DE1481989C3 - Sichtanzeigesystem - Google Patents

Description

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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 % 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 t 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 einer 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 JV 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 + ε₉ j läuterung der Wirkungsweise des Sichtanzeigesystems unterhalb der Horizontlinie, wobei dieser Abstand in j 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 % 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 j Querneigungen des Flugzeugs, MP liegt, kann der Anfang AB der Landebahn paral- λ

F i g. 9 eine perspektivische Ansicht der optischen IeI zur Horizontlinie gezeichnet werden. Die schein- ijf Einrichtung zur Erzeugung des im Unendlichen liegen- 45 bare Breite 2d wird gemäß F i g. 1 durch den Winden Bildes, kel AOB 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,

Fig. 12 eine Vorrichtung zur Erzeugung von 50 ολ^ζ-οιλ n\

Horizontlinien in dem im Unendlichen liegenden Bild, ^Ld ^ Y ^o ^{+ ε}°>' ^

Fig. 13 und 14 geometrische Darstellungen zur Erläuterung der Einblendung von zusätzlichen Leuchtmarken 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 0 gezeigt. Das Flugzeug ist dargestellt, wie „

es der Fluglinie OH folgt, deren Richtung mit der b m ° "^ ^Sg (2)

Längsachse des Flugzeugs zusammenfällt. Der als 60 L

eben angenommene Boden erstreckt sich bis zum ' ~ *■ 0 + ^εβ) ■

theoretischen Horizont NH. Auf dem Boden ist eine
rechteckige Landebahn ABCD 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 Δ 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 //, 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 auf einen dLirchsic'.itigen Träger geklebten Quarzstreifen sichtbar gemacht, der in F i g. 4 nicht dargestellt ist. Dieser Träger bzw. die Lichteintrittsfläche 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 Konsole 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//. 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 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 gedruckt. Ein mit dem Wagen 26 fest verbundener Stift 31 greift in eine Aussparung

ίο 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 TV, 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 Hilfe des Servomotors 27 so verschoben, daß die horizontale Translation des Stifts 31 in bezug auf den Mittelpunkt N gleich K · ε; ist. Nun muß noch eine vertikale Neustellung dieses Stifts 31 und der Muttern 29 um den Betrag k (S₀ + «?). mit Hilfe des Servomotors 24 vorgenommen werden. In diesem 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 -f ε^) unterhalb des Punktes N. Das Stäbchen 4 muß nun noch mit dem Servomotor 23 um eine Π:Ή-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 A'-fachen 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 + E₉ 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 G liegt im Abstand λ von dem Anfang der Landebahn, und die Anflugbake LO ist im Abstand I₀ vom Ende der Landebahn entfernt angeordnet. Die Abweichungen S₀ + E₀ und ει müssen daher als Funktion der wirklichen Abweichungen S₀ -j- %', /■' und der Höhe ζ ausgedrückt werden. Man findet in guter Näherung für die beiden korrigierten Variablen die Beziehungen

und

ει

(S₀ + ε,)

Das Stäbchen 7 wird in dem Augenblick, in dem das Flugzeug den Anfang der Landebahn überfliegt, abgedeckt. Diese Abdeckung erfolgt, sobald der Abstand 2i/einen Winkclmaximalwert von 2rf₀ in der Größen-

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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 μ, 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, b_x und S₁ jedoch unterscheiden sich von den Abweichungen S₀ + Sg, b und si, 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:

wendet 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 s_g' und die Anflugabweichung s{ 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:

A₁

= S₁'11 +(L₁+ I₀)

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 + S₃ durch A₁ ersetzt worden sind. s_g 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 ver-

36 liefert den Kurs — γ₀ der Landebahn,

37 liefert den Gleitbahnwinkel S₀,

38 liefert die Längsgeschwindigkeit — Wl des

Windes,

39 liefert den Abstand /₀ 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 Dtvidierschaltungen 47 und 48, die Integrierschaltung 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 2d₀ 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 A C abgibt, welches der Kursabweichung

(5) entspricht. Der ILS-Empfänger liefert die Gleitbahnabweichung Sg', zu der in der Addierschaltung 44 der Gleitbahnwinkel S₀ addiert wird. Die Summe S₀ + s_g' wird dem Funktionsgenerator 51 zusammen mit der

