bei O₁ in einem Abstand e vom Anfang der Landebahn, und es folgt der Flugbahn O₁O₂. Da der Winkel Id, unter dem der Pilot die große Grundlinie des Trapezes sieht, zu wachsen aufhört, ist die diesem Winkel auf der Landebahn entsprechende Linie nicht mehr der Anfang AB der Landebahn, sondern eine dazu parallele Strecke A"B", die die Landebahn mit der Geschwindigkeit des Flugzeugs überstreicht. Der von den Stäbchen 4, 5 und 6 (F i g. 4) tatsächlich dargestellte Teil der Landebahn entspricht der schraffierten Fläche A"B"CD. Diese Fläche hat die gleiche Breite I₁ wie die Landebahn, und die Länge L₁ dieser Fläche ist gleich der Länge L der Landebahn vermindert um die Strecke,«, die das Flugzeug vom Augenblick der Abdeckung des Anfangs der Landebahn an zurückgelegt hat.

Während der gesamten Anfangphase sieht der Pilot in dem Kollimator die offene Kontur A'DCB' und die Achse NM'. Dieses Leuchtbild ist in F i g. 7 dargestellt. In bezug auf die Kursabweichung ist nichts verändert; diese bleibt AC. Die große Grundlinie A"B" des Trapezes bleibt konstant. Die Abweichungen A₁, O₁ und E₁ jedoch unterscheiden sich von den Abweichungen S₀ -f Eg, b und ει, die kennzeichnend für die Annäherungsphase des Flugzeugs waren. Auf Grund einfacher geometrischer Überlegungen können die vom Beginn des Abfangens (Verschwinden des Anfangs der Landebahn) an geltenden Beziehungen zwischen der Formänderung der Kontur der Landebahn und den Variablen ermittelt werden:

/7_X

Es sei bemerkt, daß die Gleichungen (6) und (7) an die Stelle der Gleichungen (2) (4) treten und sich von diesen nur dadurch unterscheiden, daß L durch L₁ und S₀ +■ ε_α durch It₁ ersetzt worden sind. ε₃ hat nun keinen Sinn mehr, da die Gleitbahnbake G bereits überflogen worden ist, die die Gleitbahn gemäß dem ILS-System räumlich festlegt.

In F i g. 8 ist ein Schaltschema der Steuerschaltungen für das verformbare Leuchtbild der Landebahn gezeigt. Der obere Teil des Schemas stellt Schaltungen dar, die zur Steuerung einer optischen Vorrichtung verwendet werden, mit welcher die Effekte der Längsund Querneigungsbewegungen eingeführt werden, die bisher vorläufig unerwähnt blieben. Ein zentrales Kreiselsystem 32 gibt den Kurs λ, den Längsneigungswinkel λ und die Querneigung R des Flugzeugs. Ein Funkhöhenmesser 33 gibt die Höhe z. Ein ILS-Empfänger 34 gibt die Gleitbahnabweichung ε_α' und die Anflugabweichung ε;' an. Ein zentrales aerodynamisches System 35 gibt die Geschwindigkeit V des ίο Flugzeugs relativ zum Wind an. Die örtlichen Informationen werden von folgenden Baugruppen geliefert:

36 liefert den Kurs —γ₀ der Landebahn,

37 liefert den Gleitbahnwinkel S₀,

38 liefert die Längsgeschwindigkeit — Wl, des Windes,

39 liefert den Abstand I₀ der Anflugbake vom Ende der Landebahn,

40 gibt den Abstand λ der Gleitbahnbake vom Anfang der Landebahn,

41 gibt die Breite / der Landebahn und

42 gibt die Länge L der Landebahn.

Die Funktionsgeneratoren enthalten die Addierschaltungen 43,44,45 und 46·, die Dtodierschaltungen 47 und 48, die Integriersch'altung 49, die Generatoren 50, 51, 52 und 53 und schließlich die Sinus-Kosinus-Potentiometer 54 und 55.
Mit einem Umschaltkontaktsatz 56 können die Schaltungen von F i g. 8 so umgeschaltet werden, daß nacheinander die beiden Arten der Verformung des Leuchtbildes der Landebahn durchgeführt werden können, wenn die große Grundlinie des Trapezes ihre maximale öffnung von Id₀ erreicht hat. Dieser Wert Id₀ wird durch die Baugruppe 57 dauernd angegeben. Die an der rechten Seite von F i g. 8 angegebenen Bezugszahlen kennzeichnen die Ausgangsleitungen, die die Servomotoren der in den F i g. 3 und 9 dargestellten Vorrichtungen speisen.

