DE1929464A1 - Navigationssystem fuer Flugzeuge - Google Patents

Description

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" 3 E Z C II Ii E I 3 U Ii G zu dor Patentarmalduns

BUiLSIi Hk¹SIUSAL CORPORATION 4660 Vest 77th Street, Minneapolis, Minnesota

betreffend

Navigationosystem, für Plugzeuge

Die Erfindung bezieht aich allgemein auf liavigationssystone für Flugzeugo und insbesondere auf einen Vorsetzungs- oder Querabkurscoaputer. Mo Erfindung enthält dabei eine Weiterbildung des Navigationsaysteus für ?lugzeuge, das in dom USA-Patent J5 414 901 vom 3. Dezombor V}G8 bcachricbon ist.

Ilaviü"ationssystene für Flugzeuge gemäß dem Stand der Technik, die zum Flicken zu V/egpunkten ViD?-DrehfunkfQuer (im folgenden.mit "VOR" bezeichnet) und eine Entfernungsmeßeinrichtung (im folgenden "DSM" bezeichnet) benutzen, zeigen dann Fehler, wenn sich das Flugzeug in de-· Nähe der Sendastatiön befindet. Der Grund hierfür besteht darin, daß dor Computer bei seiner Berechnung die Schrägontfernung (im folgenden ala "SR" bezeichnet) von der Entfernung3ineßeinrichtung auf den Erdboden sum Plugzeug verwendet. Wenn beispielsweise gewünscht wird, das Plugzeug auf einem Querab- odor versetztem Kurs über .Grund mit einer Versotzung von einer Heile über die Station hinaus zu fliegen und sich d<i3 Flugzeug in einer Höhe von piner Meile über der Station befindet, ist die Folge, daß da3 Flugzeug direkt über der Station fliegt, da die Entfernungsmeßpinrichtung für das Flugzeug eine Entfernung von einer Meile anzoigt, wann sich das. Flugzeug direkt oberhalb der Station befindet. Wenn auch dieser Fehler vernachlässigbar sein kann, wenn sich

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claj ?lu,j:;c.:j in grouon Z.itromungcn von dor Eondoatation co-ii-Jc t, .' -..·' jo int c·.; doch auch zu aocchton, daß violo Flugzeuge eine Täc ξ ti .tau to ücndüjtation auf des Erdboden dann benutzen aöchten, wenn eic Qaerabkurat in dc-r Ιϊ'.Ίιν der Station auf den Erdboden fliegen föchten. Auf diese V.'eioe kosnt oa dann zu oin-or Gefährlichen- Situation, v/oil die Flugzeuge in Hichtunj zu dor Station "hingezogen" worden, wenn sie Giah der !.'achbarachaft der Station nähern. Sa ist unerwünscht, in liichtur.j zur otation infol{ja do3 Fehlers der Schräjcntfernun^G- ^.eoaunj su kurven.

Die Erfindur.^' schafft eine Korrektur in Bezuj auf die 3chriljontfernun£; bei einem ?lu£zeu2na,vi£ation£,systG:a, Uta zu verhindern, daß das Flugzeug nahe bei dor Station einen gekrümaton. Kurs fliojt; die Erfindung erlaubt co dabei, einen geraden Kurs über Grund aufzuwühlen und cit doa die Erfindung anwendenden Flugzeug zu fliegen. Dio von der Erfindung Geschaffene Schrtigentfernun^okorrektur benutzt nicht mehr das Höhenuignal als einen der Stouerparametor,. sondern berechnet ion korrekten Kurs über Grund und stellt damit oicher, daß dao Flur^eug einen aolchen Kurs über Grund aolbat in dor Nachbarschaft der Station einhalt.

Ueitcre Auf~abon, Korknale und Vorteile der Erfindung erkennt can leicht Guü der nachfolgenden Beschreibung sowie bevorzugter .»ujrilhrunjsformon der ürfinäung, die anhand schooatischer Zeichnungon im oinzelnon noch naher erläutert werden.

