DE1921962B2 - Funkortungs-simulator - Google Patents

Description

lieren.

11. Funkortungs-Simulator nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß der Peüwinkelsimulator (131) zwei Modulatoren enthält, von denen einem ein Signal, das dem Sinus des Peilwinkels, bezogen auf die Nordrichtung, entspricht, sowie das "Ausgangssignal des Koordinatensimulators (121) zugeführt ist und von denen dem anderen das dem Cosinus des Peilwinkels, bezogen auf die Nordrichtung, entsprechende Signal und das Ausgangssignal eines um 90° drehenden Phasenschiebers (135), der am Ausgang des Koordnatensimulators (121) liegt, zugeführt ist, wobei die Modulatoren das Peilwinkelsignal mit dem Ausgangssignal des Koordinatensimulators (121) modulieren.

12. Funkortungs-Simulator nach einem der Ansprüche 9 bis 11, dadurch gekennzeichnet, daß der Ausgang des Peilwinkelsimulators (131) zum Anschluß an das fünfte Anzeigeinstrument (147) in zwei Leitungen aufgeteilt ist, daß an jede Leitung Abtastorgane (137, 138) zur periodischen Abtastung des Ausgangssignals und zum Festhalten des abgetasteten Signals angeschlossen sind, daß das eine Abtastorgan an eine periodische Signale zuführende Steuerleitung (139) gelegt ist, daß das andere Abtastorgan (138) an eine gegenüber der ersten Steuerleitung (139) phasenverschobene Steuersignale abgebende zweite Steuerleitung (141) angeschlossen ist und daß das Die Erfindung betrifft einen Funkortungs-Simulator für Flugzeuge mit einer ersten Vorrichtung

ao zum Simulieren eines VOR-Funkfeuers, einer zweiten Vorrichtung zum Simulieren eines ILS-Ansteuerungsfeuers und einer dritten Vorrichtung zum Simulieren einer ADF-Anlage.

Simulatoren dienen ganz allgemein dazu, das Be-

«5 triebsverhalten einer Maschine oder einer Anlage zu simulieren, um das Bedienungspersonal zu schulen. Durch unsachgemäße Behandlung kostspieliger Einrichtungen können erhebliche Zerstörungen angerichtet werden. An einem Simulator kann

dagegen das Bedienungspersonal üben, ohne daß bei Bedienungsfehlern ein Schaden eintreten würde. Das Personal kann also daran gewöhnt werden, mit Situationen, die im Ernstfall äußerst gefährlich sind, fertig zu werden, ohne bei der Schulung selbst ge-

fährdet zu sein.

Bei einem bekannten Funkortungs-Simulator für die Pilotenausbildung (britische Patentschrift 725 551) ist ein Bodennavigationstrainer vorgesehen, der imstande ist, die Signale einer VOR-Station und einer

ILS-Station zu simulieren. Die beiden Auswerteteile für die jeweiligen Funksignale sind jedoch sowohl funktionsmäßig als auch räumlich streng voneinander getrennt. Beide Systeme sind daher voneinander unabhängig und bilden getrennte Baugruppen, die ledig-

lieh additiv in dem Navigaüonstrainer verwendet werden.

Ferner ist es bekannt (US A.-Patentschrift 2 529 468), einen Navigaüonstrainer zu verwenden, bei dem auf einer Zeichenfläche die Richtcharakteristik eines Funkfeuers aufgetragen ist. Der Schreiber trägt automatisch die jeweilige Position des Flugzeuges, bezogen auf das Funkfeuer, auf das Registrierpapier der Zeichenfläche auf. Dies entspricht allerdings nicht den Verhältnissen, denen ein Pilot in der Kanzel eines Flugzeuges ausgesetzt ist, weil dort eine derartige Registrierung oder Kenntlichmachung der Flugzeugposition nicht erfolgt.

Navigaüonstrainer, die sowohl für VOR-Empfang als auch für ADF-Empfang und gegebenenfalls ILS-Auswertung ausgelegt sind, sind mehrfach druckschriftlich bekannt (USA.-Patentschriften 2 947 und 3 358 284). Dabei findet die Auswertung der einzelnen Ergebnisse aber getrennt statt, so daß für jede Empfangsart eine besondere Anlage notwendig 65 ist, die vielleicht in einem Flugzeug gerechtfertigt sein mag, bei einem Bodentrainer jedoch zu einem sehr großen technischen Aufwand führt.

Aufgabe der Erfindung ist es, einen Funkortungs-

Simulator zu schaffen, bei dem der schaltungstech- Fig. 1 ist ein Blockschaltbild des Simulators;
nische Aufwand gegenüber den bekannten Geräten Fig. 2 zeigt schematisch die Annäherung eines und Anlagen herabgesetzt ist, indem Baugruppen, Flugzeuges an die Landebahn;
die für den VOR-Empfang benötigt werden, auch F i g. 3 zeigt ein Blockschaltbild eines Simulationsfür den ILS-Einpfang eingesetzt werden können, 5 gerätes für einen automatischen Radiokompaß wenn dieser eingeschaltet ist. Außerdem sollen die (ADF), und

Umsetzung und Verarbeitung der jeweiligen Ein- F i g. 4 zeigt schematisch das Schaltbild eines Im-

gangsdaten möglichst einfach vorgenommen werden. pulsmodulators und eines Filters, wie sie in den

Zur Lösung dieser Aufgabe ist erfindungsgemäß in Fig. 1 und 3 dargestellten Geräten verwendet

vorgesehen, daß die erste und die zweite Vorrichtung io werden.

einen gemeinsamen Winkelsimulator zum Empfang In den Zeichnungen, von denen im einzelnen zuvon Informationen über den Orientierungswinkel nächst auf Fig. 1 eingegangen werden soll, ist mit der Verbindung von einer simulierten Landebahn zu dem Bezugszeichen 31 ein Modulator und Filter mit einem simulierten Flugzeug gegen die Nordrichtung verschiedenen Eingangsleitungen bezeichnet. Der enthalten, dessen sinusförmiges Ausgangssignal in 15 Modulator enthält einen Sinus- und einen Cosinusseiner Phasenlage dem Orientierungswinkel propor- Zerhacker, wie im einzelnen noch unter Bezugnahme tional ist, daß ein Entfernungssimulator vorgesehen auf F i g. 4 erläutert werden wird. Es sind zwei Einist, welcher die Koordinateninformationen über die gangs- oder Steuersignale vorhanden, die die einsimulierte Landebahn und das simulierte Flugzeug zelnen Zerhacker steuern. Diese Steuerung der Zerin eine mit einem Referenzsignal in Phase liegende 20 hacker geschieht über Wechselspannungssignale, von sinusförmige Spannung umsetzt, deren Amplitude denen ein Signal sin (n) an Leitung 33 und ein weider Entfernung des simulierten Flugzeuges von der teres Signal cos (n) an Leitung 34 hegt. Ferner liegt simulierten Landebahn proportional ist, daß die erste eine einem Winkel !P proportionale Gleichspannung Vorrichtung einen Phasenaufteiler zur Veränderung an den Leitungen 32 und 35, wobei sin Ψ an Leider Phasenlage des Ausgangssignals des Winkel- 25 tung 32 und cos Ψ an Leitung 35 gelegt ist. Der Simulators, bezogen auf das Ausgangssignal des Ent- Winkel Ψ bildet den Winkel eines VOR-Drehfunkfemungssimulators, aufweist und daß ein Phasen- feuers, wie im folgenden noch erläutert wird. Das komparator, dessen Eingänge mit dem Phasen- Ausgangssignal des Modulators 31 ist eine sinusaufteiler und dem Entfernungssimulator verbunden förmige Spannung, deren Phase dem Winkel ψ prosind, mit seinem Ausgang an ein erstes Anzeige- 30 portional ist, deren Amplitude
instrument zur Anzeige der Orientierung des simu- i/ · 2 2
lierten Flugzeuges relativ zur simulierten Landebahn »^sm Ψ ~ ^cos ^
angeschlossen ist, derart, daß am ersten Anzeige- proportional ist und deren Frequenz gleich derinstrument eine der Phasendifferenz zwischen den jenigen des Signals (n) ist. Die Ausgangsspannung Ausgängen des Winkelsimulators und des Entfer- 35 des Modulators 31 ist an einen stationären Kontakt nungssimulators proportionale Anzeige entsteht. 37 eines einpoligen Umschalters gelegt der mit dem Nach der Erfindung sind die erste Vorrichtung beweglichen Kontaktarm 36 ausgestattet ist und (VOR-Teil) und die zweite Vorrichtung (ILS-Teil) einen weiteren stationären Kontakt 38 besitzt. Der mit einem gemeinsamen Winkelsimulator versehen, Kontaktarm 36 ist mit dem Eingang eines Verstärdessen Ausgangssignal umschaltbar ist. Das Aus- 40 kers 42 verbunden, dessen Ausgang an einem Eingangssignal liegt also stets an dem Phasenaufteiler gang des Zerhackers 43 liegt. Die Spannung wird und wird von diesem bei VOR-Beirieb einem Zer- hier zerhackt und über einen weiteren Verstärker 44 hacker zugeführt, der das modifizierte Signal des einem VOR-Anzeigegerät 45 zugeführt. Das Aus-Winkelsimulators mit dem Signal des Entfernungs- gangssignal des Verstärkers 42 ist über einen 90 - Simulators vergleicht. An der Skala eines Abgleich- 45 Phasenschieber 46 und einen Rechteckverstärker 47 potentiometers kann der Winkel der Verbindungs- ebenfalls an den Eingang eines Zerhackers 48 gelegt, linie zwischen Funkfeuer und Flugzeug, bezogen auf Der Ausgang dieses Zerhackers ist unter Zwischendie Nordrichtung, abgelesen werden. schaltung eines Verstärkers 49 mit einem Richtungs-