Die in F i g. 8 gezeigten Schaltungen liefern die Daten, auf die die Regelkreise und die Servomotoren des Kollimators ansprechen. Der von dem zentralen Kreiselsystem 32 gelieferte Kurs γ und der Kurs der Landebahn — γ₀ gelangen zur Addierschaltung 43, die das Signal Δ C abgibt, welches der Kursabweichung entspricht. Der ILS-Empfänger liefert die Gleitbahnabweichung E₃', zu der in der Addierschaltung 44 der Gleitbahnwinkel S₀ addiert wird. Die Summe S₀ + E₉' wird dem Funktionsgenerator 51 zusammen mit der Höhe ζ aus dem Höhenmesser 33 und dem Abstand λ aus der Vorrichtung 40 zugeführt. Dieser Generator 51 arbeitet gemäß Formel (3) und liefert den Ausdruck S₀ + ε₉, bezogen auf den Anfang der Landebahn.

Die zentrale aerodynamische Vorrichtung 35 gibt die Geschwindigkeit V des Flugzeugs relativ zum Wind an, zu der in der Addierschaltung 45 die Geschwindigkeit — Wl des Windes hinzugezählt wird. Dies ergibt die Grundgeschwindigkeit Vsl- Von dem Augenblick /„ an, in dem die Abdeckung des Anfangs der Landebahn erfolgt, wird das Signal Vsl in dem Integrator 49 integriert. Dieser liefert die Strecke — μ, die das Flugzeug seit dem Beginn t₀ der Abfangphase durchlaufen hat. Die Addierschaltung 46 liefert somit die Differenz L—μ, die gleich L₁ ist und die Länge der in F i g. 6 schraffierten Zone darstellt. Der Höhenmesser 33, der Generator 51 und die Baugruppe 41 speisen den Funktionsgenerator 52 mit den Daten z, S₀ + l··,, und /. Gemäß Formelgleichung (1) gibt der

11 12

Generator 52 das Signal für die Größe ld ab. Außer- einen Querneigungswinkel Null und auch einen hori-

dem speisen der Höhenmesser 33 und die Baugruppe 41 zontalen Längsneigungswinkel Null hätte. Die in dem

die Dividierschaltung 47, der entsprechend der Formel- Kollimator erscheinende Horizontlinie verlief daher

gleichung (5) das Signal für die GrOBeA₁ abgibt, wo- horizontal und schnitt das Gesichtsfeld in der Mitte,

bei der Wert2i/₀ eine Konstante des Kollimators ist. 5 Wenn das Flugzeug einen Querneigungswinkel R und

In diesem Stadium liegen an allen Festkontakten des einen Längsneigungswinkel λ hat, entspricht das vom

Umschaltkontaktsatzes 56 Signale an. In der in Piloten wahrgenommene Bild der Darstellung von

F i g. 8 gezeigten Ruhestellung erhält der Servo- F i g. 10. Im Mittelpunkt 0 des Gesichtsfelds befindet

motor das Signal S₀ + ε₃, das die vertikale Position sich ein festes Fadenkreuz 62, das ein Modell des

des Anfangs der Landebahn bei der Annäherungs- io Flugzeugs darstellt. Das die Landebahn darstellende

phase steuert; in der Arbeitsstellung empfängt der Trapez ABCD und die theoretische Horizontlinie NH

Servomotor 24 das Signal A₁, das zur Wirkung kommt, haben eine Rotation der Größe R und eine Translation

sobald der Anfang der Landebahn abgedeckt worden der Größe α in bezug auf das das Flugzeug darstellende

ist. Der Servomotor 30 wird in der Ruhestellung von Fadenkreuz 62 erfahren. In dem Achsensystem OHN

dem Generator 52 gespeist, der während der An- 15 hat sich gegenüber dem in F i g. 2 gezeigten Schema

näherungsphase den Abstand der Seiten der Lande- nichts verändert. Eine optische Kollimatorvorrichtung,

bahn steuert; in Arbeitsstellung hält sich dieser Ab- wie sie in F i g. 9 dargestellt ist, gibt dem Piloten eine

stand bei dem Maximalwert 2J₀. Ein Endanschlag Überlagerung der Außenansicht längs der Sehachse XX

bewirkt nämlich den Übergang des Umschaltkontakt- und verschiedener Fadenkreuze und Leuchtbilder, zu

satzes 56 aus der Ruhestellung in die Arbeitsstellung 20 denen das feste Fadenkreuz 62 und das veränderliche

sowie die Abdeckung des Anfangs der Landebahn und Leuchtbild der Landebahn gehören, wie es an Hand

den Beginn der Integration der Integrierschaltung 49. von F i g. 3 und 4 untersucht wurde.