(6) 5° 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 + S₉, 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 /₀ 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 + fg und /. Gemäß Formelgleichung (1) gibt der

Generator 52 das Signal für die Größe ld ab. Außerdem speisen der Höhenmesser 33 und die Baugruppe 41 die Dividierschaltung 47, der entsprechend der Formel- ■ gleichung (5) das Signal für die Größe A₁ abgibt, wobei der Wert2i/₀ eine Konstante des Kollimators ist. In diesem Stadium liegen an allen Festkontakten des Umschaltkontaktsatzes 56 Signale an. In der in F i g. 8 gezeigten Ruhestellung erhält der Servomotor das Signal S₀ -\- e_g, das die vertikale Position des Anfangs der Landebahn bei der Annäherungsphase steuert; in der Arbeitsstellung empfängt der Servomotor 24 das Signal A₁, das zur Wirkung kommt, sobald der Anfang der Landebahn abgedeckt worden ist. Der Servomotor 30 wird in der Ruhestellung von dem Generator 52 gespeist, der während der Annäherungsphase den Abstand der Seiten der Landebahn steuert; in Arbeitsstellung hält sich dieser Abstand bei dem Maximalwert Id₀. Ein Endanschlag bewirkt nämlich den Übergang des Umschaltkontaktsatzes 56 aus der Ruhestellung in die Arbeitsstellung sowie die Abdeckung des Anfangs der Landebahn und den Beginn der Integration der Integrierschaltung 49.

Der Servomotor 27 wird von dem Funktionsgenerator 50 gesteuert, der gemäß der Formelgleichung (4) oder (7) das Signal ε* bzw. ε_Χ) das die Neigung der Achse der Landebahn bestimmt, liefert. So empfängt der Generator 50 in der Ruhestellung des Umschaltkontaktsatzes 56 die Signale ει, ζ, I₀, S₀ + e_g und L, die von dem ILS-Empfänger 34, dem Höhenmeßgerät 33, der Baugruppe 39, dem Generator 51 bzw. der Baugruppe 42 stammen. In der Arbeitsstellung empfängt dieser Generator dagegen die Signale ει', ζ, I₀ und die Signale A₁ und L₁ = L—μ, die von dem Teiler 47 bzw. der Addierschaltung 46 stammen.

Der Servomotor 23 wird von dem Funktionsgenerator 53 gesteuert, der gemäß der Formelgleichung (2) oder (6) das Signal b oder b_t liefert, das die Lage des Endes der Landebahn kennzeichnet. Hierzu empfängt der Generator 53 in Ruhestellung des Umschaltkontaktsatzes 56 die Signale z, S₀ + ε₉ und L, die von dem Höhenmesser 33, dem Generator 51 bzw. der Baugruppe 42 stammen. In Arbeitsstellung empfängt der Generator 53 dagegen die Signale A₁ und L₁ = L—μ, die von der Dividierschaltung 47 bzw. von der Addierschaltung 46 stammen.

Die zentrale Kreiselvorrichtung 32 steuert ebenfalls drei Servomotoren 58, 59 und 60, die in der in F i g. 9 gezeigten optischen Vorrichtung vorhanden sind. Mit Hilfe dieser Vorrichtung können die Relativverschiebungen des Leuchtbildes entsprechend den Längsund Querneigungen eingeführt werden. Die Welle des in F i g. 8 gezeigten Sinus-Kosinus-Potentiometers 54 wird dem von dem zentralen Kreiselsystem 32 stammenden Querneigungswinkel R nachgesteuert. Dieses Potentiometer wird von einer mit dem zentralen Kreiselsystem 32 verbundenen Dividierschaltung 48 gespeist. Das zentrale Kreiselsteuersystem 32 liefert einen Teil ma des Längsneigungswinkels α des Flugzeugs. Die Ausgänge des Potentiometers 54 liefern somit Signale mx · sin R und mot · cos R. Die Welle des Sinus-Kosinus-Potentiometers 55 ihrerseits wird durch das Signal mot · sin R = φ gesteuert, und an dieses Potentiometer wird das Signal m* · cos R angelegt. Diese beiden Signale stammen von dem Potentiometer 54. Der Ausgang des Potentiometers 55 liefert somit das Signal Θ — m<x ■ cos R ■ cos φ.

