DE1566993B1 - Bordgeraet fuer ein flugfunknavigationssystem das nach dem funkfeuerpeil und impulsentfernungsmessprinzip arbeitet - Google Patents

Description

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Die Erfindung betrifft ein Bordgerät für ein Flug- instruments auf Änderungen des Richtungssignals gefunknavigationssystem, das nach dem Funkfeuerpeil- koppelt ist und daß diese Kopplungsanordnung ein und Impulsentfernungsmeßprinzip arbeitet, mit einem Stellglied enthält, das die Abhängigkeit der Zeit-Empfänger zum Empfang von Signalen einer Navi- konstanten-Änderung von der Entfernungssignalgationsstation, einer Schaltungsanordnung zum Er- 5 Änderung entsprechend der Ruggeschwindigkeit einzeugen eines Richtungssignals, einer Schaltungs- zustellen gestattet.

anordnung zum Erzeugen eines Entfernungssignals Bei dem vorliegenden Bordgerät wird also das

und einem zumindest durch das Richtungssignal ge- Richtungssignal bei großer Entfernung, wo nur kleine

steuerten Anzeigeinstrument. Peilfehler toleriert werden können, stark und bei

Das Bordgerät ist insbesondere für »VORTAC«- io kleinen Entfernungen, wo Peilfehler keinen so großen

oder »TACAN«-Navigationssysteme geeignet und Einfluß auf die Standortbestimmung haben, die Pei-

wird im folgenden am Beispiel solcher Systeme er- lung sich jedoch verhältnismäßig rasch ändert, weni-

läutert. Der Erfindungsgedanke läßt sich jedoch auch ger stark geglättet. Der Grad der Glättung kann dabei

auf andere Flugfunknavigationssysteme der angege- der jeweiligen Fluggeschwindigkeit angepaßt werden,

benen Art, insbesondere Instrumentenlandesysteme, 15 um zu gewährleisten, daß die Anzeige der jeweiligen

anwenden. Standortänderung folgt.

Die von den üblichen VORTAC- und TACAN- Weiterbildungen und Ausgestaltungen der Erfin-

Stationen abgestrahlten Signale liefern dem anfragen- dung sind in den Unteransprüchen gekennzeichnet,

den Luftfahrzeug eine im wesentlichen vollständige Im folgenden werden Ausführungsbeispiele der

Information über die Entfernung und Richtung be- 20 Erfindung an Hand der Zeichnung näher erläutert, es

züglich der Station. zeigt

Nachteilig an den bekannten Bordgeräten für Fig. 1 ein Diagramm zur Erläuterung der Ein-

solche Flugfunknavigationssysteme ist, daß die Aus- flüsse der Geschwindigkeit eines Flugzeugs und seiner

Wertung der gewonnenen Information durch Unge- Entfernung von einer Bodenstation des betreffenden

nauigkeiten der Anzeige, eine gewisse Zeigerunruhe 25 Navigationssystems auf die Navigation des Flugzeugs,

u. dgl. beeinträchtigt wird. Typische Drehfunkfeuer- F i g. 2 ein Blockschaltbild eines Ausführungsbei-

(»VOR«-)Signale von Bodenstationen innerhalb der spiels eines Bordgerätes gemäß der Erfindung,

Sichtweite des Flugzeugs können um 0,5 bis 1° mit Fig. 3 ein teilweise in Blockform dargestelltes

Frequenzen von 1 bis 20 Perioden pro Minute Schaltbild eines weiteren Ausführungsbeispiels des

schwanken. Häufig treten bei stark gedämpftem An- 30 vorliegenden Bordgerätes,

zeigeinstrument ziemlich krasse Signalausschläge auf, F i g. 4 ein Blockschaltbild eines weiteren Ausfüh-

die 10° und mehr betragen können. Durch solche rungsbeispiels des vorliegenden Bordgerätes,

Schwankungen werden die Navigationssignale, insbe- Fig. 5 ein teilweise in Blockform dargestelltes

sondere die Richtungssignale, für die Verwendung in Schaltbild eines Servosystems für ein Bordgerät ge-

den üblichen Bordgeräten praktisch unbrauchbar, 35 maß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung,

und durch einschlägige Vorschriften mußten daher Fig. 6 ein teilweise in Blockform dargestelltes

bei vielen Stationen gewisse Sektoren vom Gebrauch Schaltbild eines weiteren Ausführungsbeispiels eines

für Navigationszwecke ausgeschlossen werden. Bordgerätes gemäß der Erfindung,

Mit entsprechenden Geräten kann man die von Fig. 7 ein teilweise in Blockform dargestelltes

VORTAC- und TACAN-Stationen abgestrahlten 40 Schaltbild wieder eines anderen Ausführungsbeispiels

Signale auch für eine sehr genaue Parallelkursnavi- des vorliegenden Bordgerätes,

gation verwenden, die einer Radar-Leitung hinsieht- Fig. 8 ein Schaltbild einer Begrenzerschaltung für

lieh der Genauigkeit ohne weiteres vergleichbar ist. ein Bordgerät gemäß der Erfindung,

Dabei dürfen dann jedoch keine Störungen und Fig. 8A eine graphische Darstellung von Signalen,

Schwankungen in der Anzeige auftreten. 45 auf die bei der Erläuterung der Schaltung gemäß

Es ist zwar aus der USA.-Patentschrift 2 439 044 Fig. 9 Bezug genommen wird,

bekannt, die Empfindlichkeit des Empfängers eines Fig. 9 ein Blockschaltbild eines Servosystems für Bordgerätes oder Navigationsanlage bei Annäherung ein Bordgerät gemäß der Erfindung,
an den Bodensender herabzusetzen. Damit können Fig. 10 ein teilweise in Blockform dargestelltes jedoch die oben geschilderten Probleme nicht be- 50 Schaltbild eines Ausführungsbeispiels eines Bordhoben werden, da die Störungen bei großer Entfer- gerätes, das mit rechtwinkligen Koordinaten arbeitet, nung des Flugzeugs, wo sie besonders stark in die Fig. 11 ein Schaltbild einer im Bordgerät gemäß Genauigkeit der Standortbestimmung eingehen, voll Fig. 10 enthaltenen Warnschaltung und
wirksam sind. Fig. 12 ein Blockschaltbild einer abgewandelten Der vorliegenden Erfindung liegt dementsprechend 55 Ausführungsform eines Bordgerätes gemäß der Erdie Aufgabe zugrunde, ein Bordgerät für ein nach findung.

dem Funkfeuerpeil- und Impulsentfernungsmeßprin- Vor der Beschreibung verschiedener Ausführungs-

zip arbeitendes Flugfunknavigationssystem anzuge- formen der Erfindung sollen zunächst an Hand der

ben, das genauer arbeitet als die bekannten Bord- Fi g. 1 einige der von der Einrichtung zu bewältigen-

geräte und vielseitiger eingesetzt werden kann als 60 den Probleme betrachtet werden. In Fig. 1 ist eine

diese. übliche VORTAC-Station 15 gezeigt, die ein Peil-

Diese Aufgabe wird gemäß der Erfindung bei einem signal (im folgenden auch als »VOR-Signal« bezeich-

Bordgerät der eingangs genannten Art dadurch ge- net) und ein Entfernungssignal (im folgenden auch

löst, daß die das Richtungssignal erzeugende Schal- als »DME-Signal« bezeichnet) abstrahlt. Die

tungsanordnung mit dem Anzeigeinstrument über eine 65 VORTAC-Station 15 bildet den Mittelpunkt dreier

durch das Entfernungssignal gesteuerte Kopplungs- konzentrischer Kreise 16, 17 und 18. Der Kreis 16

anordnung zum entfernungsproportionalen Verstellen entspricht einer Entfernung von etwa 10 km von der

der Zeitkonstante des Ansprechens des Anzeige- Station. Der Kreis 17 entspricht einer Entfernung

von ungefähr 100 km von der Station. Der Kreis 18 entspricht einer Entfernung oder einem Radius von ungefähr 200 km.

Wenn man annimmt, daß ein erstes Flugzeug 19 aus dem Kursweg 18 in einer Entfernung von ungefähr 200 km und mit einer Bodengeschwindigkeit von 1200 km/h um die Station 15 fliegt, beträgt die Winkelgeschwindigkeit des Flugzeugs ungefähr 6° pro Minute. Wenn dies der Höchstgeschwindigkeit des Flugzeugs entspricht, so braucht die Ansprechgeschwindigkeit der Richtungsanzeigeinstrumente im Navigationssystem des Flugzeugs 19 nicht wesentlich größer als 6° pro Minute zu sein, weil das Flugzeug selbst seinen Standort beim Durchlaufen der Bahn 18 mit keiner größeren Geschwindigkeit verändern kann.

Die Winkelgeschwindigkeit des Flugzeugs 19 von 6° pro Minute entspricht der des Minutenzeigers einer Uhr. Eine so langsame Winkelbewegung läßt sich auf Instrumenten normaler Größe visuell nicht wahrnehmen. Trotzdem ist diese Bewegung real, und sie entspricht den tatsächlichen navigatorischen Erfordernissen des Flugzeugs 19 bei dessen Bewegung entlang der Bahn 18 mit der genannten Geschwindigkeit. Die gleichen Verhältnisse lassen sich in der Terminologie der herkömmlichen Informationstheorie so ausdrücken, daß die für das Flugzeug 19 erforderliche Informationsrate, bei Verwendung der üblichen VOR-Signalfrequenz von 30 Hz, ungefähr 2 Bit pro Sekunde beträgt. Dies ist eine außerordentlich niedrige Informationsrate, und bei voller Ausnutzung sind die Möglichkeiten bezüglich Bandbreite, Leistungspegel und Empfängerempfindlichkeit recht bedeutend.

Es sei nun angenommen, daß ein zweites Flugzeug

21 auf dem Rundkurs 17 mit der gleichen Geschwindigkeit von 1200 km/h, entsprechend einer Winkelgeschwindigkeit von ungefähr 12° pro Minute um die Station 15 fliegt. Um den navigatorischen Erfordernissen des Flugzeugs 21 zu genügen, müssen die VOR-Peilanzeigeinstrumente im Flugzeug für eine Ansprechgeschwindigkeit eingerichtet sein, die doppelt so groß ist wie die für das Flugzeug 19 erforderliche Ansprechgeschwindigkeit. Das heißt, die für das Flugzeug 21 erforderliche Informationsrate beträgt jetzt ungefähr 4 Bit pro Sekunde. Die gleiche lineare Beziehung ergibt sich für ein Flugzeug 22, das sich auf dem innersten 10-km-Rundkurs 16 bewegt. Um den navigatorischen Erfordernissen dieses Flugzeugs

22 zu genügen, muß der vom VOR-Signal gesteuerte Anzeigemechanismus eine Geschwindigkeit von annähernd 120° pro Minute sowie eine Informationsrate von ungefähr 40 Bit pro Sekunde verarbeiten.

Andererseits ist bei der Bestimmung des tatsächlichen Standorts des einzelnen Flugzeugs in bezug auf das überflogene Terrain die Winkelabweichung für das Flugzeug 22 weit weniger bedeutsam als für das Flugzeug 21 und für das Flugzeug 21 weniger bedeutsam als für das Flugzeug 19. Und zwar umfaßt eine Abweichung von 3° für das Flugzeug 19 (Winkel ä) eine Sehnenlänge 23 von ungefähr 10 km am 200-km-Kreis 18. Der gleiche Winkel bedeutet einen Unterschied von nur 5 km (Sehnenlänge 24) für das Flugzeug 21 auf dem Rundkurs 17 und von nur 0,5 km oder 500 m für das innerste Flugzeug 22. Das heißt, in dem Maße, wie die Entfernung von Flugzeug zur Station 15 abnimmt, wird die Gewichtigkeit oder Auswirkung von Peilabweichungen auf die Standortgenauigkeit zunehmend weniger bedeutsam.

Für ein direkt über der Station 15 fliegendes Flugzeug kann die Richtung des Flugzeugs in bezug auf die Station außer Betracht bleiben.

Man sieht also, daß die peilrichtungbestimmenden Instrumente für ein Flugzeug wie 19, das sich in ungefähr 200 km Entfernung von der Station aufhält, in ihrer Ansprechgeschwindigkeit so weit erniedrigt werden können, daß praktisch sämtliche kurzzeitigen Störungen im von der Station 15 empfangenen VOR-Signal ohne Verlust an Nutzinformation ausgeschaltet werden. Das heißt, ein schwankendes Peilsignal von der Station 15 kann so weit geglättet werden, daß es im Anzeigeinstrument des Flugzeugs als Bewegung praktisch nicht mehr wahrnehmbar ist, während die Anzeige immer noch der schnellstmöglichen Winkelgeschwindigkeit des Flugzeugs folgt. Auf diese Weise kann die tatsächliche Peilrichtung, frei von periodischen oder aperiodischen Störungen, genau bestimmt werden. Für das dem Kurs 17 folgende Flugzeug 21 reicht dagegen die oben für das Flugzeug 19 geforderte Ansprechgeschwindigkeit der Peilanzeige nicht aus, um die vorausgesetzte Fluggeschwindigkeit von 1200 km/h zu verarbeiten. Wenn man jedoch die Ansprechgeschwindigkeit für das Flugzeug 21 auf 12° pro Minute erhöht, werden die navigatorischen Erfordernisse des Flugzeugs voll erfüllt und kann die Winkelposition des Flugzeugs genau bestimmt werden. Es läßt sich also eine direkte Wechselbeziehung zwischen den navigatorischen Erfordernissen des Flugzeugs und seiner Entfernung von der VORTAC-Station 15 herstellen, wobei die erforderliche Änderung der Ansprechgeschwindigkeit einer direkten, linearen Beziehung entspricht.

Die Glättung oder Siebung der Peilsignalinformation wird also mit zunehmender Entfernung von der Station 15 verringert. Da jedoch das effektive Gewicht der Peilinformation für die genaue Bestimmung des Flugzeugstandorts sich mit abnehmender Entfernung von der VORTAC-Station ebenfalls verringert, ist das Nettoresultat der Siebung oder Glättung des Peilsignals, was die Standortbestimmung betrifft, relativ konstant. Man sieht also, daß das VORTAC-System, wenn es den navigatorischen Erfordernissen des Flugzeugs effektiv angepaßt wird und besonders wenn auf der Basis rechtwinkliger Koordinaten navigiert wird, einen jener seltenen Fälle dargestellt, wo variable Faktoren sich in günstiger Weise zueinander addieren. Im gleichen Sinne ist auch die Beziehung der Flugzeuggeschwindigkeit zu den Siebungs- oder Glättungserfordernissen für die Peilsignalinformation günstig. Und zwar ändert sich die Empfindlichkeit gegen niederfrequente Schwankungen im VOR-Signal umgekehrt proportional zur Flugzeuggeschwindigkeit. Wegen der verringerten navigatorischen Erfordernisse eines langsameren Flugzeugs kann jedoch die Zeitkonstante eines Siebungssystems für das VOR-Signal so vergrößert werden, daß genau der gleiche Grad der Genauigkeit und Brauchbarkeit im VOR-Teil des Navigationssystems erhalten bleibt.