In den Figuren zeigen:

Fig. 1 ein !iavigationssystoai gemäß dem Stand der Technik;

Fig. 2 eine Darstellung oinea in Bezug auf eine Bodenstation flieganden.· Flugzeuge; -.--......--

Fig. 5 ein Blockdiagrarani, welches den ITavigationsoomputor goaa3 der Erfindung uoijt, der eine Korrektur in Bezug auf doa Schrägentfernur.jufehlor vorniiiist; , -_'

9 0 98 5 0/0989 ^^AD ORiGfNAL

- 3 -■

Fi<> 4 <-in Y.:.vi j'.fcionuaystea gorrraS dar Erfindung, bei dem ein Schrüg-

installiert ist;

FiJ. ^rJ c-ino dctallierto Ansicht des ochragentfornunes-PlugwegcomputorG qcvv'.Cj d>.r Erfindung; und .

?i'Z- 6 eino Illustration der Art und V/eise, nit der der Schrägentfernunjcfthler korrigiert wird. .

J)tic Problem hinsichtlich dor Schrägcntfernung besteht, weil dann, wenn ein Flugzeug parallel zu einer VOH-radialen (¹¹VOIi" bedeutet "VHP-Brohfunkfeuer") fliegt und rechtwinklige Koordinaten benutzt, die aus der rho-theta Information, erhalten von einer VORTAC-Station (VOR c-aoin«¹¹'» ^Qit TACAN, oinem taktischen Flucnavicationaoystoa), borecrinct worden, die Poaition des Flu^zougoo mit der Entfornunc von der ütation infolge der Fluchöho variiert. V/onh boispiolsweioo sich der Flu{;:icuG3vor3etzun£3kurs Über Grund eine Keile von dor ausgewählten Radialen entfernt bofindet, wird sich das Flugzeug direkt über der Station befinden, wenn es an einom Punkt gegenüber der Station in einer Höhe von einer Keile ankommt. Da, mit anderen Worten, die Entfornunj zur Station von einem Empfänger ermittelt wird, der don Ab-Gtand zwischen der Eodenstation und dem Flugzeug mißt, wird eich im Falle eines gewünschten Quorabkur3es von einer Keile, das Flugzeug unmittelbar über dor Station befinden, "wenn es mit einer Höhe von oinc-r Meile über den Eodcn fliegt. Um diesen Schrtigentfernungsfehler zu korrigieren» müßton 41147' des angezeigten Abctandoo, dor von dor DME-Portion der Station abgeleitet wird, addiert werden.

3oi bekannten !iavigationssyetemen, bei denen man 1>βΓβ1ΐβ versucht hat, den Jchrägentfernungszähler zu korrigieren, wurde die Flughöhe benutzt,

indem man entweder

1. das Quadrat der Flughöhe voa Quadrat der IJypotenuse (der Quadratwurzel aus der durch da3 DME gemessenen Entfernung) abzog öder

9 0 9 8 5 0/0989 BAD ORiOINAL.

2. don Winkel dor. Vertikalen mit dor Hypotonuso abloiteto und dio Dasiolinio doe Droiocka mittolo Trijonomotrio beatimcato.

'Beide £onannton Verfahren variieren in ihrer Genauigkeit mit der . liüho zur 3odenstation; das bedeutet, daß die Scharfe des Vortikalwinkels und die Kursenpfindlichkeit variabel sind, dio direkt über der Station unendlich worden.

ψ Boido genannten Verfahren erfordern auch die Höhenangabo, die normalerweise aufgrund des Luftdruckes abgeleitet wird, indem man eine Korrektur auf die Höhe dor Sodenstation Über Normalnull und in Bezug auf baromotrieche Cruckvorändorungen vornimmt.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde zu ermöglichen, die Sohrägentfornungskorrektur aus den empfangenen Radiosignalen abzuleiten.

Ein Flugzeug, das sich länge irgend einos parallelen Kurses Über Grund fortbewegt, vonn es sich einem Punkt gegenüber der Station nähert, durchschneidet Linien, die unter einer Winkelstellung bezüglich der Radialen der Station stehen, und die Änderung der radialen Linien hat dann ein· maximale Winkelgeschwindigkeit, wenn das Flugzeug einen f Bezugspunkt passiert, der sieh direkt gogenUber der Station befindet. Wann sich das Flugzeug lungs der gewählten parallelen Fluglinie Ubor Grund fortbewegt, ändert sich dann die Winkelgeschwindigkeit der VORr Radialen in einem trigonometrischen Verhältnis. Wonn dor Parallolkuro über Grund mehr an die Station heranbewegt wird, kann man beobachten, da3 die Winkelgeschwindigkeit in Bezug auf die Station als Funktion der Entfernung von der Statipn zunimmt. Demgegenüber beeinflussen Änderungen der Flughöhe nioht die Winkelgeschwindigkeit in Bezug auf die Station. - .