Am Beginn der Beschreibung der F i g. 1 wurde der Einfachheit halber angenommen, daß das Flugzeug einen Querneigungswinkel Null und auch einen horizontalen Längsneigungswinkel Null hätte. Die in dem Kollimator erscheinende Horizontlinie verlief daher horizontal und schnitt das Gesichtsfeld in der Mitte. Wenn das Flugzeug einen Querneigungswinkel R und einen Längsneigungswinkelet hat, entspricht das vom Piloten wahrgenommene Bild der Darstellung von F i g. 10. Im Mittelpunkt 0 des Gesichtsfelds befindet sich ein festes Fadenkreuz 62, das ein Modell des

ίο Flugzeugs darstellt. Das die Landebahn darstellende Trapez ABCD und die theoretische Horizontlinie NH haben eine Rotation der Größe R und eine Translation der Größe ot in bezug auf das das Flugzeug darstellende Fadenkreuz 62 erfahren. In dem Achsensystem OHN hat sich gegenüber dem in F i g. 2 gezeigten Schema nichts verändert. Eine optische Kollimatorvorrichtung, wie sie in F i g. 9 dargestellt ist, gibt dem Piloten eine Überlagerung der Außenansicht längs der Sehachse XX und verschiedener Fadenkreuze und Leuchtbilder, zu denen das feste Fadenkreuz 62 und das veränderliche Leuchtbild der Landebahn gehören, wie es an Hand von F i g. 3 und 4 untersucht wurde.

Die in F i g. 9 gezeigte Vorrichtung weist 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 einem Servomotor 58 angetrieben. Vor dem Prismensatz ist ein halbdurchlässiger 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 verformbare Leuchtbild der Landebahn nimmt die Fläche A'B'C'D' des Prismas 64 ein und wird nacheinander an der unter 45° geneigten, den beiden Prismen 64 und 65 gemeinsamen Ebene, dem Spiegel 61 und einem halbdurchlässigen Spiegel 90 reflektiert, welcher aus der Windschutzscheibe des Flugzeugs gebildet sein kann. Die Fläche E'F'G'H' des Prismas 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 Fläche E¹G'J'V des Prismas 67 empfängt das Bild eines dritten beweglichen Fadenkreuzes, welches den Prismensatz horizontal durchläuft und am Spiegel 61 reflektiert wird. Außer diesen drei beweglichen Bildern und dem Bild des festen Fadenkreuzes 62, welches am Spiegel 100 reflektiert wird, sieht der Pilot direkt durch den Spiegel 90, was draußen vor sich geht. Die Bilder der beweglichen Fadenkreuze und insbesondere das verfoimbare Leuchtbild der Landebahn verschieben sich in dem Gesichtsfeld des Piloten auf Grund der Rotationen R, Θ, φ, die auf den Prismensatz und den Spiegel 61 durch die Servomotoren 58, 60 bzw. 59 übertragen werden. Die Rotation des Prismensatzes um die Achse X¹X' ergibt auf Grund der Reflexion an den Spiegeln 61 und 90 ein Verschwenken der Bilder um die Achse XX; diese Rotation entspricht in erster Näherung dem Querneigungswinkel R, der durch das zentrale Kreiselsystem des Flugzeugs geliefert wird.