Die in F i g. 2 gezeigte Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Kursabweichungsanzeigesystems 30 enthält einen üblichen Kursabweichungsanzeiger (»CDI«) 31, der durch einen üblichen VOR-Empfanger 32 betätigt wird. Der »CDI«-Anzeiger 31 kann aus einem Mikroamperemeter-Anzeigeinstrument vom Typ D'Arsonval bestehen. Bei einem derartigen Instrument wird die Anzeige durch den Ausgangsgleichstrom des VOR-Empfängers 32 gesteuert.

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Bei der Einrichtung nach F i g. 2 ist jedoch der sen sein. Die handelsüblichen »ÖBI«-Instrumente VOR-Empfänger 32 nicht direkt mit dem »CDI«- enthalten häufig ein Synchrondifierential, das durch Anzeiger 31 verbunden. Vielmehr ist in den Ein- den VOR-Empfänger betätigt wird und dazu vergangskreis des Instruments ein veränderlicher An- wendet werfen kann, einen gewöhnlichen Kursabsprechgeschwindigkeitsbegrenzer 33 eingeschaltet, der 5 weichungsanzeiger oder einen Funkpeiltöchterkomaus einer beliebigen Schaltungsanordnung bestehen paß (»RMI«) zu steuern. Das Synchrondifferential im kann, welche die maximale Änderungsgeschwindig- »OBI«-Instrument bildet eine bequeme Einrichtung keit des Eingangssignals des »CDI«-Anzeigers in zum Ankoppeln des DME-Empfängers an das InAbhängigkeit von einem zugeführten zweiten Signal strument zwecks Veränderung der Ansprechgeschwinentweder mechanischer oder elektrischer Natur vef- io digkeit des Anzeigers 31 in Abhängigkeit von der ändern kann. Beispielsweise kann der veränderliche Entfernung des Flügzeugs von der Navigation-Sende-Ansprechgeschwindigkeitsbegrenzer aus einer RC- station. In diesem Falle bildet der Begrenzer 33 eine Integrierschaltung mit Einrichtungen zum Verändern geeignete Einrichtung zum Verändern der Verstellder effektiven Schaltungsimpedanzen unter erheb- geschwindigkeit der Servosteuerung; spezielle Auslicher Änderung der Zeitkonstante der Schaltung 15 führungsbeispiele werden später noch angegeben,
bestehen. Andere Ausführungsformen des veränder- Das System 30 nach F i g. 1 arbeitet mit der üblichen Ansprechgeschwindigkeitsbegrenzers 33 wer- liehen Polarkoordinatennavigation. Der Anzeiger des den später noch beschrieben. Systems 30_; das »CDI«-Instrument 31, zeigt die Ab-

In Fig. 2 wird der veränderliche Ansprech- weichung des Flugzeugs von einem Radialkurs, in geschwindigkeitsbegrenzer 33 von einem DME-Emp- 20 dessen Radialkurs, in dessen Zentrum die VORTAC-fänger (Entfernungssignalempfänger) 34 gesteuert. Station liegt, an. Diese Information wird als Winkel-Die Art der Kopplung zwischen dem DME-Emp- abweichung gegeben und ist daher weit weniger exakt fänger 34 und dem Begrenzer 33 hängt von der- bezüglich des genauen Flugzeugstandorts, wenn das jenigen Eingangsgröße ab, die der Begrenzer be- Flugzeug sich in erheblicher Entfernung von der nötigt, um die effektive maximale Ansprechgeschwin- 25 Station befindet, als wenn es sich nahe bei der Stadigkeit des »CDI«-Instruments 31 zu verändern. tion befindet. Trotzdem wird durch den vom DME-Wenn der Begrenzer hierfür beispielsweise eine Empfänger 34 gesteuerten Ansprechgeschwindigkeits-Gleichstrom-Eingangsgröße benötigt, so kann man begrenzer oder Entfernungswandler 33 das System 30 ein entsprechendes Gleichstrom-Ausgangssignal vom wirksam und automatisch den tatsächlichen Navi-DME-Empfänger abnehmen und für diesen Zweck 30 gationserfordernissen des Flugzeugs angepaßt. Das verwenden. Wenn dagegen eine mechanische Ver- heißt, der Begrenzer 33 glättet oder filtert die dem änderung im Begrenzer erforderlich ist, um die ge- Anzeiger 31 zügeführte Peilinförmätion, so daß kurzwünschte Änderung der Anspreehgeschwindigkeit zeitige Störungen im empfangenen Signal im wesententsprechend der vom DME-Empfänger erhaltenen liehen unabhängig von der Amplitude dieser Stö-Entfernuiigsinformation zu bewirken, so kann man 35 rangen eliminiert werden. Ferner wird die maximale den DME-Empfänger über ein Synchrongetriebe Anspreehgeschwindigkeit des Anzeigers durch die oder eine andere mechanische Kupplung mit dem zusätzliche Regel- oder Begrenzereinrichtung 35 auf Begrenzer verbinden. einen durch die Flugzeuggeschwindigkeit gegebenen

Wenn die normale Fluggeschwindigkeit des Flug- Höchstwert begrenzt. Dadurch erhält man eine stark

zeugs vorher bekannt ist, kann man den DME-Emp- 40 erhöhte Genauigkeit und Brauchbarkeit bezüglich

fänger 34 direkt mit dem Begrenzer 33 koppeln^ der Ablesungen des »CDI«-Instruments 31, so daß

Vorzugsweise erfolgt das Einschalten der Kopplung VORTAC-Stationen nunmehr auf Radialen verwen-

jedoch durch einen Flugzeuggeschwindigkeitsregler det werfen können, die bisher als für Navigations-

35, der auf die jeweilige Geschwindigkeit des Flug- zwecke unbraubar galten.

zeugs eingestellt wird. In Fällen, wo zwischen dem 45 Fig. 3 zeigt ein Linearkursanzeigesystem40, bei DME-Empfänger 34 und dem Begrenzer 33 eine dem die Merkmale des Systems 30 nach F i g. 2 auf elektrische Kopplung verwendet wird, kann die Ge- ein andersaftiges Navigationssystem angewendet schwindigkeitsregelschaltung 35 aus einem verhält- sind. Auch hier arbeitet das System 40 mit dem msmäßig einfachen Regelwiderstand bestehen, der VOR-Empfänger 32. In diesem Falle ist vorausdas Ausgangssignal des DME-Empfängers propor- 50 gesetzt, daß das bei den meisten VÖR-Empfängern tional zur Flugzeuggeschwindigkeit erhöht oder er- verfügbare Gleichstrom-Ausgangssignal verwendet niedrigt. In Fällen, wo ein Servomechanismus ver- und auf ein Potentiometer 41 gekoppelt wird. Der wendet wird, kann die Geschwindigkeitsregelung 35 Schleifer 42 des Potentiometers 41 ist mechanisch mit aus einem üblichen Servodifferentialgetriebe be- dem DME-Empfänger 34 gekoppelt Und zwar kann stehen, das die mechanische Eingangsgröße des 55 das Potentiometer 41 ein Bestandteil des DME-Emp-Begrenzers 33 in Abhängigkeit von der Flugzeug- fängers bilden, da man üblicherweise ein öder zwei geschwindigkeit sowie der Entfernung von der Navi- Potentiometer in derartige Empfänger einbaut, deren gationsstation einstellt. Ferner kann man die Ge^ Einstellung durch die empfangenen und im DME-schwindigkeitsregelung auch getrennt an den Be- Empfänger wahrgenommenen Entfernungssignäle gegrenzer 33 anschalten, statt sie in den Ausgangskreis 60 steuert wird,
des DME-Empfängers einzuschalten. Das Potentiometer 41 ist an die veränderliche An-

In den Fällen, wo zwischen dem VÖR-Empfänger Sprechgeschwindigkeitsbegrenzerschaltung 33 ange-

32 und dem Kursabweichungsanzeiger 31 statt der in schlossen. Vorzugsweise ist der Begrenzer 33 Von

Fig. 2 gezeigten elektrischen Verbindungen eine dem im Zusammenhang mit F i g. 9 noch zu beschrei-Kopphmg über ein Synchrongetriebe vorgesehen ist, 65 benden Konstantstromtyp^ obwohl man auch anders-

känn der Begrenzer 33 an den automatischen Azimut- artige Schaltungen, etwa von der im Zusammenhang

anzeiger (»OBI«), der gewöhnlich zusammen mit mit F i g. 10 zu beschreibenden Art, verwenden kann,

dem VOR-Empf anger 32 verwendet wirdj angeschlos- Auch hier erfolgt die Einstellung der Ansprech-

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geschwindigkeit des Begrenzers 33 entsprechend der sehen Nordradius C angedeutet. Eine derartige Be-Normalfluggeschwindigkeit des Flugzeugs. In diesem triebsweise wird durch die Vorspannschaltung 43 Falle erfolgt die Einstellung mittels eines Regelwider- möglich gemacht, stands 35/1. Und zwar zeigt, wenn der Schleifer 47 des Poten-

Die Ausgangsgröße des Begrenzers 33 gelangt zu 5 tiometers 46 genau auf die Mitte eingestellt ist, das einer Vorspannschaltung 43 mit zwei an ein Poten- »LDI«-Instrument 49 die Abweichung vom Radialtiometer 46 angeschalteten Batterien 44 und 45. Der kurs über die VORTAC-Station an. Um einen Par-Schleifer 47 des Potentiometers 46 ist mit einer Hand- allelkurs, der nicht über die Station verläuft, herzueinstellvorrichtung 48, z. B. einem gewöhnlichen stellen, verstellt man mit Hilfe des Reglers 48 den Reglerknopf, verbunden. Elektrisch ist der Potentio- io Schleifer 47 des Potentiometers 46, wodurch das meterschleifer 47 mit dem Anzeigeinstrument 49 ver- »LDI«-Instrument eine feste Vorspannung erhält, bunden. In diesem Falle ist das Anzeigeinstrument Durch entsprechende Eichung des Potentiometers 46 ein Linearkursanzeiger (»LDI«), der die darzustel- und des Reglers 48 wird der Pilot in die Lage gelende Information als Linearabweichung von einem setzt, einen Kurs zu verfolgen, der um 1 km, 2 km, gegebenen Kurs, nicht wie bei dem System nach 15 5 km oder mehr vom Radialkurs abweicht. Dadurch F i g. 2 als Winkelabweichung, anzeigt. wird die Einsatzmöglichkeit der VORTAC-Station

Im Betrieb des Systems 40 gelangt das Ausgangs- erhöht, indem durch die Navigationssignale der Stasignal des VOR-Empfängers 32 zum Potentiometer tion gleichzeitig mehrere Flugzeuge auf Parallel-41, wo es am Schleifer 42 ein Signal erzeugt, das die kursen geleitet werden können, ohne daß eine Kolli-Richtung des Flugzeugs relativ zur betreffenden 20 sionsgefahr besteht, wie sie beim Durchfliegen von VORTAC-Station wiedergibt. Und zwar wird diese sich über der Station schneidenden Radialkursen Richtung durch die Amplitude und die Polarität der immer gegeben ist. Zu beachten ist, daß bei dieser Spannung am Potentiometer 41 wiedergegeben, wo- Mehrkursanordnung die Vorteile der Glättungs- und bei die Amplitude des Signals am Schleifer 42 sich Siebungswirkung der Begrenzereinrichtung 33 voll jedoch außerdem in Abhängigkeit von der Entfer- 25 beibehalten werden.

nung des Flugzeugs von der VORTAC-Station Das in Fig.4 gezeigte Flugnavigationssystem50

ändert. Effektiv werden die Ausgangssignale des ist wesentlich vollständiger und etwas komplexer als VOR-Empfängers und des DME-Empfängers durch die bisher beschriebenen Systeme. In F i g. 4 gelandas Potentiometer 41 multipliziert, so daß das am gen die Ausgangssignale des VOR-Empfängers 32, Schleifer 42 anstehende Signal durch seine Ampli- 30 die den Kurswinkel Θ des Flugzeugs relativ zu matude und Polarität die lineare Abweichung des Flug- gnetisch Nord bei der VORTAC-Station 15 zeugs von einem gegebenen Kurs auf die VORTAC- (s. F i g. 1) anzeigen, zu einem Kursrechner 51. Die Station anzeigt. Ausgangssignale des DME-Empfängers 34, die den

Da die Amplitude des zum Anzeigeinstrument49 Radius R (Fig. 1) von der VORTAC-Station zum gelangenden Signals eine direkte Funktion der Ent- 35 Flugzeug anzeigen, gelangen ebenfalls zum Kursfernung von der VORTAC-Station ist, braucht die rechner 51. Der Kursrechner 51 erzeugt zwei Aus-Ansprechgeschwindigkeit der Begrenzerschaltung 33 gangssignale R cos Θ und R sin Θ, die den Standort nicht unbedingt mehr in Abhängigkeit von der Ent- des Flugzeugs, ausgedrückt in kartesischen Koordifernung von der Station verändert zu werden. Bei naten, relativ zum Ort der VORTAC-Station anderartigen Linearabweichungssignalen wird eine 4° zeigen. Das heißt, die ursprünglich von der VOR-maximale Ansprechgeschwindigkeit automatisch und TAC-Station empfangenen Polarkoordinatendaten effektiv proportional zur Entfernung von der Navi- für die Entfernung R und den Winkel Θ werden im gationsstation festgelegt. Es ist jedoch nach wie vor Kursrechner 51 in die rechtwinkligen Koordinaten X erforderlich, die Ansprechgeschwindigkeit der Schal- und Y (Fig. 1) umgerechnet. Es gibt eine ganze tung 33 auf die normale Flugzeuggeschwindigkeit des 45 Reihe von verschiedenen Rechnerausführungen, die Flugzeugs einzustellen, was mit Hilfe des Geschwin- diese Aufgabe lösen können; eine bevorzugte Ausdigkeitsregler 35^4 erfolgt. Wie zuvor besteht die führungsform wird später an Hand der F i g. 10 beHauptaufgabe des Begrenzers 33 darin, zu verhin- schrieben.

