DE1566993B1 - Bordgeraet fuer ein flugfunknavigationssystem das nach dem funkfeuerpeil und impulsentfernungsmessprinzip arbeitet - Google Patents
Bordgeraet fuer ein flugfunknavigationssystem das nach dem funkfeuerpeil und impulsentfernungsmessprinzip arbeitetInfo
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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.
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-
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-
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
11 12
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.
I 566 993
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-
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-
109508/164
17 18
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
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,
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)
- 27 28unter 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 desEin generell leicht vorauszusagendes, im einzelnen 30-Hz-Eingangssignals vom VOR-Empfänger 32jedoch schwierig zu spezifizierendes Merkmal der streng folgt, so daß der Phasendetektor 402 seinerseitsVOR-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 AnzeigernFig. 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 desDer Grad der Phasensynchronisation des Oszillators Flugzeugs bezogen ist, eingestellt wird. Bei allen Aus-401 mit der veränderlichen 30-Hz-Eingangsschwin- führungsformen ist die Ansprechgeschwindigkeit dergung vom VOR-Empfänger 32 ist jedenfalls veränder- Anzeige auf die jeweiligen Navigationserfordernisselieh, 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. 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. 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. 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. Bordgerät nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Kopplungsanordnung einen Servoantrieb enthält, dessen maximale Verstellgeschwindigkeit entsprchend der Flugzeuggeschwindigkeit verstellbar ist.
- 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. 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. 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. 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. 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
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