Der Servomotor 27 wird von dem Funktionsgene- Die in F i g: 9 gezeigte Vorrichtung weist einen aus rator 50 gesteuert, der gemäß der Formelgleichung (4) den Prismen 64, 65, 66 und 67 bestehenden Prismenoder (7) das Signal ε; bzw. S₁, das die Neigung der 25 satz auf. Dieser Satz ist auf einer drehbaren Platte 68 Achse der Landebahn bestimmt, liefert. So empfängt befestigt. Diese drehbare Platte 68 wird von einem der Generator 50 in der Ruhestellung des Umschalt- Servomotor 58 angetrieben. Vor dem Prismensatz ist kontaktsatzes 56 die Signale ει, ζ, I₀, S₀ + e_g und L, ein halbdurchlässiger Spiegel 61 aufgehängt. Dieser die von dem ILS-Empfänger 34, dem Höhenmeß- Spiegel kann mit Hilfe von Servomotoren 59 und 60 gerät 33, der Baugruppe 39, dem Generator 51 bzw. 30 Drehbewegungen um die Achsen ZZ und YY ausder Baugruppe 42 stammen. In der Arbeitsstellung führen. Über diesem Spiegel ist eine Kondensorempfängt dieser Generator dagegen die Signale ει, ζ, linse 101 angeordnet.

/₀ und die Signale A₁ und L₁ = L-μ, die von dem Das verformbare Leuchtbild der Landebahn nimmt

Teiler 47 bzw. der Addierschaltung 46 stammen. die Fläche A'B'C'D' des Prismas 64 ein und wird

Der Servomotor 23 wird von dem Funktionsgene- 35 nacheinander an der unter 45° geneigten, den beiden rator 53 gesteuert, der gemäß der Formelgleichung (2) Prismen 64 und 65 gemeinsamen Ebene, dem Spieoder (6) das Signal b oder O₁ liefert, das die Lage des gel 61 und einem halbdurchlässigen Spiegel 90 reflek-Endes der Landebahn kennzeichnet. Hierzu empfängt tiert, welcher aus der Windschutzscheibe des Flugder Generator 53 in Ruhestellung des Umschaltkon- zeugs gebildet sein kann. Die Fläche E'F¹G'H' taktsatzes 56 die Signale z, S₀ + s_g und L, die von 40 des Prismas 66 empfängt das Bild eines zweiten bedem Höhenmesser 33, dem Generator 51 bzw. der weglichen Fadenkreuzes, welches nacheinander an der Baugruppe 42 stammen. In Arbeitsstellung empfängt unter 45° geneigten, den beiden Prismen 66 und 67 der Generator 53 dagegen die Signale A₁WIdL₁ = L—μ, gemeinsamen Ebene und dem Spiegel 61 reflektiert die von der Dividierschaltung 47 bzw. von der Addier- wird. Die Fläche E¹G' J¹V des Prismas 67 empfängt schaltung 46 stammen. 45 das Bild eines dritten beweglichen Fadenkreuzes, wel-

Die zentrale Kreiselvorrichtung 32 steuert ebenfalls ches den Prismensatz horizontal durchläuft und am drei Servomotoren 58, 59 und 60, die in der in F i g. 9 Spiegel 61 reflektiert wird. Außer diesen drei beweggezeigten optischen Vorrichtung vorhanden sind. Mit liehen Bildern und dem Bild des festen Fadenkreuzes Hilfe dieser Vorrichtung können die Relativverschie- 62, welches am Spiegel 100 reflektiert wird, sieht der bungen des Leuchtbildes entsprechend den Längs- 50 Pilot direkt durch den Spiegel 90, was draußen vor und Querneigungen eingeführt werden. Die Welle des sich geht. Die Bilder der beweglichen Fadenkreuze in F i g. 8 gezeigten Sinus-Kosinus-Potentiometers 54 und insbesondere das verfoimbare Leuchtbild der wird dem von dem zentralen Kreiselsystem 32 stam- Landebahn verschieben sich in dem Gesichtsfeld des menden Querneigungswinkel R nachgesteuert. Dieses Piloten auf Grund der Rotationen R, Θ, φ, die auf den Potentiometer wird von einer mit dem zentralen 55 Prismensatz und den Spiegel 61 durch die Servo-Kreiselsystem 32 verbundenen Dividierschaltung 48 motoren 58, 60 bzw. 59 übertragen werden. Die Rotagespeist. Das zentrale Kreiselsteuersystem 32 liefert tion des Prismensatzes um die Achse X'X' ergibt auf einen Teil ma des Längsneigungswinkels <x des Flug- Grund der Reflexion an den Spiegeln 61 und 90 ein zeugs. Die Ausgänge des Potentiometers 54 liefern Verschwenken der Bilder um die Achse XX; diese somit Signale mx · sin R und wj« · cos R. Die Welle 60 Rotation entspricht in erster Näherung dem Querdes Sinus-Kosinus-Potentiometers 55 ihrerseits wird neigungswinkel R, der durch das zentrale Kreiseldurch das Signal m« · sin R = ψ gesteuert, und an system des Flugzeugs geliefert wird, dieses Potentiometer wird das Signal mx · cos R ange- Der Spiegel 61 ist, wenn das Flugzeug keine Längslegt. Diese beiden Signale stammen von dem Potentio- neigung hat, um 45° geneigt, um dem Piloten Bilder meter 54. Der Ausgang des Potentiometers 55 liefert 65 zu übermitteln, die nur um den Querneigungswinkel R somit das Signal Θ = mx · cos R · cos φ. gedreht sind. Bei Vorhandensein einer Längsneigung