Bei ILS-Emschaltung erzeugt der Winkelsimulator anzeiger 51 verbunden.

dagegen Referenzsignale, die auf die Landebahn be- 50 Der Ausgang des Modulators 31 liegt weiterhin

zogen sind. Sein Ausgangssignal ist in seiner Ampli- am Eingang eines 90°-Phasenaufteilers 65, der vier

tude der Länge der Landebahn proportional, wäh- Ausgänge besitzt wobei jedes Ausgangssignal um

rend die Phase dem Steuerkurs der Landebahn ent- 90° gegenüber einem benachbarten Ausgangssignal

spricht Die Koordinatenwerte der Landebahn wer- versetzt ist Die vier Ausgänge sind mit vier im

den dabei im Entfernungssimulator verarbeitet 55 gleichmäßigen Abstand angeordneten separaten Ein-

Durch diese unterschiedliche Benutzung des gangen eines linearen Potentiometers 66 verbunden.

Winkelsimulators (bei VOR für die Richtungsangabe Der resultierende Ausgang des Potentiometers 66

des Funkfeuers — bei ILS für die Länge und Aus- liegt über eine automatische Verstärkungssteuerung

richtung der Landebahn des Flugplatzes) wird eine 67 an dem zweiten stationären Kontakt 38. Die Posi-

erhebliche Materialersparnis erreicht Die Möglich- 60 tion des beweglichen Kontaktes 36 wird über die

keit hierzu basiert auf der Erkenntnis, daß VOR- Spule 39 verstellt, die durch ein Steuersignal an Ein-

und ILS-Betrieb nicht gleichzeitig eingestellt sein gangsleitung 41 erregbar ist

müssen, sondern normalerweise alternativ ein- Ferner ist ein zweites Modulatorfilter 52, das ebengeschaltet werden. falls mit mehreren Eingängen versenen ist, vor-In der nachfolgenden Beschreibung wird unter 65 gesehen. Die Steuersignale zum Zerhacken liegen an Bezugnahme auf die Figuren ein Ausführungsbeispiel zwei Eingangsleitungen, sin(n) ist an Leitung 57 und des erfmdungsgemäßen Funkortungs-Simulators näher cos(n) an Leitung 58 gelegt Von den übrigen vier erläutert Leitungen liegt an Leitung 53 die ^T-Koordinate des

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Flugzeuges und an Leitung SS die Y-Koordinate des werden von einem in der Nähe fliegenden Flugzeug

Flugzeuges, während an Leitung 54 die Z-Koordinate empfangen und von einer entsprechenden Vorrich-

und an Leitung 56 die Y-Koordinate der Boden- tung im Flugzeug verglichen, um eine der Richtung

station liegt. des Flugzeuges relativ zum Funkfeuer proportionale

Der Ausgang des Modulators und Filters 52 ist 5 Spannung zu erzeugen. Diese wird auf geeigneten mit dem Eingang eines Wechselspannungs-Gleich- Instrumenten im Flugzeug als der interessierende Spannungs-Umsetzers 61 verbunden, dessen Ausgang Winkel zur Anzeige gebracht. ILS bezeichnet das ein Signal für einen Differenzverstärker 62 liefert. Instrumenten-Lande-System, bei dem bei einer Der Ausgang des Verstärkers 62 ist mit einer Schal- Bodenstation in der Nähe des Aufsetzpunktes der tung 63 zur automatischen Verstärkungsregelung io Landebahn Sendeantennen angeordnet sind. Die verbunden, deren Ausgangsspannung dazu benutzt Antennen haben zwei Richtcharakteristiken, von wird, die Verstärkungsfaktoren der Verstärker 44 denen jeae zwei Strahlungskeulen aufweist, zwei und 49 zu steuern. Zusätzlich ist der Ausgang des horizontale und zwei vertikale Strahlungskeulen. Die Modulators und Filters 52 mit einem Rechteck- vertikalen Keulen bilden einen Winkel mit den horiverstärker 64 verbunden, der seinerseits die Zer- 15 zontalen, der als Leitwinkel bekannt ist. Diese beiden hacker 43 und 48 steuert. Der Ausgang des Modu- Keulen zeigen dem Piloten eines anfliegenden Fluglators und Filters 52 ist weiterhin an einen Eingang zeuges, wenn er auf der Zentralachse der beiden des Summierverstärkers 69 gelegt, dessen anderer Keulen und daher auf dem richtigen Leitweg fliegt Eingang mit der Nullphase des Phasenaufteilers 65 und wenn er von diesem Leitweg abweicht. Die über einen Verstärker 71 verbunden ist. Das Aus- 20 beiden horizontalen Keulen, die gelegentlich in gangssignal des Operationsverstärkers 69 stellt das einigen Systemen nicht vorkommen, zeigen dem Eingangssignal eines Gleichrichters 68 dar, der mit Piloten, wenn er nicht auf dem richtigen Kurs ist. einem Eingang des Modulationszerhackers 76 ver- Das System nach F i g. 1 simuliert die Vorgänge bei bunden ist und ebenfalls das Eingangssignal für den beiden genannten Systemen,
einen Zerhacker 72 liefert, der über einen Ver- 25 Für die beiden Signale, die für jeden Teil der stärker 73 mit einem Eingang einer Torschaltung 74 simulierten Systeme nachgeahmt werden müssen, verbunden ist. Der Ausgang des Tores 74 liefert ein wird ein Modulator und Filter benutzt, um die Para-Eingangssigna¹ für das Anzeigeinstrument 75, wel- meter eines jeden Signals zu steuern. Jeder der Moches jeweils anzeigt, ob die Vorrichtung zur Über- dulatoren 3i, 52 und 76 enthält ein Paar Zerhacker, wachung des Leitwinkelanfluges ein- oder abge- 30 von denen der eine als Sinus-Zerhacker und der schaltet ist. Das VOR/ILS-Signal ist an Leitung 41 andere als Cosinus-Zerhacker bezeichnet sein soll, gelegt, um die Spule 39 zu steuern. Sie liegt ebenfalls Bei jedem Zerhacker wird ein Sinus- oder Cosinusam zweiten Eingang des Tores 74 sowie an einem Wechselspannungssignal dazu verwendet, eine Gleich-Eingang des Tores 85. An den anderen Eingängen spannung, deren Amplitude dem zu simulierenden des Modulationsfilters 76 liegen die Steuersignale 35 Parameter oder Wert proportional ist, zu zerhacken, für die Zerhackung; sin(n) liegt an Leitung 77 und Auf diese Weise stellen die sin(«)- und cos(n)-Sicos (n) an Eingangsleitung 81. Zusätzlich ist ein der gnale am Modulator 31 die Arbeitssignale für den Flughöhe des Flugzeuges entsprechendes Signal an Zerhacker dar, der ein Gleichstrompotential in ein-Eingangsleitung 78 gelegt, und ein dem Aufriß der zelne Impulse zerhackt. Wie in F i g. 1 dargestellt, Landebahn entsprechendes Signal liegt am Eingang 40 besitzt die aus Modulator und Filter bestehende 79. Der Ausgang des Modulators 76 ist über einen Einheit 31 vier Eingänge, wobei an zwei Eingängen Rechteckverstärker 82 mit einem Zerhacker 83 ver- die Zerhacker-Steuersignale liegen. An den anderen bunden. Der Ausgang des Zerhackers 83 liegt an beiden Eingängen liegen die Gleichspannungspoteneinem Eingang eines Differentialverstärkers 84, des- tiale. die dem jeweils zu simulierenden Wert prosen zweiter Eingang mit einem 400-Hz-Generator 45 portional sind. Das an Eingangsleitung 32 liegende verbunden ist. Der Ausgang des Verstärker« 84 ist Signal ist ein Gleichspannungspotential, welches dem an den zweiten Eingang des Tores 85 geschaltet, Sinus der Winkelabweichung von Norden proporwelches ein Eingangssignal für das Tor 86 liefert. tional ist, und die Eingangsspannung an Leitung 35 Das andere Eingangssignal für das Tor 86 kommt stellt das Cosinus-Signal des gleichen Winkels dar. vom Ausgang des Verstärkers 73. Der Ausgang des 50 Jede Hälfte des Zerhackers dient dazu, eines diesei Tores 86 ist mit einem Lertwinkel-Instrument 87, Potentiale zu teilen. Die Steuersignale sin (π) und welches die vertikale Abweichung von demjenigen cos(n) stellen verstümmelte Rechteckwellen dar. Leitwinkel anzeigt, der das landende Flugzeug ord- Rechteckwellen werden in Präzisionsgeräten dieses nungsgemäß zu der richtigen Stelle der Landebahn Typs normalerweise verwendet, da ihre Überkreuführt, verbunden. 55 zungspunkte, ihre Nullpunkte, leichter erkennbai