Ein veitercr Parameter, dar aus der DIlE abgeleitet werden kann und dazu benutzt wird, die Schrägentfernung zu modifizieren, ist die Grund-

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dor Station und dio Geschwindigkeit doe Flug^uugoa. Wenn ein Flugzeug dirokt übor die Station geflogen iet, J*alIt dio aua dor KIS abgoloitote Grundgeschwindigkeit auf Null horab, wührond ja tatüüchlich di& Goochwindigkoit doo Flugzeugoo konutunt 'bloibt. DaB Verhältnis dieser Geschwindigkeiten variiert mit dor Hoho über dom Grund, wonn da3 Flugzeug sich dar Station nähert. Goiuüß der Erfindung wird dio Sohrügontfornung3korrektur ohno Gebrauch dor Flugaeugflughöho vorgenommen.

Mit dor vorhandonon Bordoinrichtung ergibt sich während des Fluges über eine Radiootation (VOIi) hinau3, von der das Flguzoug seine Schrüijontfornunff und aoinen Toilwinkol bzw. fladialwinkol empfängt, eine deutliche Abweichung von dem gouUnaohton oder angenommenen Flugkurs. Die Wirkung ist dabei, daß dio Station dazu neigt, das Flugzeug in Richtung zur JLation "hinzuziehen". Dioa ist dio Folge der Verwendung der Schrägentfernung (in folgenden alo "SIi" bezeichnet), die durch daa DME für dio Horizontalentfornung (llho) von der Station bestimmt wird.

Typiachorwoiao verwendet der Pilot da3 SR und den Uadialwinkel bzw. Poilwinkol zur Festlegung seiner Position auf einer Landkarte. Wenn dor Abstand viel größer als die Flughöhe (h) iat, entsteht dabei nur ein gcringor Fehler, da folgende Beziohung gilt»

3R β v (Rho) + h' »v(Eho) = Rho

Wonn sich jedoch dor Pilot der Station nähert, wird Rho kloiner in Verhältnis zu h, und der Fohlor wird bedeutsam. .

F-ohler - (\/3ho² + h² - Rho)

JuvU-i- Punkt in dem vom Piloten gewünschten Kurs übor Grund hat eine b-viSticmfce Horizontalantfornung und einen bestimmten Peilwinkol oder üadiaiwinkol gogonüber der Station. Da die Schrtlgontfornung anstelle

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von Hlio Ι/Λ b:.nutzt wird, wird dor ICura dann, v;ünn das Flugzeug dor Uta tion, h.'ihor ka:;;..it, vorLiidort, uji sicherzustellen, da3 das Flugzeug, "auf serin-:.! Kuν3 bleibt". Tatcüchlich verlLl3t dubci jedoch daa Flugsc-ug dun Kurs über Grund und fliegt in Richtung zur Üt&tion, ua dio üchrl-.j-ontrcrivar.j oR für dio gegebene Ruäialo ao zu üudorn, du3 sie mit ..ho auf jeno Radialen auf den gewünschter. Kuro übcroinctianit. In den T-ill, da2 dor Punl:t dor nächsten Annäherun;; dea £;uwänachten Kurac-a iibii* Grund an die Station (im folconden kurz boaeichr.ct ait "CPA") oder mit anderen v/orten, dio Versetzung jjloich der Höhe lot, ^: wQicht der tat^ichlicho Kurs über· Grund von doa ßev/ünochten Kurs ab und vorläuft 3tattdoüaon direkt übor die Station.

In Fii;. 2 passiert dor gcwUnschto Kurs über Grund dio VOIL-Station mit oir.ci Aoatand von y Hoilon (l-Jntfornung zuu nächsten Annähorunyo=· punkt CPA). Der Horizontalabstund Ilho von irgendeines Punkt dos Kurses ist t

Kho .

nit χ « Entfernung 1 lingo dos Kurooo von CPA χ < O bei Annühorung an CPA χ > O bai Entfernung von CPA

Der Flugweg befindet sich in einem Abstand h oberhalb des Kursos übor Grund. . . .. -.

Die 3chragontfornung EH für joden Punkt Iüng3 dos FlugvogO3 ists SR

SR =/^χ2 + y² + h² =vi{ho² + h²

Dor Hadialwinkel an irgendeinem Punkt längs des Kursos über Grund οJor länga irgendeines Punktos des eigentlichen Plugweges ist eine Funktion von Tan "^ von (y/x). Es gilt die Beziehung Tan ~¹ y/x = Hadialwinkel + 1G0° - Kurs des Flugzeuges = }^l.