Der Spiegel 61 ist, wenn das Flugzeug keine Längsneigung hat, um 45° geneigt, um dem Piloten Bilder zu übermitteln, die nur um den Querneigungswinkel R gedreht sind. Bei Vorhandensein einer Längsneigung muß die Einstellung des Spiegels 61 geändert werden, damit den reflektierten Bildern eine Translation <x er-

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teilt 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 undurchsich-

komponenten, φ/m bzw. Θ j in · 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 = mx sin R, (8) Abstand der einander entsprechenden Linienteile der

um die Achse YY: Θ = my. cos φ cos R. (9) αο Platte und des festen Rahmens gleich dem Winkel ε

der Horizontneigung ist. Gleichzeitig wird die Abdeck-

Mittels der Rotation/? des Prismensatzes und der bewegung der Nadel 72 nach der Kursabweichung Δ C 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 Fig. 10 gezeigte Bild,

Das Kollimatorsystem weist außer dem System der mit dem der Längsneigungswinkel «,derQuerneigungsverformbaren 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 Farb.wahl können die dem Himmel bzw^-der 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 Fig. 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 »Steuerlinien-

der Höhe ζ 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 Flug-

rend der wahre Horizont durch eine Blicklinie längs 35 zeug 0 dargestellt. Der Geschwindigkeitsvektor des

der Tangente OH' an die Erdoberfläche definiert ist. Flugzeugs ist K,s, 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 Horizontneigunge, 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

1J2_Z der Geschwindigkeitsvektor Vs mit der idealen Gleit-

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

Diese Horizontneigung ε, die beim Landen des 45 ist durch die Winkel ει und ε_β in bezug auf den Mittel-Flugzeugs gegen Null geht, ist in F i g. 10 dargestellt. punkt M des Anfangs der Landebahn gekennzeichnet. Die den theoretischen Horizont darstellende Linie NH In F i g. 14 sind die drei Leuchtmarken 74, 75 und 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 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 Landezontlinie 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 Δ 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 e_g bzw. ε;;

Kursabweichung Δ C beurteilen kann. Schließlich 60 ihre Koordinaten in bezug auf die Achsen NH und

wiederholt sich diese Linie in gleichen Abständen, da- HJsind AC bzw. S₀. Die Leuchtmarke 74 ist der theo-

mit eine Skala gebildet wird, an der der Pilot den retische Aufsetzpunkt des Flugzeugs, wenn es seiner

Längsneigungswinkel abschätzen kann. Flugbahn in der Verlängerung von Va 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 Koteilung 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 vertikal verschieb- Marke 76 angeordnet, die dem Piloten die Manöver-

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

den Transversalabweichungen ε₃ und ει des Flugzeugs Winkel Δ mit der Vertikalen bildet. Die Scheibe 83

und den Axialabweichungen E_n und Ei 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 Verschiericntung der Maschine anzeigt, und außerdem müssen bungen der Platte, die der Kursabweichung Δ C bzw die beiden Marken mn dem Mittelpunkt M des An- io dem Gleitbahnwinkel S₀ entsprechen fangs 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 Er 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 e_r

rade in einem vorbestimmten Verhältnis. Die Koordi- /1 = arc tg .

natenp 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 E_t derart gedreht, daß

In F i g. 15 ist in Draufsicht ein die Marken 74, 75 ^{der Abs}*and zwischen den Marken 74 und 75 gleich

und 76 erzeugendes Rastersteuersystem gezeigt. Diese

Vorrichtung besteht aus einem festen Rahmen 77, ][e% + Ef

auf dem eine Brücke 79 longitudinal mit Hilfe eines

Servomotors 78 verschiebbar ist, und aus einer von 25 ist."Schließlich bestimmt die Spirale 84*die Lage der

·♦ u^r"^cke7⁹ |^etra8^enen Platte 81, die sich vertikal Marke 76 so, daß die Abstände zu den beiden anderen S ♦♦ »?· · ^Se.^{rvomotors 80}. verschieben läßt. Die Marken 74 und 75 in einem festen vorbestimmten Verhalte »1 ist mit einer runden Öffnung versehen, in der hältnis K bleiben, welches von der Steuerungsempfindbcneiben 82 und 83 drehbar angeordnet sind. Die lichkeit des Flugzeugs abhängt

Hierzu 4 Blatt Zeichnungen

Claims (14)