Das System der Fig. 1 simuliert zwei wichtige und mit größerer Genauigkeit bestimmbar sind als

Arten von Funknavigationseinrichtungen, die in die Oberkreuzungspunkte von Sinuswellen. Da das

zahlreichen Flugzeugen vorkommen. Wie aus der System vornehmlich mit Sinuswellen arbeitet, wird

Bezeichnung längs der Eingangsleitung 41 ersieht- der Rechteckwellenausgang des Modulators in ein

lieh ist, ist das in Fig. 1 dargestellte System in der 60 Sinus-Signal umgesetzt Dies erfordert in erster Linie

Lage, sowohl ein VOR-Funkfeuer als auch ein ILS- eine Filterung. Um die Bemessung und Bestückung

Ansteuerungsfeuer zu simulieren. VOR (Visuel des erforderlichen Filters im Aufwand herabzu-

Omnirange System) arbeitet mit einer zwei verschie- setzen, werden verstümmelte Rechteckwellen be-

dene Signale aussendenden Bodenstation. Eines dieser nutzt Rechteckwellen enthalten nur ungerade Har-

beiden Signale stellt ein Referenzsignal dar, und das 65 monische. Die im vorliegenden System benutzte

andere Signal ändert kontinuierlich und stetig seine Rechteckwelle ist »eingeschnitten«, wodurch die

Phase in Abhängigkeit von der Winkelabweichung Amplitude der dritten und fünften Harmonischen

des Funkfeuers von Norden. Diese beiden Signale beseitigt oder wenigstens stark herabgesetzt wird

Dies bedeutet, daß die erste Oberwelle, die nach der Grundwelle vorhanden ist, die siebente Harmonische ist, und diese Harmonische besitzt normalerweise eine so geringe Amplitude, daß ein verhältnismäßig geringer Aufwand an Filterungsmitteln erforderlich ist, um sie und andere höhere Harmonische zu eliminieren. So stellt die Ausgangsspannung eines jeden Modulators 31, 52 und 76 eine Sinuswelle dar, deren Amplitude der zu simulierenden Größe proportional ist und deren Frequenz der Frequenz des Steuersignals entspricht und deren Phase der repräsentierten Winkelgröße proportional ist.

Das an Eingangsleitung 41 gelegte Signal stellt ein Gleichspannungspotential dar, welches die Spule 39 erregt, um den beweglichen Kontakt 36 entweder in die eine oder andere von zwei Positionen zu bringen. Wenn VOR simuliert werden soll, ist der Kontakt 36 mit dem stationären Kontakt 38 verbunden. Der Ausgang des Modulators 31 liegt dann an dem vierfachen Phasenauf teiler 65, der vier jeweils um 90° gegeneinander versetzte Ausgangssignale erzeugt. Die Phase eines jedtn dieser relativ zu einer Referenzspannung oder anderen Signalen phasenverschobenen Signale verändert sich, wenn die Phase des Ausganges von Modulator 31 sich verändert. Bei VOR-Simulation wird der Modulator 31 als Referenzgenerator benutzt, so daß der Signalausgang dieses Modulators in gewissem Sinne ohne Phasenabweichung arbeitet. Am Modulator 52 liegen zusätzlich zu den Steuersignalen sin (n) und cos (ri) zwei Paare von Gleichspannungspotentialen. Eines dieser Potentialpaare ist an die Leitungen 53 und 55 und das andere an die Leitungen 54 und 56 des Modulators 52 gelegt.

Die nachfolgende Erläuterung dient zur Erklärung der Arbeitsweise des Systems, wenn VOR simuliert werden soll. Es sei angenommen, daß die sechs dem Modulator 52 zugeführten Signale aus zwei an die Eingangsleitungen 57 und 58 gelegten Steuersignalen, zwei an die Leitungen 53 und 55 gelegten, die Koordinaten des Flugzeuges repräsentierenden Signalen und zwei an die Leitungen 54 und 56 gelegten, die Koordinaten der Bodenstation repräsentierenden Signalen bestehen. Das Ausgangssignal des Modulators 52 ist. ähnlich wie dasjenige des Modulators 31, eine Sinuswelle, deren Amplitude den die Flugzeugkoordinaten repräsentierenden Gleichspannungen proportional ist und deren Frequenz der Frequenz des Steuersignals proportional ist Das Ausgangssignal des Modulators 52 liegt über einen Impulsformer 64 am Eingang zweier Zerhacker 43 und 48.