dem, daß das Anzeigeinstrument schneller oder Wie bei den bisher beschriebenen Systemen gestärker anspricht, als es den Navigationserforder- 5° langen die Navigationsinformationssignale über einen nissen des Flugzeugs entspricht, um dadurch die Ansprechgeschwindigkeitsbegrenzer 33 zum Anzeige-Brauchbarkeit der vom VOR-Empf anger 32 emp- instrument 52, das die Navigationsinformation über fangenen Peilinformation zu erhöhen und Falsch- Flugrichtung und Entfernung zur Station zusammen anzeigen bzw. Störungen zu vermeiden, die andern- anzeigt, vorausgesetzt, daß ein Radialkurs zur Station falls durch kurzzeitige Störungen hoher Amplitude im 55 geflogen werden soll. Und zwar steuert das Y-Signal empfangenen Navigationssignal hervorgerufen werden (i?cos0) die Vertikalbewegung eines horizontalen könnten. Zeigers 53 über das Anzeigefeld des Anzeigeinstru-

Würde die Ausgangsgröße des Begrenzers 33 un- ments 52, während das Z-Signal (R sin Θ) die Horimittelbar dem »LDI«-Instrument 49 zugeleitet, so zontalverschiebung eines vertikal verlauf enden Zeigers würde das Instrument eine Direktanzeige der linearen 60 54 über das Anzeigefeld des Instruments steuert. Abweichung von einem Radialkurs geben, der durch Der Rechteck-Koordinatenanzeiger (»RSI«) 52 hat

die VORTAC-Station, von der die Navigations- ferner ein festes Anzeigeelement 55, das den Standsignale empfangen werden, verläuft. In vielen Fällen ort der Navigationsstation anzeigt und sich in der ist es jedoch erwünscht, einen Flugkurs parallel zu Mitte des Anzeigefeldes befindet. Der Schnittpunkt einem solchen Radialkurs einzuschlagen und damit 65 56 der Zeiger 53 und 54 zeigt den Standort des einem Flugweg zu folgen, der an der Station vorbei- Flugzeugs relativ zur Station 55 an. Eine Peileinführt, ohne diese zu berühren. Derartige Flugwege Stellungseinrichtung 57 ist mit einem geeigneten Darsind in Fig. 1 bei A und B parallel zum magneti- Stellmechanismus verbunden, um die gewünschte

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Peilrichtung oder die Sollpeilung im Fenster 58 des formators 74 verbunden. Die Lauf erausgangswick-Instruments 52 anzuzeigen. Die Einrichtung 57 kann lung 78 des Regeltransformators 74 ist über einen außerdem mit dem Rechner 51 verbunden sein, um Verstärker 79 mit der Regelwicklung 81 eines Servodiesem die betreffende Einstellung zu übermitteln. motors 82 verbunden. Der Servomotor 82 hat außer-

Das System 50 nach F i g. 4 arbeitet weitgehend in 5 dem eine zweite 90°-Ständerwicklung 83, die an die der gleichen Weise wie das System 40 nach Fig. 3, Wechselstromversorgung des Flugzeugs angeschlosmit Ausnahme der Tatsache, daß beim System 50 sen ist.

mit rechtwinkligen Koordinatendaten statt mit der ein- Der Läufer 84 des Servomotors 82 ist über seine

fächeren Linearabweichungsanzeige gemäß F i g. 3 Läuferwelle mit einer veränderlichen Verhältnisgearbeitet wird. Auch hier steuert der Begrenzer 33 io Steuereinheit 85 verbunden, die beispielsweise einen die Ansprechgeschwindigkeit der Zeiger 53 und 54 üblichen Kugel-Scheiben-Integrator enthalten kann, des Navigationsinstruments 52 so, daß übermäßig bei dem das Antriebsverhältnis durch radiale Verschnelle Bewegungen der Zeiger, die der Geschwin- Schiebung einer Kugel, die eine Antriebsverbindung digkeit des Flugzeugs und seiner Entfernung von der zwischen zwei parallelen Scheiben herstellt, verän-Navigationsstation nicht hinlänglich Rechnung tra- 15 dert wird. Die Verbindung zum Servomotor 82 bilgen, verhindert werden. Da beide rechtwinkligen det den Eingang der Steuereinheit, und die Aus-Koordinatensignale vom DME-Empfanger 34 gelie- gangswelle oder anderweitige Ausgangseinrichtung ferte Informationen über die Entfernung enthalten, der Steuereinheit ist mechanisch auf den Läufer 78 kann durch den Begrenzer 33 eine effektive Glättung des Regeltransformators 74 rückgekoppelt. Zusätzlich relativ kurzzeitiger Störungen hoher Amplitude in 20 ist die Ausgangswelle der Steuereinheit 85 mit dem den Navigationssignalen ohne eine der Entfernung Kursanzeiger 31 gekoppelt, dessen Anzeige also durch von der VORTAC-Station proportionale Direkt- die Winkelstellung des Läufers 78 gesteuert wird, regelung der maximalen Ansprechgeschwindigkeit er- Im System 60 ist der DME-Empf anger 34 mit der

folgen. Andererseits ist es wünschenswert und sogar Steuerwicklung 87 eines zweiten Servomotors 88 vernotwendig, daß der Begrenzer 33 entsprechend der 25 bunden, der eine zweite, an die Wechselstromversornormalen Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs ein- gung des Flugzeugs angeschlossene Ständerwicklung gestellt wird, was mittels der Geschwindigkeitsrege- 89 hat. Der Läufer 91 des Servomotors 88 ist mechalung 35 A erfolgt. nisch mit der veränderlichen Verhältnissteuereinheit

Fig. 5 zeigt teilweise in Blockform ein Nachlauf- 85, und zwar mit deren Steuerteil, gekoppelt, um die Servosystem, das ein spezielles Ausführungsbeispiel 30 Geschwindigkeit, mit der das »CDI«-Instrument und des allgemein in Verbindung mit F i g. 2 beschrie- der Regeltransformator 74 angetrieben werden, zu benen Systems bildet. Das System 60 enthält einen beeinflussen.

Drehfelddifferentialmechanismus 61 mit einem Drei- Im Betrieb des Systems 60 bewirkt eine Änderung

Wicklungsständer mit den Wicklungen 62, 63 und 64 der Flugrichtung, wahrgenommen im VOR-Emp- und einem Läufer mit den drei Wicklungen 65, 66 35 fänger 32, eine entsprechende Winkelverschiebung und 67. Der Differentialmechanismus 61 kann einen des Läufers 65 bis 67 des Drehfelddifferentials 61 über Bestandteil des üblichen »OBI«-Instruments (auto- die mechanische Kopplung vom VOR-Empfänger. matischen Azimutanzeigers) bilden, das häufig in Die Drehbewegung der Sekundäranordnung des Verbindung mit einem VOR-Empfänger verwendet Differentials erzeugt eine entsprechende Änderung wird. Das »OBI«-Instrument enthält vielfach ein 40 der ralativen Amplituden der in den Wicklungen 65, Drehfelddifferential, um Hilfssteuerfunktionen des 66 und 67 induzierten Signale sowie eine entspre-Instruments zu ermöglichen. Der Läufer 65 bis 67 ist chende Änderung der Amplitudenverhältnisse der mechanisch mit dem VOR-Empfänger 32 gekoppelt, Signale in den Eingangsständerwicldungen 75, 76 so daß die Läuferstellung durch die empfangenen und 77 des Regeltransformators 74. Dadurch wird in und im Empfänger 32 wahrgenommenen Peilsignale 45 der Lauf erwicklung 78 ein Fehlersignal erzeugt, das gesteuert wird. im Verstärker 79 verstärkt und der Steuerwicklung

Das System 60 enthält ferner einen Drehfeldüber- 81 des Servomotors 82 zugeleitet wird, trager 68 mit einer Eingangswicklung 69, die induk- Bei Anwesenheit eines Fehlersignals beginnt der

tiv mit drei Ausgangswicklungen 71, 72 und 73 ge- Läufer 84 des Servomotors 82 sich zu drehen. Durch koppelt ist. Die Eingangswicklung 69 befindet sich 50 die Drehbewegung des Läufers 84 wird der Regelauf dem Läufer des Drehfeldübertragers, der jedoch transformatorläufer 78 über die durch die Steuereingegen Bewegung gesperrt ist, da die Steuerfunktion heit 85 gebildete Kopplung so lange gedreht, bis das für das Drehfeldsystem der mechanischen Verbin- Fehlersignal verschwindet. Der Regeltransformator dung von VOR-Empfänger 32 zum Differential 61 74, der Verstärker 75, der Servomotor 82 und die zugewiesen ist. Die Wicklung 69 ist an die Wechsel- 55 Steuereinheit 85 bilden somit eine Nachlauf-Regelstromversorgung des Flugzeugs angeschlossen. Die schleife. Wie erwähnt, ist der Kursanzeiger 31 mit Wicklungen 71, 72 und 73 sind mit ihrem einen Ende der ' Steuereinheit 85 verbunden, so daß die Kurszusammengeschaltet. Die Wicklung 71 ist mit der abweichungen, welche die Fehlersignale erzeugen, die Eingangswicklung 62 des Differentials 61 verbunden. die Regelschleife wirksam werden lassen, angezeigt Entsprechend sind die Übertragerwicklung 73 mit 60 werden.

der Eingangswicklung 63 und die Übertragerwick- Wenn der Servomotor 82 direkt auf den Regel-

lung 72 mit der Eingangswicklung 64 des Differentials transformatorläufer 78 rückgekoppelt und außerdem verbunden. direkt mit dem Kursanzeiger 31 verbunden wäre,

Die Ausgangsläuferwicklungen 65, 66 und 67 des würden die Einschwingstöße, Schwankungen, Raum-Drehfelddifferentials 61 sind jeweils mit ihrem einen 65 modulationen und anderweitigen Störungen, die geEnde zusammengeschaltet. Außerdem sind die Wick- wohnlich in den im VOR-Empfänger 32 wahrgenomlungen 65, 66 und 67 einzeln mit den drei Ständer- menen Peilsignalen vorhanden sind, sich direkt in wicklungen 75, 76 bzw. 77 eines Drehfeldregeltrans- entsprechenden Bewegungen des »CDI«-Anzeigers

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auswirken. Eine wesentliche Verbesserung könnte angezeigt durch die Ausgangssignale des DME-Empdadurch erreicht werden, daß man einfach ein geeig- fängers 34, ändern.

netes Zahnradvorgelege oder ein anderweitiges Im System 100 wird eine Kursänderung durch eine

Untersetzungsgetriebe zwischen den Servomotor entsprechende Drehung des sekundärseitigen Läufers einerseits und den Regeltransformator und den Kurs- 5 des »OBI«-Differentials 61 unter Erzeugung einer anzeiger andererseits einschaltet. Jedoch könnte entsprechenden Änderung der relativen Amplituden es sein, daß die dadurch eingeführte feste Ansprech- der Signale in den Ständerwicklungen 75 bis 77 des geschwindigkeitsbegrenzung bei dichtem Vorbei- Regeltransformators 74 angezeigt. Diese Änderung fliegen des Flugzeugs an der VORTAC-Station zu erzeugt in der Wicklung 78 ein Ausgangs- oder Fehstark ist, andererseits aber nicht ausreicht, wenn das io lersignal, das verstärkt wird und zur Steuerwicklung Flugzeug sich in weiter Entfernung von der Station 81 des Servomotors 82 gelangt. Solange das Fehleraufhält. signal andauert, wird der Servomotorläufer 84 ange-

Das System bietet eine direkte und wirksame Mög- trieben, so daß er die Läuferwicklung 78 des Regellichkeit zur Regelung der Ansprechgeschwindigkeit iransformators dreht und der Zeiger des »CDI«-Indes Kursanzeigers 31 in Abhängigkeit von der Ent- 15 struments 31 durch seinen Ausschlag die Kursändefernung des Flugzeugs von der Station mittels der rung anzeigt. Eine Winkelbewegung des Läufers 84 Regelung, die durch den DME-Empfanger 34 und ist jedoch nur bei Koinzidenz eines Fehlersignals in den Servomotor 88 bewirkt wird, der das Antriebs- der Steuerwicklung 81 und eines Signals in der 90°- verhältnis der Einheit 85 in Abhängigkeit von der Wicklung 83 möglich. Es wird also die Geschwindig-Entfernung des Flugzeugs von der Station regelt. Das ao keit der Winkelbewegung des Läufers 84 durch die System 60 liefert also in wirksamer Weise automa- Folgefrequenz der Impulse im Signal 102 gesteuert, tisch eine laufende Veränderung der Ansprechge- die ihrerseits durch das die Entfernung des Flugschwindigkeit des Kursanzeigers 31 in Abhängigkeit zeugs von der VORTAC-Station anzeigende Ausvon den jeweiligen Navigationserfordernissen des gangssignal des DME-Empfängers 34 bestimmt wird. Flugzeugs. In dieser Hinsicht ist zu beachten, daß die 25 Die Ansprechgeschwindigkeit des Kursanzeige-Steuereinheit 85 so ausgebildet werden kann, daß sie systems 100 wird somit in Abhängigkeit von der dem Normalgeschwindigkeitsbereich des Flugzeugs Entfernung des Flugzeugs von der Navigationsstation angepaßt ist oder eine Hilfseinstellung aufweist, um geregelt. Um das System 100 auf die Geschwindigdie Ansprechgeschwindigkeit des Servosystems auf keitserfordernisse des Flugzeugs einzustellen, kann andere Fluggeschwindigkeitsbereiche abzustimmen. 30 in Verbindung mit dem Impulsgeber 101 ein geeig-

Fig. 6 zeigt eine andere Ausführungsform eines netes Einstellelement, z.B. der Regelwiderstand Nachlauf-Servosystems 100 zum Anpassen der Kurs- 101A, vorgesehen sein.