Am Beginn der Beschreibung der F i g. 1 wurde der muß die Einstellung des Spiegels 61 geändert werden,

Einfachheit halber angenommen, daß das Flugzeug damit den reflektierten Bildern eine Translation λ er-

13 14

ieilt wird, die dem Längsneigungswinkel des Flugzeugs lieh und in derselben Art und Weise eingeteilt wie die entspricht. Die im Schema der F i g. 10 gezeigte Trans- Abdeckarme. Die horizontalen Einteilungslinien sind lation ^ zerfällt in ihre Horizontal- und Vertikal- transparent und heben sich von einem undurchsichkomponenten, cpjm bzw. Θjin · cos φ, und es ist er- tigen Hintergrund und einer Nadel 72 ab. Diese sichtlich, daß dem Spiegel 61 (F i g. 9) zwei Drehungen 5 Nadel 72 kann horizontal von einem Servomotor 73 erteilt werden müssen, die in erster Näherung die fol- hin- und herbewegt werden.

genden Werte haben: In Abhängigkeit von der Höhe des Flugzeugs wird

die Platte 70 in der Weise nach unten bewegt, daß der

um die Achse ZZ: φ = nix sin R, (8) Abstand der einander entsprechenden Linienteile der

um die Achse YY: Θ = mx cosip cos R. (9) io Platte und des festen Rahmens gleich dem Winkel ε

der Horizontneigung ist. Gleichzeitig wird die Abdeck-

Mittels der Rotation Λ des Prismensatzes und der bewegung der Nadel 72 nach der Kursabweichung AC durch die Formelgleichungen (8) und (9) als Funktion vorgenommen. Der Pilot sieht durch den Kollimator des Querneigungswinkels R und des Längsneigungs- ein beleuchtetes Horizontraster. Dieses wird in Durchwinkels χ definierten Rotationen übermitteln die 15 sieht über die Fläche EFGH des Prismas 66 (F i g. 9) Spiegel 61 und 90 dem Piloten Bilder von beweglichen beobachtet. Dieses Raster ist fest mit dem Prismensatz Fadenkreuzen und Linienmustern, die sich in zu- des Kollimators verbunden. Das Bild des Rasters friedenstellender Weise den gleichzeitig durch den unterliegt der Rotation und der Translation auf Grund Spiegel 90 wahrgenommenen Festpunkten auf dem der Längs- und Querneigungen des Flugzeugs. Man Boden überlagern. 20 erhält zu guter Letzt das in F i g. 10 gezeigte Bild,

Das Kollimatorsystem weist außer dem System der mit dem der Längsneigungswinkel α, der Querneigungsverformbaren Landebahn ein Horizontfadensystem winkel R, die Kursabweichung und die Horizontneiauf, welches dem verformbaren Leuchtbild der Lande- gung abgeschätzt werden kann. Durch eine geeignete bahn ein Raster von zu dem theoretischen Horizont Farhwahl können die dem Himmel bzw=^jer Erde entparallelen Lichtlinien überlagert, die den Piloten über 25 sprechenden Einteilungen unterschieden werden. Die den Längsneigungswinkel λ des Flugzeugs, dessen Trennungslinie ist die Linie des wahren Horizonts. Querneigungswinkel R, seine Kursabweichung und Das in dem Kollimator sichtbare zusammengesetzte

seine scheinbare Höhe über dem Boden informieren. Bild wird durch punktierte Anzeigen vervollständigt,

In F i g. 11 ist ein schematischer Schnitt durch die die dem Piloten anzeigen, wo er sich befindet, wohin Erde gezeigt, aus dem ersichtlich ist, wie die Erd- 30 er fliegt und was er tun muß. Diese Anzeigen werden krümmung (Erdradius r) für einen Beobachter 0 in mit Hilfe eines Rasters eingeführt, das »Steucrliniender Höher zwei Definitionen der Horizontlinie er- raster« genannt wird.