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 + e_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 + ε_α), 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 Flugzeugfiihrersitz aus gesehen wird, sowie in Abhängigkeit von dem am Mittelpunkt (M) des Anfangs der Landebahn gemessenen Azimutwinkel (ει) 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 -f- Rg) aus der Neigung (S₀) der Gleitbahnebene, dem Signal (e_g') 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 (LO) der Höhe (r) des Flugzeugs, dem Ausgangssignal (S₀ + e_g) des ersten Funktionsgenerators (51), der Länge (L) der Landebahn und der Entfernung (/„) der Anflugbake (LO) vom Ende (CD) der Landebahn ableitet, und daß die Steueranordnung einen dritten Funktionsgenerator (52) enthält, welcher den Öffnungswinkel (2c/) aus der Höhe (z) des Flugzeugs, der Breite (/) der Landebahn und dem Ausgangssignal (S_n +>?„) 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 (A B) der Landebahn vom Flugzeugfiihrersitz 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 (/„) 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. PolarisatioTi-,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, gekennr zeichnet 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 Querneigungswinkel des Flugzeugs und entgegengesetzt zu diesem gerichtet ist.

3 4

9. Sichtanzeigesystem nach Anspruch 8, dadurch Unendlichen liegenden Bild des Trapezes drei gekennzeichnet, daß die optische Einrichtung eine Leuchtmarken (74, 75, 76) überlagert, von denen reflektierende Vorrichtung (61) enthält, die ein die erste Leuchtmarke (74) am Bildpunkt des Zwischenbild des Trapezes formen, sowie Ein- Schnittpunktes der den Geschwindigkeitsvektor richtungen (90, 101), welche ein in der Richtung 5 des Flugzeugs enthaltenden Geraden mit der der Längsachse des Flugzeugs im Unendlichen lie- Ebene der Landebahn liegt, die Lage der zweiten gendes Bild des Zwischenbildes erzeugen, und daß Leuchtmarke (75) durch die Höhenabweichung (ε_α) zwei Schwenkvorrichtungen (59, 60) zum Ver- relativ zu der Gleitbahnebene des Flugzeugs, geschwenken der reflektierenden Vorrichtung (61) sehen vom Mittelpunkt (M) des Anfangs der und zwei zueinander senkrecht stehende Ach- io Landebahn und durch den Azimut (ε;) definiert sen (YY, ZZ) vorgesehen sind und daß eine An- ist und die dritte Leuchtmarke (76) die zwischen Ordnung (32, 48, 54, 55) zur Steuerung der ersten der ersten und der zweiten Leuchtmarke liegende Schwenkvorrichtung (59) in Abhängigkeit von dem gerade Strecke in einem vorbestimmten Verhältnis Wert moc · sin R enthält und zur Steuerung der unterteilt.

zweiten Schwenkvorrichtung (60) in Abhängigkeit 15
von dem Wert moc · cos (moc ■ sin R) cos R vorgesehen ist, wobei m eine Konstante, cc der Längs-

neigungswinkel und R der Querneigungswinkel ist.

10. Sichtanzeigesystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch eine 20 Die Erfindung bezieht sich auf ein Sichtanzeigezweite Anordnung zur Erzeugung einer Darstel- system, das einem Flugzeugführer eine sichtbare Darlung von Horizontlinien mit einem Rahmen (69), stellung von Informationsdaten liefert, mit einer Aneiner beweglichen Platte (70), einer Einrichtung Ordnung zur Nachbildung des Umrisses einer Landezur Verschiebung der Platte (70) relativ zu dem bahn in der Weise, wie sie vom Flugzeugführersitz Rahmen (69) in einer vorbestimmten Richtung des 25 eines die Landebahn anfliegenden Flugzeuges aus Rahmens, daß die Platte (70) wenigstens eine läng- sichtbar ist.