Die phasenverschobenen Signale vom Phasenaufteiler 65 sind in 90°-Intervallen mit dem linearen Potentiometer 66 verbunden. Es werden daher vier Signale an v:er Punkte eines ringförmigen Widerstandselementes angelegt Der Abgriff des Potentiometers 66 führt jeweils ein resultierendes Signal, welches der Kombination der vier angelegten Signale und der jeweiligen Stellung des Abgriffes selbst proportional ist Dieses resultierende Signal ist über eine Schaltung 67 zur automatischen Verstärkungsregelung und die Kontakte 38 und 36 an den Eingang des Verstärkers 42 gelegt Der Ausgang des Verstärkers 42 liegt direkt am Eingang des Zerhackers 43. Hier werden die Ausgangssignale vom Potentiometer 66 (die ursprünglich vom Modulator 31 kamen) und das Ausgangssignal des Modulators 52 miteinander kombiniert. Das vom Modulator 52 kommende Signal, welches dem Zerhacker 43 zugeführt wird, ist fest, aber dasjenige vom Potentiometer 66 kann durch Verstellen des Potentiometerabgriffes verändert werden. Auf diese Weise kann der Abgriff des Potentiometers 66 bewegt werden, bis diejenige Stellung erreicht ist, in der die beiden Signale sich im Zerhacker 43, der als Phasenvergleicher ausgebildet ist, kompensieren. Der Ausgang des Phasenvergleichers

ίο 43 liegt über Verstärker 44 am Meßinstrument 45, welches den Nullpunkt anzeigt. Die Ablesung des Radius vom Sendeturm zum Flugzeug kann an einer Markierungsscheibe am Potentiometer 66 erfolgen. Der Ausgang des Verstärkers 42 liegt ferner an

einem zweiten Kanal, der den Zerhacker 48 enthält. Das Signal des Verstärkers 42 wird um 90° von einem Phasenschieber 46 gedreht, und es wird dann in dem Rechteckverstärker 47 umgeformt und von. hier dem Zerhacker 48 zugeführt. Dies ist das va-

ao nable Signal vom Potentiometer 66. Das konstante Signal vom Modulator 52 liegt am anderen Eingang des Zerhackers 48, und zwar über den Impulsformer 64. Der Ausgang des Zerhackers 48 liegt über Verstärker 49 an einem Überflug-Ableseelement 51.

Wenn das Flugzeug die am Boden befindliche Sendestation überfliegt, zeigt das Meßinstrument 51 an, ob es sich noch der Antenne nähert oder diese bereits verläßt. Das Meßinstrument hat ferner eine Abschaltposition, um anzuzeigen, wenn das Flug-

zeug außerhalb des Bereiches der VOR-Station ist. Die Abschaltposition des Instrumentes 51 wird über einen Verstärker 49 herbeigeführt, der ein Signal zur Verstärkungssteuerung von der Schaltung 63 erhält. Der Maximumbereich einer einzelnen Station ist einem Eingang eines Differenzverstärkers 62 in Form eines elektrischen Signals eingegeben, und der andere Eingang des Verstärkers 62 wird von dem Modulator 52 über einen Wechselspannungs-Gleichspannungs-Umsetzer 61 gespeist. Solange das Poten-

tial des Maximumbereiches kleiner ist als das vom Modulator 52 gelieferte Signal, wird der Verstärkungsfaktor des Verstärkers 49 bis zur Abschaltung reduziert. Wenn das Flugzeug dagegen in eine solche Entfernung zur Bodenstation kommt, daß das Ausgangssignal des Modulators 52 kleiner ist als der Maximumbereich des Empfängers, so verändert sich das Ausgangssignal des Verstärkers 62, und der Verstärker 49 wird eingeschaltet.

Wenn die Eingangsleitung 41 ein Signal entspre-

chend ILS erhält wird der bewegliche Kontakt 36 gegen den stationären Kontakt 37 gedrückt und Öffnungssignale werden an die Tore 74 und 85 uud ein Sperrsignal an Tor 50 gelegt Am Ausgang des Modulators 31 steht eine Sinuswelle, deren Ampli-

tude der Länge der Landebahn und deren Phasenlage dem Steuerkurs der Landebahn entspricht Im folgenden wird das System nach Fig. 1 bei der Arbeit als Instrumenten-Lande-System unter Bezugnahme auf Fig. 2 erläutert

In Fig. 2 ist das bei 101 gezeigte Flugzeug mit A bezeichnet Der Aufsetzpunkt 110 befindet sich an einem Ende der Landebahn 111, und der Ortungssender befindet sich am anderen Ende 105 dei Landebahn 111. Die Höhe des Flugplatzes ist hf,

und die Höhe des Flugzeuges 101 ist h. Die Höhe 102 des Flugzeuges 101 über dem Flugplatz ist daher h — hf. Die Koordinaten des Flugzeuges sind als X_AW1 und y^lO6 bezeichnet Gleichermaßen sind

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die Koordinaten der Landebahn gleich denjenigen des Bezugspunktes 105, und sie smmit * _s undYs

bezeichnet. Das in einer ^HoJ«^ft _T^|^_nVKt-101 bewegt sich auf einem der Landebahn 111^ ent sprechenden Steuerkurs und muß in einem solchen Winkel herabgleiten, daß seine Rader den Bod en am Punkt HO berühren. Der Gleitwinkel ist mit a bezeichnet und als der Winkel zwischen der Lime

104 zwischen dem HW₁ ¹¹^A punkt 110 und der horizontalen Projekten der Lime 104' definiert. Der Winkel zwischen de _Lime 109 vom Flugzeug 101 zum f^^f ^₆ T₀₉ S horizontalen Projektion 108 dieser Linie iov

mit γ bezeichnet. Finschal- is

Gemäß F i g. 1 erzeugt während der ILS-Emscha _ tung der Modulator 31 Referenzsignale Der Aus gang des Modulators 31 erzeugt ein J.nussignal dessen Amplitude der Länge der Landebahn 111 proportional ist und dessen Phase-dm Stonertaη der Landebahn 111 entspricht Bei ILS smd^ alle Angaben auf die Landebahn als »«^gjMjS stimmt. Der Modulator 52 erzeugt em Smussgnaj. dessen Amplitude der Länge der L^e 108 propoi üonal ist. Das Ausgangssignal des Modulators ^ ist mit dem Phasenaufteiler 65 verbunden, derein phasensynchrones Signal erzeugt, welche d«^ Lan c der Landebahn entspricht. Dieses Signal wird^ über Verstärker 71 an einen Eingang desDifferenttai ve^tärkers 69 gelegt. Am anderen Eingatg d« Ve starkers 69 liegt das Ausgangssignal des'Modulators 52. Das Ausgangssignal des Verstärkers 69 em^sPn^ der Länge der Linie 108, vermindert um

der Landebahn 111, und es ist i^^^^ Linie 103 oder der Bodenentfernung des Flugzeg

101 vom Aufsetzpunkt 110. Das Wecfedspannungs^

das

delt und an einen Eingang des Zusätzlich zu den Z^*%

XZnkLg^on der Steigung des Leitweges abweichen, so verändert sich die Ausgangs- ™& _{vom v};_{rstärker 8}4 entsprechend, und dies spann g _{Instrument 87 angezeigt}. _Wie bereits

wmi eingeschaltet ist, ein

™, ^/Sgangsleitung 41 und damit auch an Signal an t 8Ji ^ _öffnen

Der Ausgang des Differentialverstärkers 69 ist mit £^e^^u g 8 _verbunden, der ein weiteres Emdem^^hac Rechteckgenerator 47 erhält.

Kffieckgenerator wird über einen 90°-Phasen_{schieber 46 VO}m Modulator 31 aus gespeist. Der Ausgang des Rechteckgenerators oder Impulsformers ™ⁿf_{sentiert die T}*_{ilung der} Landebahn 111, um

_v ^P _erschoben. Wenn dieses Signal zusammen mit ™ ^ve^c ^_{3 äsentierenden}

-^ ^ ^^ _{wi d> eugt}

^g Ausgangssignal, welches über den Ver-

^ _geöffnete Tor 74 an das Anzeige-S rument 75 gelangt, wo die Tatsache angezeigt ^ ^_{55 eingescna tet} ist. Die Ver-

, _ngssteuerung für den Verstarker 73 wird von s Verstärkungssteuerkreis 63 abgeleitet:. Ehe Spanaem ^ ^ Umsetzers 61, die in Form nung ^_{8 der} ^^ _{lflg ent} h_enden

eme. \_{Qni % sinkt in} dem MaBe. wie

υ P B^ ^ _{d£m Aufse}^_pUn_kt 110 der

J^J_{1n n} ⁸ _{ähert Lieg}t die Phase des Signals vom ^_{9 zwisdien 180 und} 3 60° relativ zur _{ls vom Impu}i_sformer 47, so wird r B^ _{Vefstärkers 72 negaüv und} Ver-

stärker 73 Abgeschaltet. Wird vom Verstarker 73 abgegeben, so bleibt das Tor^ 74^ge- ^ J^ ^ ^ _{Instrument 75 zeigt} Abschal-