anzeige an die Navigationserfordernisse des Flug- Fig. 7 zeigt eine andere Ausführungsform 110

zeugs. Das allgemein dem System60 nach Fig. 5 der Einrichtung für die Kurssignalkorrektur und ähnliche System 100 enthält eine Drehfeldkopplung 35 -kompensation. Wie bei den Einrichtungen nach vom VOR-Empfanger 32 über das Drehfelddifferen- Fig. 5 und 6 ist der VOR-Empfanger 32 mechanisch tial 61 eines gewöhnlichen »OBI«-Instruments zum mit dem »OBI«-Drehfelddifferential 61 gekoppelt. Ständer 75 bis 77 eines Regeltransformators 74. Auch Auch hier sind die Sekundärläuferwicklungen des hier ist der Läufer 78 des Regeltransformators über »OBI«-Differentials mit den Ständerwicklungen des einen Verstärker 79 mit der Ständersteuerwicklung 40 Regeltransformators 74 verbunden. Der Ausgang des 81 eines Servomotors 82 gekoppelt. In diesem Falle Regeltransformators ist an einen Verstärker 79 angesteht jedoch der Läufer 84 des Servomotors 82 in di- schlossen, der seinerseits an eine der 90°-Ständerrekter Antriebsverbindung mit der Läuferwicklung wicklungen eines Servomotors 82 angekoppelt ist. 78 des Regeltransformators 74 und dem Kursan- Der Läufer des Servomotors 82 ist mit dem Kurszeiger 31. 45 anzeiger 31 und dem Läufer des Regeltransformators

Im System 100 wird die 90°-Ständerwicklung 83 74 verbunden.

des Servomotors 82 dazu verwendet, die Motordreh- Das System 110 enthält ferner ein Potentiometer

zahl und damit die Ansprechgeschwindigkeit des 111 mit einem Schleifer 112. Das Potentiometer 111 »CDI«-Instruments 31 und des Regeltransformators ist über die Sekundärwicklung eines Transformators 78 zu beeinflussen. Die Wicklung 83 wird von einem 50 113 in Serie mit einem Abgleichwiderstand 114 ge-Impulsgeber 101 mit zwei Eingängen erregt. Die Im- schaltet. Die Primärwicklung des Transformators 113 pulsgeberschaltung 101 ist mit ihrem einen Eingang ist mit der Wechselstromversorgung des Flugzeugs an die Wechselstromversorgung des Flugzeugs und verbunden. Der Schleifer 112 des Potentiometers 111 mit ihrem anderen Eingang an den DME-Empf anger ist mechanisch mit dem DME-Empfänger 34 gekop-34 angeschlossen. 55 pelt. Das Potentiometer 111 kann einen Bestandteil

Der Impulsgeber 101 ist eine verhältnismäßig ein- des DME-Empfängers bilden.

fache Tast- oder Torschaltung, die entsprechend der Der Schleifer 112 des Potentiometers 111 ist an die

Aufladung eines Kondensators periodisch geöffnet Eingangswicklung eines Wechselstromtachometerwird und jeweils gerade so lange geöffnet bleibt, daß generators 115 angeschlossen. Derartige Tachometereine einzige Periode der speisenden Wechselspannung 60 generatoren ähneln bekanntlich einem Zweiphasenzur Wicklung 83 durchgelassen wird. Die Ladezeit Induktionsmotor mit zwei Ständerwicklungen in des genannten Kondensators (nicht gezeigt) wird Phasenquadratur und einem an keinen äußeren durch die Ausgangssignale des DME-Empfängers 34 Stromkreis angeschlossenen Läufer. Die beiden bestimmt. Das Ausgangssignal des Impulsgebers 101 Ständerwicklungen arbeiten effektiv als Primär- bzw. hat somit die bei 102 angedeutete allgemeine Form, 65 Sekundärwicklung eines Transformators, wobei in wobei die Zeitintervalle zwischen den einzelnen ein- der Sekundär- oder Ausgangswicklung lediglich bei periodigen Impulsen sich in Abhängigkeit von der Drehung des Läufers eine Spannung induziert Entfernung des Flugzeugs von der VORTAC-Station, wird.

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die zweite Ausgangsklemme 129 ist mit der zweiten Eingangsklemme 123 der Schaltung verbunden.

Jeder der beiden Transistoren 121 und 126 ist für Signale einer gegebenen Polarität in der Flußrichtung vorgespannt, und die beiden Transistoren mit ihrer Vorspannschaltung sind gegensinnig zueinander gepolt, so daß der Transistor 121 Signale der einen Polarität und der Transistor 126 Signale der entgegengesetzten Polarität effektiv kurzschließt.

Der Transistor 126 erhält seine Vorspannung in der Flußrichtung durch die Gleichspannung E 2. Unter der Voraussetzung, daß der Ausgangswiderstand an den Klemmen 128 und 129 verhältnismäßig klein gegenüber dem Fühlwiderstand 125 ist,

Der Läufer des Tachometergenerators 115 wird vom Läufer des Servomotors 82 angetrieben. Die Ausgangswicklung des Tachometergenerators ist an einen Verstärker 116 angekoppelt, der seinerseits mit einer der beiden Eingangswicklungen des Motors 82 verbunden ist.

Bei der Betrachtung der Arbeitsweise des Systems 110 nach Fig. 7 ist zunächst zu beachten, daß die Verbindung zwischen dem DME-Empf anger 34 und dem Potentiometerschleifer 112 so beschaffen ist, daß der Tachometergenerator 115 dann ein Eingangssignal maximaler Amplitude erhält, wenn der DME-Empfänger wahrnimmt, daß das Flugzeug sich unmittelbar über der VORTAC-Station befindet.

Umgekehrt erhält der Tachometergenerator ein Si- 15 ruft der Spannungsabfall am Fühlwiderstand 125 gnal minimaler Amplitude, wenn das Flugzeug sich einen Anstieg des Arbeitsstromes I des Transistors in einer gegebenen Maximalentfernung von der Navi- 126 hervor. Wenn der Spannungsabfall am Widergationsstation befindet. Das heißt, gesehen in Fig. 7, stand 125 gleich der Vorspannung E 2 ist, wird die wird der Schleifer 112 nach unten geführt, wenn das Spannung zwischen Emitter und Basis des Transistors Flugzeug sich von der VORTAC-Station wegbewegt, 20 Null. Dies hat zur Folge, daß der Transistor 126 so daß die Amplitude des Eingangssignals des Tacho- jetzt im sogenannten aktiven Bereich arbeitet. Dabei metergenerators 115 der Entfernung des Flugzeugs wird der effektive Emitter-Kollektor-Widerstand von der Station umgekehrt proportional ist. sehr groß, wodurch ein weiterer nennenswerter An-

Die Drehgeschwindigkeit des Servomotors 82 stieg der Entladeströme für die Aufladung des hängt von den Amplituden der beiden von den Ver- 25 Ausgangskondensators 131 verhindert wird. Ein stärkern 79 und 116 zugeführten Signale ab. Die weiterer Anstieg der Amplitude der zu den EinAmplitude des dem Verstärker 79 zugeführten Feh- gangsklemmen 122 und 123 gelangenden Signalspanlersignals wird durch die Ausgangsgröße des VOR- nung führt daher zu keiner nennenswerten Erhöhung Empfängers 32 bestimmt. Dagegen ist die Amplitude des Arbeitsstromes mehr. Der Arbeitsstrom / bleibt des dem Servomotor vom Verstärker 116 zugeleiteten 30 vielmehr über einen weiten Bereich von Eingangszweiten Signals der Entfernung des Flugzeugs von spannungen im wesentlichen konstant, und er kann der Navigationsstation umgekehrt proportional, wie einen festen Maximalwert, der gleich ist dem Wert oben erwähnt. Der Servomotor 82 (und folglich der des Fühlwiderstands 125 dividiert durch die Span-Kursanzeiger 31) erhält somit seine maximale An- nung £2, nicht übersteigen. Der Stromkreis mit dem Sprechgeschwindigkeit, wenn das Flugzeug sich am 35 Transistor 121 arbeitet in genau der gleichen Weise dichtesten bei der VORTAC-Station befindet. Bei für Signale der entgegengesetzten Polarität.
Entfernen des Flugzeugs von der Station wird die Die Auswirkung dieser Begrenzung des Arbeits-

Ansprechgeschwindigkeit entsprechend langsamer. stromes/ der Schaltung33 y4, d.h. des Lade- bzw. Das System 110 stimmt also die Ansprechgeschwin- Entladestromes für den Kondensator 131, über digkeit der Kursanzeige auf die jeweiligen Navigations- 4° einen erheblichen Bereich von Signalschwankungen erfordernisse des Flugzeugs in Abhängigkeit von der ist in Fig. 8A veranschaulicht. Dabei gibt die ausEntfernung von der Navigationsstation ab. Auch hier gezogene Kurve 133 graphisch den Verlauf eines den ist es erwünscht, die Ansprechgeschwindigkeit des Klemmen 122 und 123 zugeführten Eingangssignals Systems auf den Geschwindigkeitsbereich des Flug- mit zwei scharfen positiven Impulszacken 134 und zeugs abzustimmen, was mit Hilfe des Einstellwider- 43 135, einer kurzen, scharfen negativen Impulszacke stands 114 oder einer anderen geeigneten Einrichtung 136 und einem relativ breiten negativen Impulsteil geschehen kann. 137 wieder. Durch die Strombegrenzungswirkung der

Fig. 8 zeigt eine bevorzugte Ausführungsform Schaltung 33^4 wird der erste, hochamplitudige, kurzeiner Ansprechgeschwmdigkeitsbegrenzerschaltung zeitige Impuls 134 auf die verhältnismäßig kleine 33^4, die für elektrisch gesteuerte Kursanzeigesy- 50 positive Spitze 134.4 reduziert. Für den lang sterne wie die nach Fig. 3 und 4, zum Unterschied dauernden Impulsteil 137 des Eingangssignals ergibt vondenServosystemennachFig. 5 bis 7, verwendet sich eine Mittelungswirkung, wie durch die gestriwerden kann. Die Schaltung33^4 nach Fig. 8 ent- chelte Kurve 137a angedeutet ist. Die beiden enthält einen ersten Transistor 121, dessen Kollektor an gegengesetzt gepolten Impulse 135 und 136 werden eine der Eingangsklemmen 122 der Schaltung ange- 55 zu einer einzigen niedrigen Spitze 135^4 geglättet. Da schlossen ist. Die Basis des Transistors 121 liegt an scharfe Impulszacken (134 bis 136) fast immer Fehlern oder Störungen in den empfangenen VOR-Peilsignalen entsprechen, wird durch die Glättungs- oder Mittelungswirkung der Schaltung 33^4 die Genauig-60 keit und die Brauchbarkeit des empfangenen Peilsignals erheblich erhöht, ohne daß ein nennenswerter

an einer Gleichspannungsquelle El. Der Emitter des Transistors ist über die Serienschaltung zweier veränderlicher Fühlwiderstände 124 und 125 mit dem Emitter eines zweiten Transistors 126 verbunden.

Die Basis des Transistors 126 liegt an einer zweiten Gleichspannungsquelle E 2. Die beiden Spannungsquellen El und E2 sind zusammengeschaltet und nach dem Verbindungspunkt 127 der beiden Widerstände 124 und 125 rückgeführt. Der Kollektor 126 ist mit der einen Ausgangsklemme 128 der Schaltung verbunden. Ein Kondensator 131 ist über die Ausgangsklemmen 128 und 129 geschaltet, und

Verlust an Nutzinformation, verkörpert durch den lang dauernden Signalimpulsteil 137, in Kauf genommen werden muß.

Zwecks Einstellung des Maximalbegrenzungsstromes der Schaltung 33^4 können die Regelwiderstände 124 und 125 mechanisch gekuppelt und von einer äußeren Quelle, beispielsweise dem DME-Emp-

15 16

fänger 34, verstellt werden. Andererseits kann dieser wird die Ansprechgeschwindigkeit des Servomotors

Maximalstromwert, der die maximale Ansprechge- 82 und folglich des Kursanzeigers 31 erheblich ver-

schwindigkeit des an die Klemmen 128 und 129 an- ringert.

geschalteten Instruments durch entsprechende Beein- Die Gegenkopplungswirkung kann in Abhängigflussung der Ladegeschwindigkeit des Kondensators 5 keit von der Entfernung des Flugzeugs von der Navi- 131 bestimmt, dadurch verändert werden, daß die gationsstation mittels der Kopplung vom DME-Spannungisl und El in Abhängigkeit von den von Empfänger 34 zum Regelwiderstand 143 verändert dem DME-Empfänger empfangenen Entfernungssi- werden. Ebenso kann die Ansprechgeschwindigkeit gnalen gemeinsam verändert werden. Das Abstimmen des Systems mittels des Regelwiderstandes 142 der Schaltung auf die Geschwindigkeitserfordernisse io zwecks Abstimmung auf den normalen Fluggeschwindes Flugzeugs kann mittels zusätzlicher Regelwider- digkeitsbereich des Flugzeugs unter Erhöhung des stände, die in Reihe mit den Fühlwiderständen 124 Widerstands bei einem schnell fliegenden Flugzeug und 125 vorgesehen sind, oder durch entsprechendes und Erniedrigung des Widerstands bei einem lang-Verstellen der Vorspannungen El und E2 erfolgen. sam fliegenden Flugzeug verstellt werden. Das Sy-

F i g. 9 zeigt eine weitere Ausführungsform eines 15 stern 140 ermöglicht also ebenfalls eine automatische Servosystems 140 für die erfindungsgemäße Ein- Abstimmung der Ansprechgeschwindigkeit des Kursrichtung. Wie bei den bereits beschriebenen Servo- anzeigers31 auf die jeweiligen Navigationserfordersystemen ist der VOR-Empfänger über ein Drehfeld- nisse des Flugzeugs. Zugleich beseitigt das System differential, das im »OBI«-Instrument eingebaut sein auf Grund der Glättungswirkung der Gegenkoppkann, mit dem Regeltransformator 74 gekoppelt. Das 20 lungsanordnung Signalstörungen, wie Schwankungen, vom Regeltransformator erzeugte Fehlersignal wird Raummodulationen usw.

im Verstärker79 verstärkt und der Steuerwicklung Bei den Servosystemen nach Fig. 5, 6, 7 und 9 des Servomotors 82 zugeleitet. Wie bei der Ausfüh- erfolgt die Einstellung der Ansprechgeschwindigkeit rungsformnachFig. 7 ist der Servomotor 82 mecha- des Kursanzeigers kontinuierlich über eine mechanisch mit dem Läufer des Regeltransformators 74 25 nische Kopplung vom DME-Empfänger zu dem das gekoppelt und in direkter Antriebsverbindung mit »CDI«-Instrument steuernden Servomechanismus. Die dem Kursanzeiger 31. gleiche Anordnung ist in Fi g. 2 gezeigt, wo die dort

Im System 140 wird die 90°-Wicklung des Servo- als elektrische Schaltungen wiedergegebenen Baumotors 82 direkt von der Wechselstromversorgung teile ebensogut auch entsprechende Bauteile des des Flugzeugs erregt. Ebenfalls von der Wechsel- 30 Servosystems repräsentieren können. Zu beachten ist stromversorgung erregt wird die Eingangswicklung jedoch, daß diese Direktregelung dann nicht notweneines Tachometergenerators 141, der gleich ausgebil- dig ist, wenn die Peil- und Entfernungsinformationsdet sein kann wie der Generator 115 in Fig. 7. Der signale so vereinigt werden, daß eine Linearabwei-Läufer des Tachometergenerators wird direkt von chungsanzeige, wie bei den Systemen nach Fig. 3 der Welle des Servomotors 82 angetrieben. 35 und 4, erzeugt wird.