liehe Öffnung hat, die parallel zu der vorbestimm- Derartige Sichtanzeigesysteme, die beispielsweise ten Richtung liegt, und eine erste Gruppe von aus der britischen Patentschrift 1 002 553 bekannt Schlitzen, die senkrecht zu der vorbestimmten sind, erleichtern dem Flugzeugführer den Anflug mit Richtung liegen, daß an dem Rahmen wenigstens 30 Hilfe der vorhandenen Blindlandesysteme, insbesonein Teil (71) so befestigt ist, daß es sich an das dere dem ILS-System. Ohne das Sichtanzeigesystem Innere des Rahmens erstreckt, daß dieses Teil (71) muß der Flugzeugführer durch Ablesen von Instrudie gleiche Ausdehnung wie die längliche Öffnung menten feststellen, ob er sich auf der vom Blindlandeder Platte (70) hat und eine zweite Gruppe von system vorgeschriebenen Anflugachse befindet, und er Schlitzen enthält, die senkrecht zu der vorbestimm- 35 muß Abweichungen von der Anflugachse dadurch ten Richtung liegen, und daß die Schlitze der korrigieren, daß er die Ausschläge der Instrumente zu ersten Gruppe mit den Schlitzen der zweiten Null macht. Dies erfordert eine spezielle Ausbildung Gruppe in einer Ruhestellung der Platte (70) in und bei jeder Landung eine Umstellung gegenüber den einer Linie liegen und daß eine Anordnung zur normalen Flugbedingungen. Dagegen liefert das Sicht-Steuerung der Verschiebungseinrichtung in Ab- 40 anzeigesystem ein Bild des Umrisses der Landebahn, hängigkeit von der Höhe (z) des Flugzeugs über das mit Hilfe eines optischen Kollimators, beispielsdem Boden vorgesehen ist. weise durch Projektion auf die Windschutzscheibe,

11. Sichtanzeigesystem nach Anspruch 10, da- dem wirklichen Anblick der Landebahn, wie sie vom durch gekennzeichnet, daß die zweite Anordnung Flugzeugführer gesehen wird, so überlagert wird, daß ferner einen Zeiger (72) aufweist, welcher die 45 sich diese Bilder völlig decken. Beim Verschwinden der Schlitze schneidet, und daß eine Einrichtung (73) Außensicht besteht dieses Bild weiter, und der Flugzur Verschiebung des Zeigers entlang den Schlitzen zeugführer kann auf Grund dieses Bildes die Landung in Abhängigkeit von dem Kurswinkelfehler (Δ C)' in gleicher Weise durchführen, wie bei normaler Sicht, des Flugzeugs vorgesehen ist. Das Sichtanzeigesystem muß natürlich so ausge-

12. Sichtanzeigesystem nach Anspruch 10 unter 5° bildet sein, daß sich das Bild der Landebahn während Rückbeziehung auf Anspruch 9, dadurch gekenn- des Anflugs in gleicher Weise verändert, wie der natürzeichnet, daß der Rahmen der zweiten Anordnung liehe Anblick der Landebahn. Bei den bekannten mechanisch mit der zweiten mechanischen Struk- Sichtanzeigesystemen werden deshalb die Bilder elektur verbunden ist und daß durch eine optische Ein- ironisch erzeugt, beispielsweise mit Hilfe von Karichtung in Verbindung mit der optischen Ein- 55 todenstrahlröhren. Dies ergibt in der Praxis eine Reihe richtung der ersten Anordnung ein Bild der Schlitze von Schwierigkeiten: unzureichende Helligkeit, maneinem Bild des Trapezes zur Erzeugung eines zu- gelnde Schärfe und schlechte Stabilität der Bilder, Einsammengesetzten Bildes überlagert wird, das durch schränkungen in der Wahl der verwendbaren Zeichen die reflektierende Vorrichtung derart reflektiert und Farben für Markierungen, aufwendige und platzwird, daß das Zwischenbild des Trapezes als Teil 60 raubende Elektronik und begrenzte Lebensdauer, des reflektierten zusammengesetzten Bildes wieder- Einige dieser Eigenschaften bewirken, daß das Bild gegeben wird. bei der Betrachtung ermüdend und schwierig zu inter-

13. Sichtanzeigesystem nach Anspruch 12, ge- pretieren ist.

kennzeichnet durch eine Einrichtung, die dem im Aufgabe der Erfindung ist die Schaffung eines Sicht-Unendlichen liegenden Bild ein weiteres Festbild 65 anzeigesystems, das mit einfachen mechanischen Mitüberlagert, welches das Flugzeug symbolisiert. teln ein klares, stabiles und helles Bild der Landebahn

14. Sichtanzeigesystem nach Anspruch 5, ge- liefert.

kennzeichnet durch eine Einrichtung, die dem im Nach der Erfindung wird dies erreicht durch eine