gibt. Der theoretische Horizont ist durch eine Blick- In Fig. 13 ist schematisch in Grund- und Aufriß

richtung längs der Horizontlinie OH definiert, wäh- ein auf die Landebahn ABCD zu fliegendes Flugrend der wahre Horizont durch eine Blicklinie längs 35 zeug 0 dargestellt. Der Geschwindigkeitsvektor des der Tangente OH' an die Erdoberfläche definiert ist. Flugzeugs ist Vs, die Vertikalkomponente ist V_z, und Zwischen dem theoretischen und dem wahren Hori- das Flugzeug 0 befindet sich im Abstand von Dh vom zont besteht eine Horizontneigimg ε, die durch fol- Anfang der Landebahn. Die ideale Gleitbahn ist die gende Beziehung angegeben ist: Schnittgerade zwischen der Gleitbahnebene und der

40 Anfluglinie des ILS-Blindflugsystems. Die Winkel, die

12 der Geschwindigkeitsvektor Vs mit der idealen Gleit-

(10) bahn bildet, die durch strichpunktierte Linien angedeutet ist, sind die Horizontalabweichung Er und die A Vertikalabweichung E₁. Die Position des Flugzeugs

Diese Horizontneigung ε, die beim Landen des 45 ist durch die Winkel ει und ε₉ in bezug auf den Mittel-Flugzeugs gegen Null geht, ist in F i g. 10 dargestellt. punkt M des Anfangs der Landebahn gekennzeichnet. I Die den theoretischen Horizont darstellende Linie NH ' In F i g. 14 sind die drei Leuchtmarken 74, 75 und j ist in dem Kollimator nicht in ihrer ganzen Ausdeh- 76 gezeigt, die mit Hilfe des Steuerlinienrasters dem ^; nung sichtbar. Außer an zwei in bezug auf die Achse verformbaren Leuchtbild der Landebahn überlagert OH symmetrischen Stellen, ist die Linie um einen 50 sind. Da dieses Linienraster auf der Fläche EGJI des j Winkel ε herabgesetzt, der gleich der Horizontneigung Prismas 67 der in F i g. 9 gezeigten Vorrichtung liegt, ist. Die in dem Kollimator tatsächlich sichtbare Hori- überlagert es sich direkt dem Leuchtbild der Lande- ; zontlinie ist eine Linie mit zwei Zacken, deren Grund- bahn, so daß die Quer- und Längsneigungen alle über linie der wahre Horizont ist, den der Pilot sieht. Die den Prismensatz auf den Spiegel 61 übertragenen BiI-Höhe der Zacken nimmt progressiv ab, und es liegt 55 der beeinflussen. | eine durchgehende Linie vor, wenn die Maschine auf Die Leuchtmarke 75, die ILS-Marke genannt wird, : den Boden aufsetzt. Die Horizontlinie ist im Ab- ist auf den Mittelpunkt M des Anfangs der Landebahn stand A C von der Achse OH unterbrochen, um dem bezogen. Sie hat als Koordinaten in bezug auf die Piloten einen Bezugspunkt zu geben, an dem er die Achsen MB und MQ die Abweichungen^ bzw. ε;; Kursabweichung Δ C beurteilen kann. Schließlich 60 ihre Koordinaten in bezug auf die Achsen NH und i wiederholt sich diese Linie in gleichen Abständen, da- HJsind JC bzw. S₀. Die Leuchtmarke 74 ist der theomit eine Skala gebildet wird, an der der Pilot den retischc Aufsetzpunkt des Flugzeugs, wenn es seiner Längsneigungswinkel abschätzen kann. Flugbahn in der Verlängerung von Vs weiter folgen Die in F i g. 12 dargestellte Anordnung weist einen würde. Die Position dieser Marke ist durch die Abfesten Rahmen 69 auf, der zwei mit einer Skalen- 65 weichungen En und Ei gegeben, die sich zu den Kotcilung versehene Arme 71 aufweist. Diese Arme ordinaten der ILS-Marke 75 addieren. Auf der die decken zwei in einer Platte 70 angebrachte recht- Marken 74 und 75 verbindenden Geraden ist eine eckige Fenster ab. Die Platte 70 ist \ertikal verschieb- NUirke 76 angeordnet, die dem Piloten die Manöver-

anweisungen erteilt, die durch Interpolation zwischen Scheibe 82 weist einen radialen Schlitz auf, der einen

den Transversalabweichungen ε_ρ und ει des Flugzeugs Winkel Δ mit der Vertikalen bildet. Die Scheibe 83

und den Axialabweichungen Er und E₁ ermittelt wur- weist zwei Schlitze 84 und 85 in Form von Archime-

den. Das Ziel der Steuerung besteht darin, das Flug- dischen Spiralen auf. Diese bilden mit der Vertikalen

zeug auf eine mit der idealen Gleitbahn zusammen- 5 einen Winkel η. Die Scheiben sind übereinander anee-

fallende und zu dieser parallelen Flugbahn zu bringen. ordnet und lassen nur an den Kreuzungspunkten 74