In diesem Falle ist es jedoch die Ausgangswick- Wenn beispielsweise bei dem System nach Fig. 9

lung des Tachometergenerators 141 auf den Eingang die Steuerung des Drehfelddiflerentials 61 durch die

des Verstärkers 79 gegengekoppelt. Der Gegenkopp- vereinigten Signale vom VOR-Empfänger und vom

lungszweig enthält zwei veränderliche Impedanzen in DME-Empfänger, z. B. durch Verwendung eines

Form der Regelwiderstände 142 und 143. Der Wider- 40 .β-Θ-Rechners oder einer einfachen arithmetischen

stand 143 kann mit dem DME-Empfänger 34 ge- Einheit (Fig. 4 bzw. 3) erfolgt, so ist es unnötig, die

koppelt sein bzw. einen Bestandteil dieses Empfängers Gegenkopplung durch den DME-Empfänger 34 zu

bilden. Der Regelwiderstand 142 wird so eingestellt, beeinflussen. Bei Navigationssystemen, in denen die

daß das System auf die Geschwindigkeit des be- Abweichung vom gewünschten Kurs durch Signale,

treffenden Flugzeugs abgestimmt ist. 45 die sowohl der Entfernung als auch der Richtung

Die Arbeitsweise des Systems 140 bezüglich des relativ zur Station proportional sind, angezeigt wird, VOR-Empfängers 32, des Differentials 61, des Regel- wird nämlich eine fest eingestellte Maximalansprechtransformators 74, des Verstärkers 79, des Servo- geschwindigkeitsregelung für die Anzeige automamotors 82 und des Kursanzeigers 31 ist im wesent- tisch in Abhängigkeit von der Entfernung des Fluglichen die gleiche wie bei der Ausführungsform nach 50 zeugs von der Navigationsstation verändert. Das F i g. 7. In diesem Falle erfolgt jedoch die Regelung heißt, bei Systemen, in denen die Entfernungs- und der Ansprechgeschwindigkeit des Servomotors 82 Peilungsdaten vor der Anzeige zusammengesetzt und folglich des Kursanzeigers 31 über die Gegen- oder verschlüsselt werden, kann die Ansprechkopplungsschaltung mit dem Tachometergenerator geschwindigkeit des Anzeigeinstruments durch einen 141 und den Widerständen 142 und 143. Wenn eine 55 Konstantgeschwindigkeitsbegrenzer geregelt werden, Änderung im Peilsignal vom VOR-Empfänger 32 wobei diese Regelung, wenn sie einmal auf die Flugauftritt und mechanisch auf das Differential 61 über- geschwindigkeit eingestellt ist, automatisch eine Antragen wird, erzeugt der Regeltransformator 74 ein Sprechcharakteristik liefert, die auf die tatsächlichen Fehlersignal, das über den Verstärker 79 zum Servo- Navigationserfordernisse des Flugzeugs abgestimmt ist. motor 82 gelangt. Daraufhin beginnt der Motor sich 60 Fig. 10 zeigt eine vollständige bordeigene Flugmit einer durch die Amplitude des Fehlersignals be- navigationseinrichtung 200, bei der zahlreiche Merkstimmten Winkelgeschwindigkeit zu drehen. male der oben beschriebenen Systeme in einem

Die anfängliche Drehung des Motors erzeugt je- rechnergesteuerten System für die Navigation mit

doch im Tachometergenerator 141 ein Ausgangs- rechtwinkligen Koordinaten vereinigt sind. In der

signal, dessen Amplitude von der Winkelgeschwindig- 65 Einrichtung 200 ist der Schleifer 214 eines DME-

keit des Motors 82 abhängt. Dieses Signal wird auf Empfängerpotentiometers 213 über einen Transfor-

den Eingang des Verstärkers 79 gegengekoppelt, wo- mator 231 mit der Ständerwicklung 232 eines Funk-

durch der Motor verlangsamt wird. Auf diese Weise tionsdrehmelders 233 für empfangene Daten ge-

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koppelt. Der Funktionsdrehmelder 233 ist üblich zueinander angeordnete Läuferwicklungen 266 und ausgebildet und enthält die beiden üblichen 90°- 267 enthält. Auch hier ist normalerweise eine zweite Läuferwicklungen 234 und 235. Wie üblich, kann Ständerwieklung vorgesehen, die jedoch nicht vereine zweite Ständerwieklung vorgesehen sein, die je- wendet wird und daher nicht gezeigt ist.
doch im vorliegenden Fall nicht verwendet wird und 5 Die Ständerwieklung 265 des Funktionsdrehmeldaher nicht gezeigt ist. ders 264 ist über einen Transformator 268 mit dem

Der in der Navigationseinrichtung 200 vorgesehene Schleifer 269 eines Potentiometers 271 gekoppelt.

VOR-Empf anger 32 treibt ein zum automatischen Der Schleifer269 des Potentiometers271 ist, z.B.

Azimutanzeiger gehöriges Drehfelddifferential 61 an. mittels des Entfernungseinstellknopfes 272, von

Das Differential 61 ist elektrisch mit den drei Stan- io Hand verstellbar. Der Einstellknopf 272 ist so ge-

derwicklungen 236, 237 und 238 eines üblichen eicht, daß das Potentiometer 271 auf veränderliche

Regeltransformators 239 verbunden. Die Läuferwick- Radialabstände zwischen der Navigationsstation und

lung 241 des Regeltransformators 239 ist mit ihrem einem gewählten Streckenpunkt eingestellt werden

einen Ende geerdet und mit ihrem anderen Ende kann. Die Potentiometer 213 und 271 sind über ein

über die Reihenschaltung eines Widerstands 242, 15 Einstellpotentiometer 273 mit einem Skalenfaktor-

eines Kondensators 243 und eines weiteren Wider- regler 274 verbunden. Der Skalenf aktorregier 274

stands 244 mit einem Servoverstärker 245 verbunden. besteht aus einem Mehrpolschalter, dessen einzelne

Über die Läuferwicklung 241 kann ein Kondensator Klemmen an verschiedene Anzapfungen der Wechsel-

246 geschaltet sein. stromversorgung 252 angeschlossen sind, um die

Der Ausgang des Servoverstärkers 245 ist an das 20 Skalen- oder Maßstabeinstellung der Navigationsein-

eine Ende einer mit ihrem anderen Ende geerdeten richtung 200 durch Verändern der Amplitude der

ersten Feldentwicklung 247 eines Servomotors 248 den Potentiometern 213 und 271 zügeführten

angeschlossen. Der als üblicher Zweiphasen-Servo- Wechselspannung zu verändern,

motor ausgebildete Motor 248 hat eine 90°-Ständer- Es sind ferner Maßnahmen getröffen, um die

wicklung 249 und einen induktiv mit den beiden 25 Winkellage des Läufers des Funktionsdrehmelders

Wicklungen 247 und 249 gekoppelten Läufer 251. 264 relativ zu dessen Ständer von Hand einzustellen.

Die Wicklung 249 ist an eine geeignete Wechsel- Im vorliegenden Falle geschieht dies mittels des Pei-

stromversorgung 252, beispielsweise die in den lungseinstellknopfes 275, der mechanisch mit dem

meisten Flugzeugen v.orhandene Speisespannung von Läufer des Funktionsdrehmelders gekoppelt ist. Die

26 Volt und 400 Hertz, angeschlossen. Der Läufer 30 beiden Einstellknöpfe 272 und 275 können ge-

251 des Servomotors ist mechanisch mit dem Läufer wünschtenfalls durch geeignete Servomechanismen

des Funktionsdrehmelders 233 mit den Wicklungen oder anderweitige, indirekt wirkende Verstellorgane

234 und 235 gekuppelt und dient für die Regelung ersetzt werden.

der Winkellage des Funktionsdrehmelderläufers rela- Die Läuferwicklungen 234 und 235 des Funk-

tiv zur Ständerwieklung 232, wie noch beschrieben 35 tionsdrehmelders 233 und die Lauferwicklungen 266

werden wird. . und 267 des Funktionsdrehmelders 264 liegen ge-

Der Läufer 251 des Servomotors 248 steht ferner meinsam im Eingangskreis eines Funktionsdrehmel-

in mechanischer Antriebsverbindung nut dem Läufer ders 277 für den Kurs. So ist die Läuferwicklung 267

253 eines Tachometergenerators 254, der ähnlich des Funktionsdrehmelders 264 mit ihrem einen Ende

wie der Generator 115 in Fig. 7 in der üblichen 40 geerdet und mit ihrem anderen Ende mit dem einen

Weise mit zwei Ständerwicklungen 255 und 256 aus- Ende der Wicklung 234 des Funktionsdrehmelders

gerüstet ist, die mit 90°-Abstand zum Läufer 253 an- 233 verbunden, deren anderes Ende mit einer

geordnet und mit diesem induktiv gekoppelt sind. ersten Ständerwieklung 278 des Funktionsdrehmel-

Die Wicklung 255 bildet die Eingangswicklung des ders 277 verbunden ist. Die Ständerwieklung 278 ist

Tachometergenerators und ist mit der Wechselstrom- 45 mit ihrem anderen Ende geerdet. In entsprechender

Versorgung 252 sowie mit einer noch zu beschreiben- Weise ist die Läuferwicklung 266 des Funktions-

den Warnschaltung 257 verbunden. Die Ständerwick- drehmelders 264 in Reihe mit der Wicklung 235 des

lung 256 bildet die Ausgangswicklung des Tacho- Funktionsdrehmelders 233 an eine zweite 90°-Stän-

metergenerators. derwicklung 279 des Funktionsdrehmelders 277 an-

Die Ausgangswicklung 256 ist mit ihrem einen 50 geschlossen.

Ende geerdet und mit ihrem anderen Ende über die Der Läufer des Funktionsdrehmelders 277 hat Reihenschaltung eines Kondensators 258 und eines ebenfalls zwei im 90°-Abstand angeordnete Wick-Widerstands 259 mit dem Verbindungspunkt 261 des lungen 281 und 282. Die Wicklung 281 ist mit ihrem Widerstands 242 und des Kondensators 243 im Ein- einen Ende geerdet und mit ihrem anderen Ende an gangskreis des Servoverstärkers 245 verbunden. Diese 55 einen Verstärker 283 angeschlossen, der seinerseits Schaltung bildet einen Gegenkopplungszweig vom an eine Detektorschaltung 284 angekoppelt ist. Eben-Tachometergenerator 254 zum Eingang des Servo- so ist die Wicklung 282 mit ihrem einen Ende geerverstärkers 245, wobei diese Gegenkopplung im det und mit ihrem anderen Ende über einen Verwesentlichen genauso arbeitet wie bei der Anordnung stärker 285 mit einer Detektorschaltung 286 vernach Fi g. 9. Vorzugsweise ist mit der Wicklung 256 6° bunden. Die beiden Detektorschaltungen 284 und ein .RC-Parallelglied mit dem Kondensator 262 und 286 liefern individuelle Steuersignale für ein kombidem Widerstand 263 parallel geschaltet, um die niertes Linearabweichungs-Anzeigeinstrument 52/4. Generatorausgangsspannung in der Phase und Am- Bei dem in rechtwinkligen Koordinaten anzeigenplitude einzustellen. den Kursanzeiger 52^4 erfolgen die Vertikalverschie-

Die Navigationseinrichtung 200 enthält ferner 65 bungen der horizontalen Entfernungsanzeigelinie 53^4 einen Funktionsdrehmelder 264 für die Strecken- durch ein geeignetes Meßwerk oder einen Antrieb, in

punktpeilung, der wie der Funktionsdrehmelder233 Fig. 10 allgemein angedeutet durch den Widerstand eine Ständerwieklung 265 und zwei im 90°-Abstand 291, und zwar, weil derartige Einrichtungen gewöhn-

19 20

lieh eine im wesentlichen ohmsche Widerstands- Übertrager (nicht gezeigt) angeschlossen ist. Die

charakteristik aufweisen. Das Meßwerk 291 ist über Ausgangssignale des Differentials 61, welche die vom eine Begrenzerschaltung 292 mit dem Detektor 286 VOR-Empfänger 32 empfangenen Kurssignale regekoppelt. Die Begrenzerschaltung kann zwei Dioden präsentieren, gelangen zu den Eingangswicklungen

293 und 294 enthalten, die in gegensinniger Polung 5 236 bis 238 des Regeltransformators 239.

den Ausgangsklemmen des Detektors 286 parallel Wenn der Läufer des Regeltransformators 239, geschaltet sind. Die Begrenzerschaltung 292 enthält beispielsweise infolge einer Richtungsänderung, nicht

ferner einen Längswiderstand 295 und einen Quer- genau auf die Primärwicklungen eingestellt ist, wird

kondensator 296. Die Begrenzerschaltung 292 ist in der Läuferwicklung 241 ein Fehlersignal erzeugt,

also im wesentlichen ein i?C-Integriernetzwerk, das io das über die Koppelschaltung mit dem Widerstand

außerdem das integrierte und dem Meßwerk 291 zu- 242, dem Kondensator 243, dem Widerstand 244 und

geleitete Signal in der Amplitude begrenzt. dem Verstärker 245 zur Steuerwicklung 247 des

Das Meßwerk oder der sonstige Antrieb für die Servomotors 248 gelangt. Die dadurch erzeugte Dre-

Verschiebung der vertikalen Linearabweichungs- hung des Servomotorläufers 251 bewirkt eine Nach-

Anzeigelinie 54 A des Anzeigers 52^4 ist durch den 15 stellung des Läufers 234, 235 des Funktionsdrehmel-Widerstand 297 angedeutet. Das Meßwerk 297 ist ders 233. Es wird also die Winkellage des Läufers des

über eine Ansprechgeschwindigkeitsbegrenzerschal- Funktionsdrehmelders 233 kontinuierlich in einer

tung 298, die allgemein ähnlich ausgebildet ist wie Einstellung gehalten, welche die Anpeilrichtung des

die Schaltung 292, mit der Detektorschaltung 284 ge- Flugzeugs entsprechend den vom VOR-Empfänger

koppelt. 20 32 gelieferten Signalen anzeigt.