"^Vorrichtung «flüOl ebenfalls ein System _simulierung einer ADF-Anlage (automatic direction fidi). Der ADF-Teil des Systems ist in Fig_ 3

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13 14

portionale Spannung, und eine dem Cosinus dieses Peilung des Senders in bezug auf die Achse des Peilwinkels entsprechende Spannung ist an Leitung Flugzeuges. Um dieses System zu simulieren, wer-134 gelegt Am Ausgang des Modulators 131 ent- den dem Eingang des Modulators 121 Informationen steht ein Sinussignal, dessen Amplitude konstant und von dem Flugcomputer oder ähnlichen Informationsdessen Phase in bezug auf das Referenzsignal an 5 quellen zugeführt Vor Beginn eines simulierten Leitung 121 der Differenz zwischen dem Peilwinkel Fluges des Flugzeuges 101 wird die geografische des Flugzeuges, bezogea auf die Station, und dem Landschaft über der der Flug stattfindet, festgelegt. Flugwinkel des Flugzeuges proportional ist. Dieses Dies schließt die Festlegung derjenigen Stationen Ausgangssignal des Modulators 131 liegt gleichzeitig ein, mit denen das Flugzeug Verbindung aufnimmt, an den Eingängen zweier Abtast- und Halteschal- io Als Teil dieser Identifizierung wird eine dem Maxitungen 137 und 138. Zur Steuerung der Abtast- und mumbereich des Bodensenders am Flugplatz pro-Halteschaltung 137 wird eine alternierende, gegen portionale Spannung erzeugt und an Eingangsleitung die Referenzspannung nicht phasenverschobene 129 gelegt Gleichermaßen werden sowohl die Start-Spannung an Eingang 139 und die die Schaltung 138 position des Flugzeuges selbst als auch die Z-Y-Kosteuernde Impulsfolge an Eingang 141 gelegt und 15 ordinaten der Stationen identifiziert und einzeln an erscheint um 60° hinter dem an Leitung 139 liegen- die Eingänge des Modulators 121 gelegt. Dies kann den Signal. Der Ausgang der Schaltung 137 liegt durch geeignete Vorrichtungen bekannter Art vorüber Verstärker 142 an einer Klemme eines Meß- genommen werden. Die Signale können von einem Instrumentes 147, und der Ausgang des Kreises 138 Ausbilder, der die Stellungen der Potentiometer oder liegt über einen Verstärker 143 an einer anderen *o anderen Stellorgane überwacht, eingegeben werden. Klemme des gleichen Meßinstrumentes. Das Instru- oder sie können im allgemeinen Fall auch durch die ment 147 enthält ein Gerät mit einem permanent in dem Speicher eines Simulationsrechners gespeimagnetischen Rotor (in der Zeichnung nicht dar- cherten Daten gesteuert werden. Die an die Eingestellt) und ein Dreiphasenfeld. Das Dreiphasen- gangsleitungen 120 und 122 angelegten Signale haben feld besteht aus drei Spulen, deren Achsen physi- 25 die Form verstümmelter Rechteckwellen, wie noch kaiisch jeweils um 120° versetzt sind. Die drei Win- erläutert werden wird. Die Verstümmelung der düngen des Gerätes 147 sind im Stern geschaltet, Rechteckwellen rührt von der Eliminierung der und ihre freien Enden sind jeweils mit dem Kontakt- dritten und fünften Harmonischen aus dem Signalarm eines von drei Schaltern 144, 145, 146 verbun- spektrum her. Da die Rechteckwellen alle ungeraden den. Die Schalter 144 bis 146 werden von einer Re- 30 Harmonischen enthalten, ist die oberhalb der Grund-Iaisspulel48 gesteuert, die über einen Schalter 149 welle nach der Verstümmelung noch auftretende erregbar ist. Jeder dieser drei Schalter enthält ein Schwingung die siebente Harmonische, und diese ist Paar stationärer Kontakte. Ein stationärer Kontakt genügend schwach, um den zu ihrer Entfernung bedes Schalters 144 ist geerdet, und der andere ist mit nötigten Filteraufwand gering zu halten. Die Filtedem Ausgang des Verstärkers 142 verbunden, der 35 rung ist notwendig, um die Sinuswelle zu erhalten, weiterhin mit einem der stationären Kontaktschalter die am Ausgang des Modulators 121 stehen muß.
146 verbunden ist. Der andere stationäre Kontakt- Der Modulator 121 ist ein Schaltglied mit zwei schalter 146 liegt am Ausgang des Verstärkers 143. separaten Teilen. Die Rechteckwellen an Leitung Dieser Ausgang ist ferner an einen der stationären 120 und 122 machen die jeweiligen Teile des Modu-Kontakte des Schalters 145 angeschaltet, dessen an- 40 lators alternierend leitend und nichtleitend. Zusätzderer stationärer Kontakt geerdet ist. Wenn die Re- lieh wirkt der Modulator, wenn eine Hälfte während laisspule 148, die die Kontakte 144 bis 146 steuert, der halben Durchlaßzeit leitend ist, als Schalter, erregt wird, so bewegt sich die Anzeigenadel um der die der Flugzeugkoordinate entsprechende Span-120 im Gegenuhrzeigersinn, wenn eine Station nung an seinem Ausgang durchläßt, und während empfangen wurde. Der Pilot erhält dadurch eine 45 der anderen Hälfte seiner Durchlaßzeit werden die Anzeige von der Stärke des empfangenen Signals. Koordinaten der Bodenstation durchgegeben, so daß Der Ausgang des Modulators 121 liegt ferner an die entsprechenden Spannungen am Ausgang enteinem Gleichrichter 127. Dessen Ausgangssignal liegt stehen. Als Ergebnis tritt eine Sinuswelle auf, deren an einer Eingangsleitung des Differentialverstärkers Amplitude der Entfernung zwischen Flugzeug und 128. und die zweite Eingangsleitung ist mit 129 be- 50 Bodenstation proportional ist und deren Phasenzeichnet. An Leitung 125 wird ein dem Maximum- winkel in bezug auf das an Leitung 122 liegende bereich der jeweils simulierten Boden-Sendestation Signal dem Peilwinkel vom Flugzeug zur Bodenentsprechendes Potential gelegt. Der Ausgang des station proportional ist. Dieses Signal wird von dem Verstärkers 128 ist an den Eingang des Modulators Umsetzer 127 in einen Gleichspannungspegel um-131 geschaltet, um diesen zu steuern. Das in F i g. 3 55 gesetzt, und die Ausgangsspannung des Umsetzers dargestellte System simuliert ein automatisches Rieh- 127 wird an den Eingang des Differenzverstärkers tungssuchsystem (ADF). ADF-Systeme an Bord 128 gegeben. Der andere Eingang dieses Verstärkers eines Flugzeuges empfangen ein Funksignal von 128 führt die Spannung der Eingangsleitung 139, die einer Bodenstation. Als Flugzeugantenne wird nor- dem Maximumbereich der Bodenstation entspricht, malerweise eine gerichtete Antenne, wie beispiels- 60 Wenn das Ausgangssignal vom Umsetzer 127 größer weise eine modifizierte Rahmenantenne mit Nieren- ist als das an Leitung 129 liegende Signal, so blokcharakteristik, eine phasenempfindliche Antenne in kiert der Ausgang des Verstärkers 128 den Modu-Form einer offenen Schleife od. dgl. verwendet. Das lator 131. Wenn sich dagegen das Flugzeug der Antennensystem ist mit einem Servoantrieb verbun- Bodenstation hinreichend genähert hat, so daß das den, der die Antenne in Drehung versetzt, bis die 65 Entfernungssignal (Ausgangssignal vom Umsetzer maximale Empfangsstärke erreicht ist. An diesem 127) gleich dem den Maximumbereich der Boden-Punkt hält der Servoantrieb an, und ein Zeiger, der station repräsentierenden Signal oder kleiner als mechanisch mit der Antenne gekoppelt ist, zeigt die dieses wird, so gibt das Ausgangssignal des Verstär-

kersl28 den Modulator 131 frei. Auf diese Weise Angaben sind durch den simulierten Vorgang oder arbeitet die ADF-Anlage dann nicht, wenn das simu- durch den Ausbilder vorgegeben, und andere werden lierte Flugzeug außerhalb des Bereiches des Senders vom Flugüberwachungsrechner des Funkortungsder simulierten Bodenstation ist simulators erzeugt Das in Fig. 3 gezeigte System