Deshalb muß dafür gesorgt werden, daß die Marke 74 75 und 76 Licht durch.

und die Marke 75 zusammenfallen, was die Aus- Die Servomotoren 78 und 80 erzeugen Verschienchtung der Maschine anzeigt, und außerdem müssen bungen der Platte, die der Kursabweichung Δ C bzw die beiden Marken mit dem Mittelpunkt M des An- io dem Gleitbahnwinkel S₀ entsprechen,
tangs der Landebahn zur Deckung gebracht werden. Der Radialschlitz der Scheibe 82 ist unter dem Win-Dieses doppelte Ziel wird dadurch erreicht, daß der kel Δ geneigt, der sich aus den Abweichungen E_R und Pilot in Abhängigkeit von den die Marke 76 kenn- E_t nach folgender Formel ergibt:
zeichnenden Abweichungen reagieren läßt. Die Marke 76 teilt die die Marken 74 und 75 verbindende Ge- 15 Er

rade in einem vorbestimmten Verhältnis. Die Koordi- ^ ^{= ar}ctg .

naten p und q der Marke 76 zeigen dem Piloten die ^Et
Maßnahmen an, die er ausführen muß, damit sich das

Flugzeug asymptotisch der idealen Einschwebbahn ^Die Archimedische Spirale 85 wird um einen Win-

nähert. ₂₀ kel η als Funktion von Er und Et derart gedreht, daß

In F i g. 15 ist in Draufsicht ein die Marken 74, 75 ^{der Abs}tand zwischen den Marken 74 und 75 gleich und 76 erzeugendes Rastersteuersystem gezeigt. Diese
Vorrichtung besteht aus einem festen Rahmen 77,
auf dem eine Brücke 79 longitudinal mit Hilfe eines

Servomotors 78 verschiebbar ist, und aus einer von 25 ist.'Schließlich bestimmt die Spirale S^tlie Lage der

der Brücke19 getragenen Platte 81, die sich vertikal Marke 76 so, daß die Abstände zu den beiden anderen

S « «· · ^Se.^{rvomotors 8}O verschieben läßt. Die Marken 74 und 75 in einem festen vorbestimmten Ver-

Platte 81 ist mit einer runden Öffnung versehen, in der hältnis K bleiben, welches von der Steuerungsempfind-

Scheiben82 und 83 drehbar angeordnet sind. Die lichkeit des Flugzeugs abhängt

Hierzu 4 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Sichtanzeigesystem, das einem Flugzeugführer eine sichtbare Darstellung von Informationsdaten liefert, mit einer Anordnung zur Nachbildung des Umrisses einer Landebahn in der Weise, wie sie vom Flugzeugführersitz eines die Landebahn anfliegenden Flugzeuges aus sichtbar ist, gekennzeichnet durch eine mechanische Struktür (15) mit einem relativ zu ihr feststehenden Drehpunkt (N), der den Fluchtpunkt der Längsseiten der Landebahn darstellt, zwei um den Drehpunkt (N) drehbar gelagerten Stäben (5, 6) und mit zwei zueinander parallelen Stäben (4, 7), die in der mechanischen Struktur (15) senkrecht zu ihren Längsrichtungen verschiebbar sind, so daß die vier Schnittpunkte zwischen den vier Stäben (5, 6, 4, 7) ein Trapez bestimmen, das aus Abschnitten der vier Stäbe besteht, und durch eine Steueranordnung mit einer Einrichtung zur Einstellung des Abstandes des vierten Stabs (7) von dem Drehpunkt (N) in Abhängigkeit von einem ersten Winkel (S₀ + £g), der im wesentlichen gleich dem am Mittelpunkt (M) des Anfangs (AB) der Landebahn gemessenen Höhenwinkel des Flugzeugs ist, einer Einrichtung zur Einstellung des Abstandes des dritten Stabes (4) von dem Drehpunkt (N) in Abhängigkeit von dem ersten Winkel (S₀ + e_g), der Höhe (z) des Flugzeugs und der Länge (L) der Landebahn und mit einer Einrichtung zur Einstellung der Winkelstellungen des ersten Stabes (5) und des zweiten Stabes (6) in Abhängigkeit von dem Öffnungswinkel (2d), unter dem der Anfang (AB) der Landebahn vom Flugzeugführersitz aus gesehen wird, sowie in Abhängigkeit von dem am Mittelpunkt (M) des Anfangs der Landebahn gemessenen Azimutwinkel (ε^ des Flugzeugs in bezug auf die vertikale Längsmittelebene der Landebahn.