Die Begrenzerschaltung 298 enthält zwei Dioden Durch die mechanische Kopplung vom Servo-299 und 301, die in gegensinniger Polung über die motorläufer 251 zum Tachometergeneratorläufer 253 Ausgangsklemmen des Detektors 284 geshuntet sind. wird der Tachometergenerator veranlaßt, bei Drehung Ferner enthält die Begrenzerschaltung 298 einen des Servomotorläufers ein Ausgangssignal zu erzeugen. Längswiderstand 302 und einen Querkondensator 25 Das Ausgangssignal des Tachometergenerators 254 303, die ein jRC-Integriernetzwerk bilden. Zusätzlich wird über den Gegenkopplungszweig mit dem Konenthält jedoch die Schaltung 298 einen zweiten Kon- densator 258 und dem Widerstand 259 auf den Eindensator 304, der erheblich größer ist als der Kon- gang des Servoverstärkers 245 gegengekoppelt. Die densator 303. Der Kondensator 304 kann mittels Gegenkopplung bewirkt in der im Zusammenhang eines Trennschalters 305 wahlweise zum Kondensator 30 mit Fi g. 9 beschriebenen Weise eine Begrenzung der 303 parallel geschaltet werden. Ansprechgeschwindigkeit des Servomotors und damit

Der Läufer des Funktionsdrehmelders 277 mit den eine Dämpfung der Winkelbewegungen des Funktions-Wicklungen 281 und 282 ist mechanisch mit dem drehmelders 233. Es wird also durch die Tachometer-Läufer 311 eines Servomotors 312 gekoppelt. Der generator-Gegenkopplung die Auswirkung hoch-Servomotorläufer 311 treibt außerdem den Läufer 35 amplitudiger, kurzzeitiger Störungen in den empfan-313 eines Regeltransformators 314 an. Die Läufer- genen VOR-Signalen, ähnlich wie bei einem Tiefpaßwicklung 313 des Regeltransformators 314 ist unter filter, weitgehend eliminiert und dadurch sowohl die Vervollständigung einer Nullsuch-Servoschleife über Brauchbarkeit als auch die Genauigkeit der aus dieeinen Verstärker 316 auf die Steuerwicklung 315 des sen Signalen gewonnenen und durch die Winkel-Servomotors 312 rückgekoppelt. Die 90°-Eingangs- 40 stellung des Funktiondrehmelders 233 angezeigten wicklung 317 des Servomotors 312 ist an die Wechsel- Information erhöht. Durch die mechanische Rückstromversorgung 252 angeschlossen. kopplung vom Motorläufer 251 zum Regeltransfor-

Die Primärseite des Regeltransformators 314 be- matorläufer 241 ergibt sich eine Nachlauf-Servo-

steht aus den Wicklungen 321, 322 und 323, die mit anordnung, bei der die Drehbewegung des Servo-

ihren einen Enden zusammengeschaltet sind. Mit ihren 45 motors aufhört, sobald der Regeltransformatorläufer

anderen Enden sind diese Wicklungen einzeln an die entsprechend den veränderten Signalamplitudenzu-

Sekundärwicklungen 324, 325 bzw. 326 eines Dreh- ständen auf seiner Primärseite nachgestellt ist.

feldübertragers 328 angeschlossen. Mit ihren ent- Außer der dem Funktionsdrehmelder 233 für die

sprechenden anderen Enden sind die Wicklungen empfangenen Daten vom Servomotor 251 als Winkel-

324, 325 und 326 zusammengeschaltet. Die Primär- 50 verstellung des Läufers dieses Funktionsdrehmelders

wicklung 327 des Drehfeldübertragers 328 ist an die zugeführten Peilrichtungsinformation muß dieser

Wechselstromversorgung 252 angeschlossen. Die Wick- Funktionsdrehmelder auch eine Entfernungsinforma-

lung 327, die die Läuferwicklung des Drehfeldüber- tion erhalten. Diese wird über die Verbindung vom

tragers bildet, ist mechanisch mit einem Kurseinstell- DME-Empfänger 34 zum Potentiometer 213 zuge-

knopf 329 oder einer sonstigen Kurseinstelleinrich- 55 führt. Und zwar ist die Amplitude des Eingangssignals

tung gekoppelt. Der Einstellknopf 329 ist außerdem der Ständerwicklung 232 des Funktionsdrehmelders

mechanisch mit dem Anzeigeinstrument 52^4 gekop- 233 der Entfernung des Flugzeugs von der Naviga-

pelt, um die Kursanzeige im Fenster 58 A des In- tionsstation proportional. Unter dieser Voraussetzung

struments einzustellen. Normalerweise ist der Einstell- läßt sich zeigen, daß das Ausgangssignal einer der

knopf 329 unmittelbar beim Instrument 52 A ange- 60 Wicklungen 234 und 235 die Form R' sin Θ' hat, wo-

ordnet, so daß er vom Piloten bequem bedient wer- bei R' die Entfernung des Flugzeugs von der Naviga-

den kann. tionsstation, abgeleitet vom DME-Empfänger 34,

Der VOR-Empfänger ist mechanisch mit dem und Θ' den Kursrichtungswinkel relativ zu magne-Drehfelddifferential 61, das einen Bestandteil des tisch Nord an der Station, abgeleitet vom VOR-Emp- »OBI«-Instruments des Flugzeugs bilden kann, ge- 65 fänger 32 (s. den Flugzeugstandort 332 in Fig. 1) koppelt. Wie in F i g. 5 ist der VOR-Empfänger mit bedeuten. Der Funktionsdrehmelder 233 arbeitet soder Sekundärseite des Drehfelddifferentials verbun- mit als i?-0-Rechner, wie im Zusammenhang mit den, dessen Primärseite an einen geeigneten festen F i g. 4 erläutert.

21 22

Der Funktionsdrehmelder 264 für die Stecken- Die Koordinatendrehwirkung des Kurs-Funktionspunktpeilung arbeitet in genau der gleichen Weise drehmelders 277 wird am besten an Hand der F i g. 1 wie der Funktionsdrehmelder 233, jedoch auf der verständlich, wenn man dort das Flugzeug 332, das Grundlage der Entfernung der Navigationsstation auf dem gewählten Kurs 334 den Streckenpunkt 333 von einem vorbestimmten Distanzpunkt und der 5 anfliegt, betrachtet. Die anfängliche Information Peilrichtung dieses Distanzpunktes relativ zu ma- über den Standort des Flugzeugs 332, ausgedrückt gnetisch Nord an der Station. Der Pilot wählt einen durch die Ost-West-Koordinate Xl und die Nordbestimmten Streckenpunkt (Punkt 333 in Fig. 1), Süd-Koordinate Fl, wird im Funktionsdrehmelder den er anzufliegen wünscht und der sich innerhalb 233 erzeugt. Der Funktionsdrehmelder 277 dreht der Empfangsreichweite des Signals von der 10 dann das Koordinatensystem so, daß die schließlich VORTAC-Station, auf das die Empfänger 32 und 34 zum Anzeigeinstrument gelangende Information, auf abgestimmt sind, befindet. Der Entfernungseinsteil- Grund deren der Pilot navigiert, in den verdrehten regler 272 (F i g. 10)wird auf die Entfernung R" des Koordinaten Xl und Yl ausgedrückt wird. Der gewählten Streckenpunktes von der Station einge- Kurs-Funktionsdrebmelder hat also eine doppelte stellt. Dadurch gelangt ein Signal mit einer dieser 15 Funktion, indem er einmal die Streckenpunkt-Peil-Entfernung proportionalen Amplitude zur Eingangs- richtungsinformation vom Funktionsdrehmelder 264 wicklung 265 des Funktionsdrehmelders 264. Die und die laufende Standortinformation vom Funk-Peilrichtung des gewählten Streckenpunktes (Win- tipnsdrehmelder 233 summiert und zugleich die von kel Θ" in Fig. 1) wird dadurch in den Funktions- diesen beiden Funktionsdrehmeldern erhaltene Indrehmelder eingegeben, das durch Verstellen des 20 formation so dreht, daß die Ausgangssignale in einem Peilungseinstellreglers 275 die Sekundäranordnung Koordinatensystem erscheinen, das in Richtung des 266-267 des Funktionsdrehmelders in eine dieser vom Flugzeug zu verfolgenden Kurses orientiert ist. Peilrichtung entsprechende Winkellage gedreht wird. Das in der Wicklung 28,1 des Funktionsdrehrnel-

Die Amplituden μηα die Phasenbeziehungen der- in ders 277 erzeugte Signal repräsentiert direkt die den Wicklungen 266-267 induzierten Signale zeigen 25 Linearabweichung des Flugzeugs nach links oder somit die rechtwinkligen Koordinaten des gewählten rechts vom gewählten Kurs zum Streckenpunkt oder Streckenpunktes relativ zur Navigationsstation an. Bestirnmungsort, den das Flugzeug anfliegt. Dieses Das heißt, der Funktionsdrehmelder 264 arbeitet als Signal gelangt nach Verstärkung in der Schaltung R- ©-Rechner für den gewählten Streckenpunktort 283 und Wahrnehmung in der Schaltung 284 zum

In der Kursrechnereinrichtung 2QQ werden die 30 Meßwerk oder Motor 297, um den Links-Rechts^ beiden Sätze von Koordinatensignalen, die in den Anzeiger 54.4 im Instrument 52^4 zu steuern. Das beiden Funktipnsdrehmelderwicklungen 234 und 267 zum Antrieb 297 gelangende Signal ist ein Gleieherzeugt werden, auf Qrund der Serienschaltung die-: Stromsignal, dessen Amplitude die Amplitude der er-= ser Wicklungen effektiv so voneinander subtrahiert, forderlichen Bewegung und dessen Polarität die Bedaß das zur Eingangswicklung 278 des Funktionen 35 wegungsrichtung anzeigt.

drehmelders 277 für den Kurs gelangende Signal ein Die Ansprechgeschwindigkeit des Antriebs 297

die Abweichung in der einen Koordinatenrichtung und folglich die Ansprechgeschwindigkeit des Ananzeigendes Difierenzsignal darstellt. In entsprechen·? zeigers 54 ^4 wird durch die Begrenzersehaltung 298 der Weise stellt das. an der Eingangswicklung 279 des auf einen vorbestimmten Maximalwert begrenzt. Die Funktionsdrehmelders 277 erscheinende resultierende 40 beiden Dioden 299 und 301 begrenzen das Signal auf Signal der Wicklungen 235 und 266 ein entsprechen- eine, maximale Amplitude. Bei Verwendung von SiIides Differenzsignal für die andere Koordinatenrich- ziumdioden wird diese Grenze typischerweise auf untung dar. Jedoch ist vor der Zuleitung der Signale gefahr 0,6 Volt eingestellt, während bei Verwendung an das Anzeigeinstrument 52^4 noch eine weitere von Germaniumdioden die Maximalamplitude unge-Auflösung dieser Signale erforderlich. 45 fähr 0,3 Volt beträgt. Für ein Eingangssignal, das

So ist es sehr erwünscht, daß die Anzeige 52 dem gleich oder größer ist als dieser Amplitudengrenz-. Piloten entlang dem tatsächlich zu verfolgenden wert, ist das zum Motor 297 gelangende Signal das Kurs gegeben bzw. dargestellt wird. Insbesondere ist zeitliche Integral des empfangenen Signals, wobei die es erwünscht, daß die Anzeige längs des Kurses so Integrationsräte durch die Bemessung der Konden^ gegeben wird, daß der Skalenfaktor des Anzeige- 50 satoxen303 und 304 und des Widerstands 302 beinstruments auf ein Maximum ausgeweitet werden stimmt wird. Bei einem normalen Kursflug ist der kann, um eine schärfere Kontrolle von Kursabwei- Sehalter 305 geschlossen, so daß der Kondensator chungen zu ermöglichen. Zu diesem Zweck wird der 304 in das Integriernetzwerk eingeschaltet ist. Läufer 281, 282 des Kurs-Funktionsdrehmelders 277 Die Begrenzersehaltung 298 sollte so bemessen

vom Piloten auf eine Lage eingestellt, die der tat- 55 oder eingestellt werden, daß sie auf den normalen sächlichen Kursrichtung, in der das Flugzeug den Fluggeschwindigkeitsbereich des Flugzeugs abge^ gewählten Streckenpunkt anzufliegen hat, entspricht. stimmt ist. Dies kann durch entsprechende Wahl des Mittels des Reglers 329 stellt der Pilot den Läufer Widerstands 302 und der Kondensatoren 303 und 327 des Synchronübertragers 328 auf die gewünschte 304 erreicht werden, so daß sich eine Integrations-Kursrichtung ein. Die erforderliche Winkelinforma- 6q rate und folglich eine Ansprechgeschwindigkeit ertion wird zum Regeltransformator 314 übertragen, gibt, die auf die maximale Fluggeschwindigkeit des der den Servomotor 311 so antreibt, daß dieser den Flugzeugs abgestimmt ist. Andererseits kann man Läufer 313 des Regeltransformators auf eine Null-. auch ein Standardgerät für sämtliche Flugzeugtypen lage nachstellt. Durch die Winkelbewegung des vorsehen, in welchem Falle der Widerstand 302 Servomotorläufers 311 wird der Läufer 281, 282 des 65 und/oder der Kondensator 304 so verstellbar sind, Kurs-Funktionsdrehmelders auf die gewünschte Lage, daß die Begrenzersehaltung den jeweiligen Naviga-r entsprechend der Richtung der Flugstrecke, nachge- tionserfordernissen des Flugzeugs angepaßt werden stellt. kann.