Da das Ausgangssignal des Modulators 121 direkt 5 benutzt diese Spannungen, um eine Meßanzeige zu und um 90° phasenverschoben dem zweiten Modu- bewirken, die die Richtung korrekt anzeigt und das Iatorl31 zugeführt wird, dient es als Modulator- Verhalten eines ADF-Systems realistisch simuliert. Steuerspannung. Die beiden anderen Eingänge des Ein den Simulator benutzender Pilotenanwärter erModulators 131 führen Gleichspannungen, die den hält die gleichen Reaktionen, die er von einer an Sinus und den Cosinus des Peilwinkels des Flug- io Bord befindlichen Anlage während des Fluges erzeuges repräsentieren und die die Sinus-Steuerspan- halten würde.

nung modulieren. Der Modulator 131, der ähnlich In dem in den Fig. 1 und 3 dargestellten Gerät

dem in Fig. 4 dargestellten Modulator aufgebaut werden verschiedene duale Modulatoren und Filterist, erzeugt ein Sinus-Signal mit konstanter Ampli- schaltungen benutzt Fig. 4 zeigt ein schematisches tude am Ausgang, dessen Phase sich mit der Diffe- 15 Schaltbild eines typischen Modulators und Filters, renz zwischen dem Richtungswinkel des Flugzeuges wie es beispielsweise durch das Bezugszeichen 121 und dem Peilwinkel zur Bodenstation verändert. Die in Fig. 3 bezeichnet ist. Die Schaltung nach Fig. 4 Ausgangsspariung des Modulators 131 liegt an den enthält zwei Hauptteile, einen Modulatorteil, der all-Eingängen zweier Abtast- und Halteschaltungen 137 gemein mit 150 bezeichnet ist, und einen Filterteil, und 138, die den sinusförmigen Ausgang des Modu- ao der mit 180 bezeichnet ist Der Modulator 150 entlators 131 zu verschiedenen Zeitpunkten abtasten. hält zwei getrennte Paare von Transistorschaltern. Die Schaltung 137 tastet den Modulator zu den Ein erstes Paar besteht aus einem Transistor 151, der Zeitpunkten ab, wenn die als Referenzsignal die- zwei getrennte Emitterelektroden 153 und 154 benende Sinus-Spannung, die an Leitung 122 liegt, sitzt, und einem zweiten Transistor 152, der ebendie Nullphase durchläuft, und die Schaltung 138 »5 falls zwei getrennte Emitterelektroden 161 und 162 tastet den Ausgang des Modulators 131 dann ab, besitzt. Die Basis des Transistors 151 ist an ein wenn das Referenzsignal an Leitung 122 einen Win- Ende der Sekundärwicklung eines Übertragers 157 kel von 60° erreicht hat. Die Ausgänge der beiden angeschaltet, deren anderes Ende mit der Kollektor-Abtast- und Halteschaltungen 137 und 138 sind mit elektrode verbunden ist. In gleicher Weise ist die zwei getrennten Wicklungen des Dreiphasenfeldes 30 Basis des Transistors 152 mit einem Ende der Seder Anzeigevorrichtung 147 verbunden. Die dritte kundärwicklung 158 des Übertragers verbunden. Wicklung dieses Feldes ist geerdet Dies bedeutet während das andere Ende der Wicklung am Kollekdaß nur zwei der drei Wicklungen erregt werden tor liegt. Die beiden Sekundärwicklungen 157, 158 und daß die dritte Wicklung als Referenzwicklung bilden einen Teil des Transformators 155, der zudient. Die Abtast- und Halteschaltungen 137 und 35 sätzlich noch eine Primärwicklung 156 enthält. Das 138 dienen dazu, Gleichspannungen zu erzeugen, die Referenz-Steuersignal sin (n) wird an die Primärdem Mittelwert der Ausgangswechselspannung des wicklung 156 gelegt. Wie in F i g. 3 dargestellt, wer-Modulators 131 zu den Zeitpunkten proportional ist, den dem Modulator 121 zusätzlich Steuersignale in wenn diese Wechselspannung abgetastet wird. Die Form von Spannungen, die die ΛΓ- und Y-Koordi-Abtastsignale werden auf das an Leitung 122 lie- 40 naten des Flugzeuges und der Bodenstation, die gende Null- oder Referenzsignal bezogen, und wenn jeweils simuliert werden sollen, repräsentieren. Diese diese Abtastzeitpunkte einmal festliegen, so werden Informationsart soll im folgenden zugrunde gelegt sie beibehalten. Dagegen hat das Ausgangssignal des werden, um den Aufbau und die Wirkungsweise des Modulators 131 einen Phasenwinkel, der dem Peil- im einzelnen in F i g. 4 dargestellten Modulators zu winkel vom Flugzeug zur Bodenstation proportional 45 erläutern. Die die Z-Koordinate des Flugzeuges darist, und zwar verglichen mit dem Referenzsignal, stellende Spannung liegt an Eingangsleitung 159, die das an Leitung 122 liegt. Wenn sich der Peilwinkel mit dem Emitter 153 verbunden ist. Die andere vom Flugzeug zur Bodenstation ändert, so ändert Emitterelektrode 154 erzeugt ein Ausgangssignal des sich auch die relative Phase des Ausganges vom Transistors 151, und sie ist über den Widerstand Modulator 131 und der abgetasteten Bereiche dieses 50 174 und den Kondensator 176 an das Filter 180 anSignals. Das resultierende magnetische Feld, welches geschaltet. Die die Z-Koordinate darstellende Spansich infolge der drei Wicklungen des Instrumentes nung der Bodenstation liegt an einer Eingangsleitung, 147 aufbaut, ist proportional zu den relativen Am- die mit der Emitterelektrode 162 des Transistors 152 plituden der abgetasteten Spannungen, die an zwei verbunden ist. Die andere Emitterelektrode 161 des der Wicklungen gelegt sind. Die relativen Ampli- 55 Transistors 152 erzeugt ebenfalls ein Ausgangssignal, tuden der an diese beiden Wicklungen gelegten und sie ist an den Verbindungspunkt des Emitters Spannungen können sich sowohl hinsichtlich ihrer 154 mit dem Widerstand 174 geschaltet. Amplitude als auch ihrer Polarität verändern, wenn Die andere Hälfte des Modulators 150 ist mit der

sich die Wechselspannung des Modulators 131 in soeben beschriebenen Hälfte identisch, und sie entbezug auf die Abtastimpulse verschiebt. Im End- 60 hält zwei Transistoren 163 und 164. Der Transistor ergebnis muß daher ein Instrument benutzt werden, 163 ist mit seiner Basis an ein Ende einer Sekundardessen Rotor sich nach dem resultierenden Feld wicklung 167 angeschaltet, deren anderes Ende nut ausrichtet, wobei das Feld eine Position von 0 bis dem Kollektor verbunden ist. Der ^Translst°^rA^ 360° einnehmen kann. besitzt ebenfalls zwei Emitterelektroden 165 und1100.