2. Sichtanzeigesystem nach Anspruch 1, insbesondere zur Verwendung in Verbindung mit einem ILS-System, dadurch gekennzeichnet, daß die Steueranordnung einen ersten Funktionsgenerator (51) enthält, welcher den ersten Winkel (S₀ -j- Sg) aus der Neigung (S₀) der Gleitbahnebene, dem Signal (ε/) der ILS-Gleitbahnbake (G), der Höhe (z) des Flugzeugs und der Entfernung (λ) der Gleitbahnbake (G) vom Anfang (AB) der Landebahn ableitet, daß die Steueranordnung ferner einen zweiten Funktionsgenerator (50) enthält, welcher den Azimutwinkel (ε;) aus dem Signal (ει') der ILS-Anflugbake (ZO) der Höhe (z) des Flugzeugs, dem Ausgangssignal (S₀ + s_g) des ersten Funktionsgenerators (51), der Länge (L) der Landebahn und der Entfernung (I₀) der Anflugbake (LO) vom Ende (CD) der Landebahn ableitet, und daß die Steueranordnung einen dritten Funktionsgenerator (52) enthält, welcher den Öffnungswinkel (2 rf) aus der Höhe (z) des Flugzeugs, der Breite (/) der Landebahn und dem Ausgangssignal (S₀ + ε₃) des ersten Funktionsgenerators (51) ableitet.

3. Sichtanzeigesystem nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Anordnung zur Nachbildung des Umrisses der Landebahn so ausgebildet ist, daß sie mit Hilfe des ersten Stabes (5), des zweiten Stabes (6) und des dritten Stabes (4) einen Umriß der Landebahn bildet, wie er von dem Flugzeugführersitz aus gesehen wird, wenn der Anfang (AB) der Landebahn vom Flugzeugführersitz aus nicht mehr sichtbar ist, und daß die Steueranordnung ferner eine Hilfseinrichtung (53, 23) zur Einstellung des Abstands des dritten Stabes (4) von dem Drehpunkt (N) in Abhängigkeit von der Höhe (z) des Flugzeugs, der Breite (/) der Landebahn und der Länge (L—μ) des vom Flugzeugführersitz aus sichtbaren Restabschnitts der Landebahn enthält sowie eine Einrichtung (50, 27; 57, 30) zur Einstellung der Winkelstellung des ersten Stabes (5) und des zweiten Stabes (6) in Abhängigkeit von einer Konstanten (2d₀), die den Maximalwert darstellt, den der Öffnungswinkel (2d) erreicht, sowie in Abhängigkeit von dem Signal (ει) der Anflugbake (LO), der Länge (L—μ) des sichtbaren Restabschnitts der Landebahn, der Entfernung (I₀) der Anflugbake (LO) vom Ende (CD) der Landebahn und der Breite (/) der Landebahn.

4. Sichtanzeigesystem nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Anordnung ferner eine Einrichtung zur Abdeckung des vierten Stabes (7) enthält.

5. Sichtanzeigesystem nach einem der Ansprüche'1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Stäbe (4, 5, 6, 7) aus einem Material bestehen, das eine Rotation der Polarisation des hindurchgehenden Lichtes bewirkt, daß die die Stäbe enthaltende mechanische Struktur zwischen zwei Polarisatoren (8, 9) mit gekreuzten Polarisationsrichtungen eingefügt ist und daß eine Einrichtung (10) zur Beleuchtung eines der Polarisatoren vorgesehen ist.

6. Sichtanzeigesystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch eine zweite mechanische Struktur (14), relativ zu der die erste mechanische Struktur (15) parallel zu der Richtung der parallelen Stäbe derart gleitbar gelagert ist, daß der Drehpunkt (N) bei der Gleitbewegung eine gerade Strecke zurücklegt, die durch einen Festpunkt der zweiten mechanischen Struktur geht, und durch eine zweite Steueranordnung (32, 36, 43, 16) zur Steuerung der Lage der ersten mechanischen Struktur (15) relativ zu der zweiten mechanischen Struktur (14) zur Einstellung des Abstands zwischen dem Drehpunkt (N) und dem Festpunkt der zweiten mechanischen Struktur (14) in Abhängigkeit von dem Kurswinkelfehler (A C) des Flugzeugs, bezogen auf die vertikale Längsmittelebene.

7. Sichtanzeigesystem nach Anspruch 6, gekennzeichnet durch optische Einrichtungen (61, 90, 101), die ein in der Richtung der Längsachse des Flugzeugs im Unendlichen liegendes Bild des Trapezes wiedergeben, das im wesentlichen mit dem Umriß der Landebahn übereinstimmt, wie diese wenigstens bei den Werten Null des Längsneigungswinkels und des Querneigungswinkels des Flugzeugs vom Flugzeugführersitz aus gesehen wird.