23 24

Der Begrenzer 298 arbeitet in genau der gleichen zweite Ausglättung oder Siebung ist dagegen direkt Weise wie der Begrenzer 33 in Fig. 3 und 4, indem auf den Geschwindigkeitsbereich des Flugzeugs und er eine maximale Ansprechgeschwindigkeit für den auf die Entfernung von der Navigationsstation beLinks-Rechts-Anzeiger 54^4 im Instrument 52 A fest- zogen. Theoretisch reicht die durch die Ansprechlegt. Da die in entsprechende Bewegungen des An- 5 geschwindigkeitsregelung 292, 298 gegebene Begrenzeigers 54.4 übersetzte Signalinformation die Linear- zung der Ansprechgeschwindigkeit aus, um die geabweichung unabhängig vom Winkelstandort des wünschte erhöhte Genauigkeit und Brauchbarkeit der Flugzeugs in bezug auf die Navigationsstation aus- Peilinformation zu erreichen. In der Praxis erhält drückt, werden die Bewegungen des Anzeigers54 A man bei dem System nach Fig. 10 mit Glättung teils stets durch Bewegungen des Flugzeugs in Stunden- io vor, teils nach der Verschlüsselung im Funktionsdrehkilometern ausgedrückt. Durch die Festlegung einer meider 233 einen noch besseren und noch zuverläsbestimmten maximalen Ansprechgeschwindigkeit für sigeren Betrieb.

den Anzeiger 54 A wird somit, wie im Zusammen- Während der Zeit, da das Flugzeug auf dem ge-

hang mit Fig. 3 und 4 beschrieben, automatisch die wählten Kurs einen bestimmten Streckenpunkt an-

Ansprechgeschwindigkeit des Instruments entspre- 15 fliegt, bleibt der Kondensator 304 in der Begrenzer-

chend den jeweiligen Navigationserfordernissen des schaltung 298 eingeschaltet. Am ersten Streckenpunkt

Flugzeugs begrenzt, solange die Höchstgrenze richtig eines Fluges muß jedoch der Pilot die Einrichtung

auf die Flugzeuggeschwindigkeit abgestimmt ist. 200 auf einen nächsten Streckenpunkt einstellen und

Die Steuerung für den Hin-und-Her-Anzeiger 53/4 gewöhnlich auf eine andere VORTAC-Station ver-

des Instruments 52^4 arbeitet im wesentlichen genau- 20 schlüsseln. Dabei kann die durch die Anwesenheit

so wie die für den Links-Rechts-Anzeiger 54 A. Und des Kondensators 304 in der Schaltung bewirkte An-

zwar wird das Ausgangssignal der Wicklung 282 des Sprechverzögerung des Links-Rechts-Anzeigers 54/4

Kurs-Funktionsdrehmelders in der Schaltung 285 zu groß sein, um den Piloten eine mühelose Einstel-

verstärkt und in der Schaltung 286 wahrgenommen. lung der Einrichtung zu ermöglichen. Bei eingeschal-

Das resultierende Gleichstromsignal gelangt über den 25 tetem Kondensator 304 können für die Einstellung

Begrenzer 292 zum Meßwerk oder Motor 291 im 10 bis 20 Sekunden nötig sein, während die Verzöge-

Anzeigeinstrument. Auch hier wird durch die beiden rung auf 5 Sekunden oder weniger begrenzt werden

Dioden 293 und 294 eine Maximalamplitude für das sollte, damit der Pilot die Einschlüsselung auf den

zum Anzeiger gelangende Signal festgelegt. Ferner neuen Streckenpunkt schnell genug durchführen kann,

wird dieses Signal für Signalpegel oberhalb des Maxi- 30 Aus diesem Grund ist der Schalter 305 vorgesehen,

mums in der jRC-Integrierschaltung 295-296 zeitlich mit dem der Pilot den Kondensator 304 abschalten

integriert. Durch geeignete Bemessung des Konden- und dadurch die Ansprechgeschwindigkeit des In-

sators 296 und des Widerstands 295 unter Berück- struments, insbesondere des Anzeigers 54 A, bei der

sichtigung der Spannungscharakteristiken der Dioden Einstellung auf einen neuen Streckenpunkt oder Kurs

293 und 294 wird erreicht, daß die Begrenzerschal- 35 merklich erhöhen kann. Der Schalter 305 wird zur

tung die maximale Ansprechgeschwindigkeit des An- Erhöhung der Ansprechgeschwindigkeit auch dann

zeigers 53 A entsprechend den navigatorischen Er- geöffnet, wenn das Flugzeug im Flughafenbereich

fordernissen des Flugzeugs festlegt. manövriert, damit das Instrument beim Landeanfmg

Zu beachten ist, daß der Kursanzeiger 52 A schneller ansprechen kann.

(Fig. 10) eine Anzeige liefert, die sich umgekehrt 40 Das durch die Einrichtung 200 nach Fig. 10 gezu der des Anzeigers 52 (Fig. 4) verhält. Und zwar steuerte Anzeigeinstrument 52 A enthält zwei einzelne stellt in F i g. 10 der Schnittpunkt der Anzeigelinien Anzeiger, die beide Kursabweichungen des Flug-53 A und 54 A den vom Flugzeug angesteuerten zeugs anzeigen und beide zum Teil mit sowohl dem Streckenpunkt dar, während das mittlere Anzeige- ursprünglichen Peilsignal vom VOR-Empfänger 32 element 5SA das Flugzeug darstellt. Das Element 45 und dem Entfernungssignal vom DME-Empfanger 34 55 A kann mit dem Flugzeugkompaß verbunden arbeiten. Und zwar wird der Anzeiger 53/4 gewöhnsein, um durch entsprechende Drehung die Flugrich- lieh zu einem erheblichen Teil vom Peilsignal sowie tung des Flugzeugs anzuzeigen. vom Entfernungssignal gesteuert, da der Rechnerteil

Bei dem Kursrechner-Navigationssystem 200 ist der Einrichtung 200 beide Signale benötigt, um den

von Bedeutung, daß die Glättung der vom VOR- 5° relativen Standort des Flugzeugs nach rechtwinkligen

Empfänger gelieferten Peildaten an zwei Stellen in Koordinaten aufzulösen und diese auf der Grundlage

der Anordnung stattfindet. Die anfängliche Glättung des in den Funktionsdrehmelder 277 voreingestellten

oder Siebung erfolgt in der Servoschleife mit dem Kurses zu präsentieren. Es kommt also darauf an,

Regeltransformator 239, dem Servomotor 248 und daß willkürliche Ausschläge in beiden Navigations-

dem Tachometergenerator 254. Diese Vorverschlüs- 55 Signalen bezüglich sowohl des Anzeigers 53 A als

selungs-Glättung oder Aussiebung der kurzzeitigen, auch des Anzeigers 54 A des Instruments 52 A kor-

hochamplitudigen Störungen, die häufig im Aus- rigiert und kompensiert werden, wozu die beiden

gangssignal des VOR-Empfängers 32 anwesend sind, Regeleinrichtungen 292 und 298 zum Begrenzen der

ist recht wünschenswert, da dadurch die Brauchbar- maximalen Ansprechgeschwindigkeit der Anzeiger

keit der dem Funktionsdrehmelder 233 zugeleiteten ^6o vorgesehen sind.

Peilinformation erheblich vergrößert wird. Die Vor- Ein bestimmender Faktor bei der Wahl der Begrenverschlüsselungs-Glättung der Peilsignalinformation zung der maximalen Ansprechgeschwindigkeit des erfolgt jedoch unabhängig von der Entfernung von Anzeigeinstruments in jeder der beschriebenen Einder Navigationsstation und unabhängig vom Ge- richtungen ist die maximale Fluggeschwindigkeit des schwindigkeitsbereich des Flugzeugs, so daß die Vor- 65 Flugzeugs. Jedoch sollte die Ansprechgeschwindigteile der Erfindung dabei nicht voll ausgenutzt keitsgrenze nicht auf genau die maximale Nennflugwerden, geschwindigkeit eingestellt werden. Wenn beispiels-

Die in den Begrenzern 292 und 298 erfolgende weise die volle Skalenbreite des Anzeigefeldes des

25 26

Instruments 52.4 durch die Skalenfaktoreinstellung Im normalen Betrieb der Warnschaltung 357 wird 274 auf 7 km eingestellt ist und die Höchstgeschwin- das Relais 353 durch das Ausgangssignal des DME-digkeit des Flugzeugs 7 km pro Minute beträgt, sollte Empfängers 34 erregt gehalten. Die Kontakte 355 die Ansprechgeschwindigkeit des Anzeigers 54 A nicht und 356 sind folglich geschlossen, und der Warnauf einen solchen Wert begrenzt werden, daß der 5 Signalgeber 351 empfängt vom VOR-Empfänger 32 Anzeiger eine volle Minute benötigt, um die volle ein Erregersignal. Wenn zu irgendeinem Zeitpunkt Breite des Anzeigefeldes zu durchlaufen. Vielmehr das Ausgangssignal vom VOR-Empfänger ausbleibt, sollte auf eine etwas höhere Fluggeschwindigkeit ein- wird der Warnsignalgeber 351 entregt. Dadurch wird gestellt werden, damit das Navigationssystem auch die Flagge 352, die normalerweise bei erregtem bei kräftigem Rückenwind noch einwandfrei arbeitet. io Warnsignalgeber außer Sicht gehalten wird, in eine Bei hochfliegenden, schnellen Flugzeugen, beispiels- sichtbare Lage geschwenkt, wodurch dem Piloten anweise strahlgetriebenen Flugzeugen, mit Geschwindig- gezeigt wird, daß der Empfang eines Navigationskeiten von mehr lOOÖ-km/h, die in einem Strahlstrom signals unterbrochen ist.

operieren können, sollte die maximale Anspreeh- Entsprechend werden, wenn das Ausgangssignal

geschwindigkeit des Anzeigers der maximalen Ge- 15 vom DME-Empf anger 34 ausbleibt, die Kontakte 355

schwindigkeit des Flügzeugs plus etwa 250 km/h ent- und 356 geöffnet, wodurch der Erregerkreis für den

sprechen, um einem etwaigen Strahlstrom-Rücken- Warnsignalgeber 351 unterbrochen wird. Dadurch

wind Rechnung zu tragen. Bei langsameren Flug- wird die Flagge 352 wiederum in eine sichtbare Lage

zeugen, die nur in niedrigeren Höhen fliegen, genügt bewegt und dem Piloten angezeigt, daß der Empfang

ein entsprechend kleinerer Zusatzbetrag. 20 eines der wesentlichen Navigationssignale unter-

Wie erwähnt, enthalt die Einrichtung 200 nach brochen ist.

Fig. 10 eine an die Eingangswicklung 255 des Tacho- Bei normalen Fehlersignalen an der Sekundärmetergenerators 254- angeschaltete Warnschaltung wicklung 241 des Regeltransformators 239 reicht das 257. Die Warnschaltung 257 ist außerdem über einen Ausgangssignal des Verstärkers 331 nicht aus, um Verstärker 331 an die Lauferwicklung 241 des Regel- 25 das Relais 345 zu erregen. Wenn jedoch das Fehlertransformators 239 angeschlossen. Zusätzlich sind signal an der Wicklung 241 eine gegebene Amplitude Leitungsverbindungen, vom DME-Empf anger 34 und erreicht, die beispielsweise einer Peilabweichung von vom VOR-Empfänger32 zur Warnschaltung 257 vor^ 5° entspricht, reicht die Amplitude dieses im Vergesehen. " ." stärker 331 verstärkten Fehlersignals aus, um das

Fig. 11 zeigt das Schaltschema einer Ausführungs- 30 Schnellschaltrelais zu betätigen. Dabei ist auch erfor-

form der Warnschaltung 257 und des Verstärkers derlich, daß dieses Signal genügend lange andauert,

331, wobei auch andere Bestandteile der Einrichtung um den relativ großen Kondensator 346 aufzuladen.

200 gezeigt sind. Der Verstärker 331 enthält einen Wenn beide Voraussetzungen erfüllt sind, was einen

Transistor 341, der mit seiner Basis an den Verbin- erheblichen Fehler im peilungsbestimmenden Teil

dungspunkt zweier Spannungsteilerwiderstände 342 35 der Einrichtung 200 anzeigt, wird das Relais 345 un-

und 343 angeschlossen ist. Der Widerstand 342 ist ter Öffnen der Kontakte 348 und 347 und Schließen

mit seinem anderen Ende an die Sekundärwicklung der Kontakte 347 und 349 betätigt.

241 des Regeltransformators 239 angeschlossen. Der Durch das Schließen der Kontakte 347 und 349

Widerstand 343 liegt mit seinem anderen Ende an wird der Warnsignalgeber 351 nach Masse kurz-

Masse. 40 geschlossen und dadurch die Spule entregt. Dadurch

Der Emitter des Transistors 341 liegt an Masse. wird die Flagge 352 in ihre sichtbare oder Warnlage

Der Kollektor dieses Transistors ist an die Erreger- geführt und dem Piloten das Auftreten eines Fehlers

spule 344 eines Schnellschaltrelais 345 angeschlossen. angezeigt. Durch das Öffnen der Kontakte 347 und

Das andere Ende der Spule 344 ist mit einer ent- 348 wird andererseits die Leitungsverbindung nach

sprechenden Gleichspannungsquelle B+ verbunden. 45 der Wicklung 255 des Tachometergenerators 254

Parallel zur Relaisspule liegt ein verhältnismäßig unterbrochen und damit der normale Eingangskreis

großer Kondensator 346. des Tachometergenerators geöffnet. Da der Tacho-

Das Relais 345 hat ferner einen beweglichen Kon- metergenerator (Fig. 10) jetzt kein Eingangssignal takt 347, der bei entregtem Relais auf einen ersten erhält, kann er nicht mehr das Gegenkopplungs-Festkontakt 348 und bei Erregung des Relais auf So signal erzeugen, durch das zuvor die Dreheinen zweiten Festkontakt 349 schaltet. Der beweg- geschwindigkeit des Servomotors 248 begrenzt wurde, liehe Kontakt 347 liegt an Masse. Der Festkontakt Folglich kann so lange, bis der Fehler, der das Relais 348 ist an die Eingangswicklung 255 des Tacho- 345 betätigt hat, behoben ist, der Servomotor 248 metergenerators 254 (Fig. 10) angeschlossen. Der mit maximaler Geschwindigkeit arbeiten, um den Festkontakt 349 ist an die eine Klemme eines Warn- 55 Fehler so schnell wie möglich zu beseitigen.
signalgeber-Elektromagnets 351 angeschlossen, des- Bei allen vorstehend beschriebenen Ausführungssen andere Klemme an Masse liegt. Der Warnsignal- formen der Erfindung werden die örtlichen Navigageber betätigt eine durch das Flaggensymbol 352 an- tionssignalquellen, der VOR-Empfänger und der gedeutete Warneinrichtung. DME-Empfänger, als gewöhnliche Geräte behandelt,