Das in Fig. 3 dargestellte System empfängt an 65 Der Transistor 164 ist mit seiner Basis an ^eljL°£ seinen Eingangsleitungen Spannungen, die die Posi- einer Sekundärwicklung 168 und ""* ^*™⁶" tionen und Richtungen des Flugzeuges in bezug auf tor an das andere Ende dieser W^^J eine bestimmte Bodenstation darstellen. Viele dieser tet. A.uch der Transistor 164 ist nut zwta

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elektroden 172 und 173 versehen. Die beiden Se- jeweils von den Transistoren durchgeschalteten

kundärwicklungen 167 und 168 bilden einen Teil Potentials ab. Daher besitzt das resultierende Aus-

des Übertragers 171, an dessen Primärwicklung 169 gangssignal, welches über den Widerstand 177 dem

Rechteck-Steuersignale cos(«) gelegt sind. Die die Kondensator 178 zugeführt und quer zum Konden-

Y-Koordinate des Flugzeuges repräsentierende Span- 5 se.tor vom Filtereingang abgenommen wird, eine

nung wird an den Emitter 165 des Transistors 163 Amplitude, die dem Bereich oder der Entfernung

gelegt, und die die y-Koordinate der Bodenstation des Flugzeuges von der Bodenstation proportional

repräsentierende Spannung liegt an dem Emitter 172 ist und deren Kreuzungspunkte oder Phase der

des Transistors 164. Die anderen beiden Emitter- Winkelbeziehung der beiden Koordinatenpaare pro-

elektroden 166 und 173 sind zusammengeschaltet, io portional ist. Da die Amplituden der an die Emitter-

und sie liegen über einen Widerstand 175 und den elektroden angelegten Potentiale, die entweder die

Kondensator 176 am Filter 180. X- oder Y-Koordinaten des Flugzeuges oder der

Zur Erläuterung des Betriebes soll zunächst auf Bodenstation darstellen, sich im wesentlichen in

die obere Hälfte des Modulators 150 Bezug genom- ihrer Amplitude verändern können und positive oder

men werden. Die an die Primärwicklung 156 gelegte 15 negative Polaritäten annehmen können, hängt die

Steuerspannung gelangt mit entgegengesetzten PoIa- resultierende Ladespannung des Kondensators 176

ritäten jeweüs an die beiden Basiselektroden. Dies sowohl von der Amplitude als auch von der Polan-

wird dadurch erreicht, daß die obere Hälfte der tat der Einzelimpulse ab.

Wicklung 157 und die untere Hälfte der Wicklung Der zweite Teil der Modulator- und Filterschal-158 mit den jeweiligen Basiselektroden der beiden ao tung wird von dem Filter 180 gebildet. Dieses Filter Transistoren 151 und 152 verbunden sind. Daher verwendet einen Operationsverstärker 182 zusammen wird bei jeder Halbwelle des Eingangs-Steuersignals mit Zeitkonstanten-Gliedern 179, 181, 183 bis 189 einer der beiden Transistoren 151 oder 152 leitend. und 191 bis 198, die den Filtervorgang bewirken. Wenn dieser Transistor leitet, sind seine beiden Das in F i g. 4 dargestellte Filter 180 ist als Tiefpaß-Emitterelektroden zusammengeschaltet. Während 95 filter aufgebaut und seiner Art nach bekannt und im einer Halbwelle des Eingangs-Steuersignals an Wick- einzelnen beschrieben in »Applications Manual for lung 156 leitet Transistor 151 und leitet die die Computing Amplifiers for Modelling, Measuring, A'-Koordinate des Flugzeuges repräsentierende Span- Manipulating, and Much Else«, herausgegeben von nung an den Widerstand 174 und den Kondensator Philbrick Researches, Inc., S. 74 und 75. Um die 176 weiter. Während der anderen Halbwelle des 30 Anforderungen für ein großes und teures Filter Steuersignals an Leitung 156 leitet der Transistor 152 herabzusetzen, werden als Steuersignale verstümmelte und legt die A'-Koordinate der Bodenstation an den Rechteckwellensignale, wie sie bereits erwähnt Widerstand 174 und den Kondensator 176. So wer- wurden, an die Eingangswicklungen 156 und 159 den am Ausgang der oberen Hälfte des Modulators gelegt. Da die phasenrichtige Lage des Eingangs-150 zwei unmittelbar aufeinanderfolgende Impulse 35 und Ausgangssignals wichtig für die ordnungsgemäße erzeugt, die beide die gleiche Länge haben, und eine Funktion dieser Schaltungen ist, werden Rechteck-Amplitude, die entweder proportional der A-Ko- wellen benutzt, da deren Kreuzungspunkte klar defiordinate des Flugzeuges oder derjenigen der Boden- niert sind. Rechteckwellen enthalten alle ungeraden station ist. In gleicher Weise werden auch die beiden Harmonischen. Für die vorliegende Anwendung ist Transistoren 163 und 164 der unteren Hälfte des 40 nur die Grundwelle interessant. Die beiden aufModulators 150 abwechselnd leitend gemacht. Wenn tretenden Harmonischen, die verhältnismäßig stark der Transistor 163 leitet, so wird die Y-Koordinate sind und den größten Filteraufwand erfordern, sind des Flugzeuges über den Widerstand 175 zum Kon- die dritte und die fünfte Harmonische. Die Rechteckdensator 176 durchgeschaltet, und während der an- wellen, die an die Primärwicklungen 156 und 159 deren Halbwelle leitet der Transistor 162 und schal- 45 gelegt werden, besitzen keine dritte und fünfte Härtet die die Y-Koordinate der Bodenstation repräsen- monische. Die Entfernung dieser Harmonischen tierende Spannung über den Widerstand 175 zum führt zu einer verstümmelten Wellenform. Diese Kondensator 176 durch. Wellenform kann auf verschiedene Weise erreicht

Die an die obere Hälfte und die untere Hälfte werden. Ein Weg, der im vorliegenden Falle un-

des Modulators 150 über die Wicklungen 156 und 50 günstig ist, besteht darin, die Grundwelle mit einem

169 gelegten Steuerspannungen sind um 90^; außer Hochfrequenz-Multivibrator zu erzeugen, an dessen

Phase. So werden für 90° die X- und Y-Koordinaten Ausgang verschiedene Stufen eines Binärzählers an-

des Flugzeuges gleichzeitig an den Kondensator 176 geschaltet sind. In diesem Falle werden zusätzlich

gelegt. Während der folgenden 90° liegen die A'-Ko- zur Grundwelle die gewünschten ungeraden Harmo-

ordinate der Bodenstation und die Y-Koordinate des 55 nischen erzeugt, und die dritte und fünfte Harmo-

Flugzeuges gleichzeitig an dem Kondensator 176. nische kann leicht von der entstehenden Grundwelle

Während der dritten 90° eines Zyklus werden subtrahiert werden. Wird die dritte und fünfte Har-

schließlich die A'-Koordinate der Bodenstation und monische aus dem Oberwellengehalt der Rechteck-

die y-Koordinate der Bodenstation gleichzeitig an welle auf diese Weise eliminiert, so stellt die siebente

den Kondensator 176 gelegt, und während des letz- 60 Harmonische die stärkste Oberwelle dar, und diese

ten Viertels des Zyklus liegen die A'-Koordinate des ist verhältnismäßig schwach. Es ist daher lediglich

Flugzeuges und die Y-Koordinate der Bodenstation das in F i g. 4 dargestellte kleine Filter ausreichend,

gleichzeitig am Kondensate,· 176. Das resultierende um ein Ausgangs-Sinussignal zu erzeugen, das für

am Kondensator 176 auftretende Potential hängt zu die Beaufschlagung der nachfolgenden Einrichtung

jeder Zeit von der Amplitude und Polarität des 65 genügend von Oberwellen befreit ist.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

Claims (10)

Patentansprüche:

1. Funkortungs-Simulator für Flugzeuge mit einer ersten Vorrichtung zum Simulieren eines VOR-Funkfeuers, einer zweiten Vorrichtung zum Simulieren eines ILS-Ansteuerungsfeuers und einer dritten Vorrichtung zum Simulieren einer ADF-Anlage, dadurch gekennzeichnet, daß die erste und die zweite Vorrichtung einen gemeinsamen Winkelsimulator (3ϊ) zum Empfang von Informationen über aen Orientierungswinkel der Verbindung von einer simulierten Landebahn (111) zu einem simulierten Flugzeug (101) gegen die Nordrichtung enthalten, dessen sinusförmiges Ausgangssignal in seiner Phasenlage dem Orientierungswinkel proportional ist, daß ein Entferaungssimulator (52) vorgesehen ist, welcher die Koordinateninformationen über die simulierte Landebahn und das simulierte Flugzeug in eine mit einem Referenzsignal in Phase liegende sinusförmige Spannung umsetzt, deren Amplitude der Entfernung des simulierten Flugzeuges (101) von der simulierten Landebahn (111) proportional ist, daß die erste Vorrichtung einen Phasenaufteiler (65, 66) zur Veränderung der Phasenlage des Ausgangssignals des Winkelsimulators (31), bezogen auf das Ausgangssignal des Entfernungssimulators (52), aufweist und daß ein Phasenkomparator (43), dessen Eingänge mit dem Phasenaufteiler (65, 66) und dem Entfernungssimulator (52) verbunden sind, mit seinem Ausgang an ein erstes Anzeigeinstrument (45) zur Anzeige der Orientierung des simulierten Flugzeuges (101) relativ zur simulierten Landebahn (111) angeschlossen ist, derart, daß am ersten Anzeigeinstrument (45) eine der Phasendifferenz zwischen den Ausgängen des Winkelsimulators (31) und des Entferaungssimulators (52) proportionale Anzeige entsteht.