8. Sichtanzeigesystem nach Anspruch 7, gekennzeichnet durch eine Einrichtung (32, 58) zur Drehung der zweiten mechanischen Struktur in Abhängigkeit von dem Querneigungswinkel (R) des Flugzeugs in der Weise, daß in dem im Unendlichen liegenden Bild die Richtung der parallelen Stäbe (4, 7) mit der Horizontalebene einen Winkel einschließt, der gleich dem Querneigungsvvinkel des Flugzeugs und entgegengesetzt zu diesem gerichtet ist.

9. Sichtanzeigesystem nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß die optische Einrichtung eine reflektierende Vorrichtung (61) enthält, die ein Zwischenbild des Trapezes formen, sowie Einrichtungen (90, 101), welche ein in der Richtung der Längsachse des Flugzeugs im Unendlichen liegendes Bild des Zwischenbildes erzeugen, und daß zwei Schwenkvorrichtungen (59, 60) zum Verschwenken der reflektierenden Vorrichtung (61) und zwei zueinander senkrecht stehende Achsen (YY, ZZ) vorgesehen sind und daß eine Anordnung (32, 48, 54, 55) zur Steuerung der ersten Schwenkvorrichtung (59) in Abhängigkeit von dem Wert m<x · sin R enthält und zur Steuerung der zweiten Schwenkvorrichtung (60) in Abhängigkeit von dem Wert moc · cos (met. ■ sin R) ■ cos R vorgesehen ist, wobei m eine Konstante, « der Längsneigungswinkel und R der Querneigungswinkel ist.

10. Sichtanzeigesystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch eine zweite Anordnung zur Erzeugung einer Darstellung von Horizontlinien mit einem Rahmen (69), einer beweglichen Platte (70), einer Einrichtung zur Verschiebung der Platte (70) relativ zu dem Rahmen (69) in einer vorbestimmten Richtung des Rahmens, daß die Platte (70) wenigstens eine längliche Öffnung hat, die parallel zu der vorbestimmten Richtung liegt, und eine erste Gruppe von Schlitzen, die senkrecht zu der vorbestimmten Richtung liegen, daß an dem Rahmen wenigstens ein Teil (71) so befestigt ist, daß es sich an das Innere des Rahmens erstreckt, daß dieses Teil (71) die gleiche Ausdehnung wie die längliche Öffnung der Platte (70) hat und eine zweite Gruppe von Schützen enthält, die senkrecht zu der vorbestimmten Richtung liegen, und daß die Schlitze der ersten Gruppe mit den Schlitzen der zweiten Gruppe in einer Ruhestellung der Platte (70) in einer Linie liegen und daß eine Anordnung zur Steuerung der Verschiebungseinrichtung in Abhängigkeit von der Höhe (z) des Flugzeugs über dem Boden vorgesehen ist.

11. Sichtanzeigesystem nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß die zweite Anordnung ferner einen Zeiger (72) aufweist, welcher die Schlitze schneidet, und daß eine Einrichtung (73) zur Verschiebung des Zeigers entlang den Schlitzen in Abhängigkeit von dem Kurswinkelfehler (A C)' des Flugzeugs vorgesehen ist.

12. Sichtanzeigesystem nach Anspruch 10 unter Rückbeziehung auf Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß der Rahmen der zweiten Anordnung mechanisch mit der zweiten mechanischen Struktur verbunden ist und daß durch eine optische Einrichtung in Verbindung mit der optischen Einrichtung der ersten Anordnung ein Bild der Schlitze einem Bild des Trapezes zur Erzeugung eines zusammengesetzten Bildes überlagert wird, das durch die reflektierende Vorrichtung derart reflektiert wird, daß das Zwischenbild des Trapezes als Teil des reflektierten zusammengesetzten Bildes wiedergegeben wird.

13. Sichtanzeigesystem nach Anspruch 12, gekennzeichnet durch eine Einrichtung, die dem im Unendlichen liegenden Bild ein weiteres Festbild überlagert, welches das Flugzeug symbolisiert.

14. Sichtanzeigesystem nach Anspruch 5, gekennzeichnet durch eine Einrichtung, die dem im Unendlichen liegenden Bild des Trapezes drei Leuchtmarken (74, 75, 76) überlagert, von denen die erste Leuchtmarke (74) am Bildpunkt des Schnittpunktes der den Geschwindigkeitsvektor des Flugzeugs enthaltenden Geraden mit der Ebene der Landebahn liegt, die Lage der zweiten Leuchtmarke (75) durch die Höhenabweichung (e_g) relativ zu der Gleitbahnebene des Flugzeugs, gesehen vom Mittelpunkt (M) des Anfangs der Landebahn und durch den Azimut (ε;) definiert ist und die dritte Leuchtmarke (76) die zwischen der ersten und der zweiten Leuchtmarke liegende gerade Strecke in einem vorbestimmten Verhältnis unterteilt.