Die Warnschaltung 257 enthält außerdem ein wei- 60 die für den Einbau in die erfindungsgemäße Einrich-

teres Relais 353 mit an "den DME-Empfänger 34 an- tung nicht verändert zu werden brauchen. Die Erfin-

geschlossener Erregerspule 354. Der Festkontakt 355 dung läßt sich jedoch auch auf die Navigationssignal-

des Relais 353 ist mit dem Festkontakt 349 des Re- empfänger anwenden. Insbesondere können viele Vor-

lais 345 verbunden. Bei erregtem Relais schaltet der teile der Erfindung dadurch erhalten werden, daß

an den VOR-Empfänger 32 angeschlossene beweg- 65 man die Detektorschaltung für den VOR-Empfänger

liehe Kontakt 356 auf¹ den Festkontakt 355, während abwandelt.

bei Entregung des Relais 353 die Kontakte 355 und Das phasenfeste 30-Hz-Signal, auf dem das ein-

356 geöffnet werden. » ' wandfreie Arbeiten eines VOR-Systems beruht, wird

Claims (10)

1. 27 28

   unter Ansprechen auf die Richtungssymmetrie des Signal sein kann, der Oszillator 401 so eingestellt, HF-Träger-Rundstrahlers an der Navigationsstation daß er eine verhältnismäßig große Trägheit hat. Das erzeugt. Jedoch werden strahlungsgekoppelte Strahler- heißt, unter diesen Voraussetzungen ändert die Oszilelemente, die sich im Kraftlinienfeld der Primär- latorausgangsschwingung ihre Phase nur dann, wenn antenne befinden, zu einem wichtigen Bestandteil der 5 das Eingangssignal vom VOR-Empf anger 32 eine verAntenne selbst. Die Auswirkungen dieser störenden hältnismäßig lang dauernde Phasenänderung erfährt. Elemente auf die Richtcharakteristik der Primär- Wenn andererseits das Flugzeug sich ziemlich dicht antenne ändern sich in komplexer Weise mit der Ent- bei der Navigationsstation befindet und schnelle Peilfernung, der Abstimmung, der Richtung und anderen änderungen erforderlich sind, wird durch das AusFaktoren und tragen erheblich zu den erwähnten io gangssignal vom DME-Empfänger 34 der Oszillator Ausschlägen im VOR-Signal bei. 401 so eingestellt, daß er den Phasenänderungen des

   Ein generell leicht vorauszusagendes, im einzelnen 30-Hz-Eingangssignals vom VOR-Empfänger 32

   jedoch schwierig zu spezifizierendes Merkmal der streng folgt, so daß der Phasendetektor 402 seinerseits

   VOR-Strahlungscharakteristik ist die HF-Schwellen- den raschen und stetigen Peilungsänderungen in die-

   natur des Kraftflusses in Gegenwart zahlreicher rück- 15 sem Nahbereich folgen kann.

   strahlender Objekte. Bei VOR-Wellenlängen in der Der Hauptgedanke der Erfindung läuft letztlich Größenordnung von 3 m und Flugzeuggeschwindig- darauf hinaus, für ein bordeigenes Flugnavigationskeiten zwischen 150 und mehr als 1000 km/h führen gerät geeignete Tiefpaßfilter vorzusehen, welche die solche Stehwellen zu Raumamplitudenmodulationen effektive Ansprechgeschwindigkeit des Gerätes auf des Empfangssignals mit Frequenzen im Bereich von 20 einen gegebenen, vom Geschwindigkeitsbereich des 0 bis etwa 100 Hertz. Raummodulationen werden auch betreffenden Flugzeugs abhängigen Maximalwert bedann erzeugt, wenn ein Flugzeug sich in der Beugungs- grenzen. Und zwar wird die Ansprechzeit des Navigahalbschattenzone von Hindernissen aufhält, die. das tionsgerätes auf ungefähr denjenigen Maximalwert VOR-Signal selbst nicht zurückstrahlen. Ferner werden eingestellt, der gerade noch eine volle Ausnutzung Amplitudenmodulationen des Empfangssignals im glei- 25 der Navigationssignale erlaubt. Dabei werden sprungchen Modulationsfrequenzbereich durch Doppler-Ver- hafte oder willkürliche Fremdinformationen, d. h. Schiebungen hervorgerufen, die sich aus der Relativ- Störungen, unterdrückt. Bei einem Navigationsgerät bewegung zwischen Mehrfachsignalwegen ergeben. mit automatischen oder servogesteuerten Anzeigern

   Fig. 12 zeigt ein Korrektur- und Kompensations- wird das Navigationssignal durch Regelung der Versystem für das Navigationssignal in Anwendung auf 30 Stellgeschwindigkeit der Servosteuerung gefiltert. Beidie Detektorstufe des VOR-Empfängers 32 gemäß spiele hierfür sind die Einrichtungen nach F i g. 5, 6,7 einer weiteren Ausführungsform der Erfindung. Bei und 9 sowie in der Einrichtung nach Fig. 10 der der Einrichtung nach Fig. 12 ist der 30-Hz-Fest- Servomotor 248. Andererseits kann auch eine direkte phasenausgang des VOR-Empfängers 32 direkt an elektrische Regelung wie bei den Schaltungsanordeinen Phasendetektor402 angeschlossen. Der phasen- 3J nungen nach Fig. 3, 4 und 8 sowie bei den Regelveränderliche 30-Hz-Ausgang des Empfängers ist an schaltungen292 und 298 in Fig. 10 verwendet werden Eingangskreis eines Phasenmitnahmeoszillators den. Ein weiteres Beispiel für eine derartige elek-401 angeschlossen, dessen Ausgangsschwingung dem irische Direktregelung gibt Fig. 12.
   Phasendetektor 402 zugeleitet wird. Der Oszillator Bei sämtlichen Ausführungsformen der Erfindung 401 ist außerdem an den DME-Empfänger 34 ange- 40 wird die Ansprechgeschwindigkeit des Anzeigeinstruschlossen. ments des Navigationsgerätes effektiv auf einen ge-

   Der Phasenmitnahmeoszillator 401, der in bekann- gebenen Maximalwert begrenzt, der durch den Geter Weise ausgebildet sein kann, schwingt mit einer schwindigkeitsbereich des Flugzeugs unter Berückvorbestimmten festen Frequenz, ist jedoch in der sichtigung etwaigen Rückenwindes bestimmt ist. Phase mit einem Empfangssignal der gleichen Fre- 45 Außerdem wird bei der Einstellung der maximalen quenz synchronisierbar. Im vorliegenden Falle wird Ansprechgeschwindigkeit des Anzeigeinstruments der Oszillator in bezug auf das veränderliche 30-Hz- auch die Entfernung des Flugzeugs von der Naviga-Signal vom VOR-Empf anger 32 phasensynchronisiert. tionsstation berücksichtigt, indem die Ansprech-Derartige Phasenmitnahmeoszillatoren, wie sie be- geschwindigkeit im umgekehrten Verhältnis zur Entkanntlich in den Synchronisierstufen von Fernseh- 5° fernung verändert wird. Bei einigen Ausführungsempfängern häufig verwendet werden, weisen eine formen der Erfindung beeinflußt diese entfernungserhebliche Trägheit auf. Durch den Verlust von eini- abhängige Regelung direkt ein mechanisches oder gen wenigen Perioden der veränderlichen 30-Hz-Ein- elektrisches Element, das die Ansprechgeschwindiggangsschwingung vom VOR-Empf anger 32 wird da- keit des Anzeigeinstruments bestimmt, beispielsweise her die Ausgangsschwingung des Phasenmitnahme- 55 beim Servosystem nach F i g. 5. Bei anderen Ausfühoszillators nicht unterbrochen. Ferner wird durch rungsformen erfolgt die entfernungsabhängige Beeineine kurzzeitige Phasenverschiebung der Eingangs- flussung der Regelung dadurch, daß das Peilsignal schwingung die Phase der Ausgangsschwingung, die mit dem Entfernungssignal vereinigt und dann eine dem Phasendetektor 402 zugeleitet wird, nicht äugen- feste maximale Ansprechgeschwindigkeit des Anzeigeblicklich verändert. 60 instruments, die auf den Geschwindigkeitsbereich des

   Der Grad der Phasensynchronisation des Oszillators Flugzeugs bezogen ist, eingestellt wird. Bei allen Aus-

   401 mit der veränderlichen 30-Hz-Eingangsschwin- führungsformen ist die Ansprechgeschwindigkeit der

   gung vom VOR-Empfänger 32 ist jedenfalls veränder- Anzeige auf die jeweiligen Navigationserfordernisse

   lieh, und zwar durch den Anschluß des DME-Emp- des Flugzeugs abgestimmt,

   fängers 34. Und zwar wird, wenn das Flugzeug sich 65 PntMitarnnrlirlie·

   in erheblicher Entfernung von der Navigationsstation ratentansprucne.

   befindet, durch das Ausgangssignal des DME-Emp- 1. Bordgerät für ein Flugfunknavigationssystem,

   fängers 34, das ein elektrisches oder ein mechanisches das nach dem Funkfeuerpeil- und Impulsentfer-

   nungsmeßprinzip arbeitet, mit einem Empfänger zum Empfang von Signalen einer Navigationsstation, einer Schaltungsanordnung zum Erzeugen eines Richtungssignals, einer Schaltungsanordnung zum Erzeugen eines Entfernungssignals und einem zumindest durch das Richtungssignal gesteuerten Anzeigeinstrument, dadurch gekennzeichnet, daß die das Richtungssignal erzeugende Schaltungsanordnung (32) mit dem Anzeigeinstrument (31; 49; 52) über eine durch das Entfernungssignal gesteuerte Kopplungsanordnung (33, 35; 85; 101; 114, 115; 142, 143; 254, 213, 292, 298; 401) zum entfernungsproportionalen Verstellen der Zeitkonstante des Ansprechens des Anzeigeinstruments (31, 49; 52) auf Änderungen des Richtungssignals gekoppelt ist und daß diese Kopplungsanordnung ein Stellglied (35; 101 A; 114; 142; 292, 298) enthält, das die Abhängigkeit der Zeitkonstantenänderung von der Entfernungssignaländerung entsprechend der Fluggeschwindigkeit einzustellen gestattet.
2. 2. Bordgerät nach Anspruch 1 mit einem durch ein elektrisches Signal betätigten Anzeigeinstrument, dadurch gekennzeichnet, daß die Kopplungsanordnung ein veränderliches Integriergh'ed 35 ■ mit einem den Eingangsklemmen (128,129) des Anzeigeinstruments parallelgeschalteten Kondensator (131) und einer die Ladegeschwindigkeit des Kondensators bestimmenden Schaltung (121, 124,125,126) enthält.
3. 3. Bordgerät nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die die Ladegeschwindigkeit des Kondensators bestimmende Schaltung einen Längswiderstand, der mit dem Kondensator ein Integrierglied bildet, und eine an den Eingang des Integriergliedes angeschlossene Diodenanordnung enthält.
4. 4. Bordgerät nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Kopplungsanordnung eine Strombegrenzungsschaltung mit mindestens einem Halbleiterbauelement (121 oder 126) enthält, dessen Eingangs- und Ausgangsklemme in Reihe mit einer Impedanz zwischen die Schaltungsanordnung zum Erzeugen des Richtungssignals und das Anzeigeinstrument geschaltet sind, enthält und daß die an der Impedanz abfallende Spannung der Steuerelektrode des normalerweise in den leitenden Zustand vorgespannten Halbleiterelements derart zugeführt ist, daß das Halbleiterbauelement sperrt, wenn der Strom einen vorbestimmten, vom Geschwindigkeitssignal abhängigen Wert erreicht, während der Strom bei niedrigeren Werten nicht nennenswert beeinflußt wird.
5. 5. Bordgerät nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Kopplungsanordnung einen Servoantrieb enthält, dessen maximale Verstellgeschwindigkeit entsprchend der Flugzeuggeschwindigkeit verstellbar ist.
6. 6. Bordgerät nach Anspruch 1 oder 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Kopplungsanordnung einen Servoantrieb (60) mit einer durch das Geschwindigkeitssignal gesteuerten Vorrichtung (85), die die maximale Verstellgeschwindigkeit des Servoantriebs umgekehrt proportional zur Entfernung ändert, enthält.
7. 7. Bordgerät nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Entfernungssignal und das Richtungssignal einer Zusammensetzeinrichtung (51) zugeführt sind, die aus diesen Signalen ein Verschiebungssignal anzeigt, das die Linearabweichung des Ist-Kurses des Luftfahrzeugs von einem vorgegebenen Soll-Kurs angibt, und daß dieses Verschiebungssignal über die durch das Entfernungssignal gesteuerte Kopplungsanordnung dem die Kursabweichung anzeigenden Anzeigeinstrument (52) zugeführt ist.
8. 8. Bordgerät nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Zusammensetzeinrichtung (51) einen Rechner enthält, der aus dem Entfernungssignal und Richtungssignal zwei Koordinatensignale für rechtwinklige Koordinaten erzeugt, welche die Linearabweichung des Flugzeugs vom Soll-Kurs angeben, und daß diese beiden Koordinatensignale entsprechenden Anzeigevorrichtungen (53,54) des Anzeigeinstruments (52) über die die maximale Verstellgeschwindigkeit der Anzeigevorrichtungen bestimmende Kopplungsanordnung (33) zugeführt sind.
9. 9. Bordgerät nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß der Rechner eine Einrichtung, die aus dem Entfernungssignal und Richtungssignal ein erstes Paar von Koordinatensignalen für rechtwinklige Koordinaten, die die Ist-Lage des Flugzeugs bezüglich der Navigationsstation angeben, erzeugt, eine zweite Einrichtung, die ein zweites Paar von Koordinatensignalen für rechtwinklige Koordinaten, welche die Lage eines vorgegebenen Streckenpunktes bezüglich der Navigationsstation anzeigen, und eine Summiereinrichtung, die aus den beiden Koordinatensignalpaaren zwei kombinierte Koordinatensignale für rechtwinklige Koordinaten erzeugt, die die Ist-Lage des Flugzeugs relativ zum Streckenpunkt anzeigen, enthält.
10. 10. Bordgerät nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Summiereinrichtung einen Kursfunktionsdrehmelder und eine Einrichtung, die diesen Drehmelder entsprechend der Peilung einer Kursstrecke zwischen dem Flugzeugstandort und dem Streckenpunkt derart verstellt, daß die kombinierten Koordinatensignale bezüglich des vorgegebenen Kurses des Flugzeugs bezüglich des Streckenpunktes orientiert sind, enthält.

    Hierzu 2 Blatt Zeichnungen