2. Funkortungs-Simulator nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Winkelsimulator (31) als ein Zweifachmodulator mit einer ersten und einer zweiten Schaltvorrichtung ausgebildet ist, wobei an einen Eingang einer Schaltvorrichtung ein dem Sinus des Orientierungswinkels proportionales Signal und ein Referenzsignal und an den Eingang der zweiten Schaltvorrichtung ein dem Cosinus des Orientierungswinkels und ein phasenverschobenes Steuersignal gelegt ist, und daß die Winkelinformation von den Referenz-Steuersignalen moduliert wird.

3. Funkortungs-Simulator nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Entfernungssimulator (52) einen Zweifachmodulator mit zwei Schaltvorrichtungen enthält, wobei an den Eingang einer Schaltvorrichtung ein einer Koordinate der simulierten Landebahn (111) und des simulierten Flugzeuges (101) entsprechendes Signal und ein Referenz-Steuersignal und an den Eingang der anderen Schaltvorrichtung ein den anderen Koordinatenwerten der Landebahn und des Flugzeuges entsprechendes Signal und ein phasenverschobenes Steuersignal gelegt ist, und daß die Koordinateninformationen in den Schaltvorrichtungen von den Referenz-Steuersignalen moduliert werden.

4. Funkortungssimulator nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der Phasenaufteiler (65, 66) zur Aufteilung des Ausgangssignals des Winkelsimulators (31) in mehrere gleichmäßig über 360° verteilte Signale einen im wesentlichen kreisförmigen Widerstand mit mehreren gleichmäßig über seinen Umfang verteilten Eingangsanschlüssen enthält, an deren jeden eines der Signale gelegt ist, und daß ein verschieblicher Abgriff zur Ableitung von Ausgangssignalen vorgesehen ist, deren Phase von der Resultierenden der Phase der Eingangssignale und der Position des verschieblichen Abgriffes abhängt

5. Funkortungs-Simulator nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch ein zweites Anzeigeinstrument (51), einen 90°- Phasenschieber (46), dessen Eingang mit dem Ausgang des Phasenaufteilers (65) verbunden ist, einen zweiten Phasenkomparator (48), dessen Eingänge mit dem Phasenschieber (46) und dem Ausgang des Entfernungssimulators (52) verbunden sind, und Mittel (50, 49) zum Verbinden des Ausganges des zweiten Phasenkomparators (48) mit dem zweiten Anzeigeinstrument (51), wobei das zweite Anzeigeinstrument jeweils anzeigt, ob das simulierte Flugzeug sich dem simulierten Flugplatz nähert oder ihn verläßt.

6. Funkortungs-Simulator nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die zweite Vorrichtung zusätzlich ein Summierglied enthält, an dessen Eingänge der Ausgang des Entfernun£ssimulators (52) und der Ausgang des Winkelsimulators (31) geschaltet ist, und daß ein drittes Anzeigeinstrument zur Anzeige des Signalempfanges von einem simulierten Leitwegsender an den Ausgang des Summiergliedes (69) geschaltet ist.

7. Funkortungs-Simulator nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die zweite Vorrichtung ein viertes Anzeigeinstrument (87) zur Sichtbarmachung der Abweichungen von der simulierten Leitbahn und einen Höhensimulator (76) zum Empfang von Signalen enthält, die den Höhen der simulierten Landebahn und des simulierten Flugzeuges entsprechen, daß der Höhensimulator an den Ausgang des Summiergliedes (69) angeschlossen ist und daß er ein sinusförmiges Ausgangssignal erzeugt, dessen Amplitude der Neigung des simulierten Leitweges proportional ist und das an den Eingang des vierten Instrumentes (87) gelegt ist.

8. Funkortungssimulator nach Anspruch 7, gekennzeichnet durch einen Differentialverstärker (62), an dessen Eingang ein dem Maximumbereich des simulierten Bodensenders entsprechendes Signal gelegt ist und an dessen zweiten Eingang das Ausgangssignal des Entfernungssimulators (52) gelegt ist, wobei der Ausgang des Differentialverstärkers (22) jeweils anzeigt, ob das simulierte Flugzeug sich im Sendebereich aufhält, und jeweils dem ersten Anzeigeinstrument (45), dem dritten Anzeigeinstrument (75) und dem vierten Anzeigeinstrument (87) vorgeschaltete, von dem Signal des Differentialverstärkers (62) gesteuerte Schalter (44, 73, 84) zum Unterbrechen des Signalflusses zu den Anzeigeinstrumenten.

9. Funkortungs-Simulator nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die dritte Vorrichtung einen Ki-ordinatensimulator (121) zum Empfang äolcher Signale enthält, die den Koordinaten der simulierten Landebahn und des simulierten Flugzeuges entsprechen, und die ein sinusförmiges Ausgangssignal abgibt, dessen Phase dem Peilwinkel des Flugzeuges, bezogen auf die Landebahn, proportional ist, daß ein Peilwinkelsimulator (131) zum Empfang von Signalen vorgesehen ist, die dem Peilwinkel des, Flugzeuges, bezogen auf die Nordrichtung, entsprechen und zum Empfang des Ausgangssignals des Koordinatensimulators (121), daß der Peüwinkelsimulator ein sinusförmiges Ausgangssignal erzeugt, dessen Phase, bezogen auf eine Referenzfrequenz, der Differenz zwischen dem Peilwinkel des simulierten Flugzeuges, bezogen auf die Nordrichtung, und der Peilung vom Flugzeug auf die simulierte Landebahn proportional ist, und daß ein fünftes Anzeigeinstrument (147) an den Ausgang des Peilwinkelsimulators (131) zur Anzeige der direkten Richtung vom simulierten Flugzeug zur simulierten Landebahn angeschlossen ist.

10. Funkortungs-Simulator nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß der Koordinatensimulator (121) zwei Modulatoren (150) enthält, von denen einer Spannungen, die jeweils einem Koordinatenwert der simulierten Landebahn und des simulierten Flugzeuges entsprechen, sowie ein Referenz-Kontrollsignal empfängt und von denen der andere Spannungen empfängt, die dem jeweils anderen Koordinatenwert der simulierten Landebahn und des simulierten Flugzeuges entsprechen, sowie ein um 90' versetztes Kontrollsignal, und daß die Modulatoren die Koordinatenspannungen mit den Kontrollsignalen modulieren.

fünfte Anzeigeinstrument (147) mit den Ausgängen der beiden Abtastorgane (137, 13»> verbunden ist. , ₁₉ 13 Funkortungs-Simulator nach Ansprucn i-, dadurch gekennzeichnet, daß das fünfte Anzeigeinstrument (147) mehrere gleichmäßig um das Instrument verteilte Feldwicklungen feinen permanentmagnetischen Rotor enthält und daß die Abtastorgane (137, 138) an jeweils eine der Wicklungen angeschlossen sind, so daß sich der Rotor ds Instrumentes (147) dem resultierenden Magnetfeld entsprechend in einem Drehbereich von 360° selbst ausrichtet