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Wiiiin ;..:in die I-iÖ^iichkoit hat, don cov/ünachten Kurs über Gruna ab-7.uflicjoi. und dauei nicht vor.i Phänomen dca üchrüsentfernunjofuhlers buciinlrdciitii/t wird, kann man gewisse Eigenschaften bezüglich dca Plu_b'..'cjc'a verifizieren. Beispielsweise ergibt sich für die zeitlicho j der ochrägeiitfernung (SH) und des Radialwinkols folßondeöi

Qt

χ dx

dt

h dh y fiy

~~dT" " dt

dt ι

Had

Hadialwinkel

dt

-1

Tan" (y/x)

dt

dT -± sin²

dt " y dt

Wenn dao Plu^souij eine konatanto Höhe einhiilt und dor nächste Ann&hcruncopunkt CPA. zur Station konstant gohalton ist, gilt dy_ ■ £h

und djc m dor Flugceeohwindigkoit. dt

- O

Gleichung I

dt

ait(dt)

Gleichung II

IT dt

JJ^ ein²/ι y / O

y y > O wenn 180 <f < 360 y < 0 wann 0 < γ < 180

Man boachto, daß diese beiden Parameter dSR/dt und dl·'/dt unabhängig von dor Höhe h sind.

Diese Beziehungen können verwendet werden, um Korrektionen zu erzeugen« wolchü einen Flug längs des gewünschten Kurses über Grund sicherstellen können.

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BAD ORIGINAL

-S-

FiC. 2 illustriert ein ?lu£zoug 10, das zu einem Wegpunkt 12 fliegen coil, in UGd c-s die Funkcinrichtungen einer Station 11 benutzt. Daa • VIuc-tug hat eino Höhe h. Der Wegpunkt 12 hat die Polarkoordinatcn . liho und Θ, wobei Kho die Entfernung zwischen dom-Wegpunkt 12 und dor Station 11 und θ dor Peilwinkel des Wegpunktes von der Station sind. .CPA ist der nächste Annüherungcpunkt des Flugzeugen an die Station 11, und y ist die Versetzung, die gleich der Entfernung zwischen der Station und dc:.'i nächsten Annäherungspunkt zur Station ist. χ ist die Entfernung längs dos Kursos über Grund. V- ißt gleich dem Radialwinkel + 180° minus W eiern Winkel des Kurees über Grund.' ■ , - . *

Fig. 1 illustriert einen Vektoranalogcomputer gemäß dem eingangs erwähnten USA-Patent 3 41"4 901 vom 3· Dezember 196*8. In einem solchen System werden ein Entfcrnungsmoßempfanger 34 und ein VOR-Empfanger 32 verwendet, um die Entfernung und den Kurο Über Grund zu einem Wegpunkt anzuzeigen, der durch den Entfernungsknopf 272 und den Pailknopf 275 eingestellt wird, wie es in dem genannten USA-Patent im einzelnen boachrioben ist. ·

Fig. 1 stellt ein vollständiges Flugzeugnavigationssystem 200 dar, welches viele der eben beschriebenen Systemmerkmale in einem computerbetriebenen Apparat zur Navigation mittels rechtwinkliger Koordinaten " kombiniert. Zn dem Navigationssystem 200 ist der variable Abgriff 214 eines DME Empfangspotentiometers 213 über einen Transformator 231 an die Statorwindung 232 eines drehbaren AC-Resolvore gekoppelt, der in der Zeichnung den Empfangßdatenresolver 233 darstellt« Der Resolver 233 hat konventionelle Bauart und enthält das gewöhnliche Paar von ■ 90° phaoenverschobenen Hotorwindungen 234 und 235· Gemäß üblicher Praxis kann eine zweite Statorwindung noch vorhanden eeinj sie wird jedoch bei dem Eaipfangsdatenresolver 233 nicht gebraucht und ist demzufolge auch nicht dargestellt.

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Wie-in ■ ü-inigen. deer, vsito'r· oben-bosehr-'iobQne.n" Vorrichtungen- treibt der yoiNSopfäng-or 32, der in dew ilavigationssystem-200 enthalten ist, 'ein Jynch.ro- bgw. Drohfo-lddifferent-ial 6-1 an, welches Toil dea autonjatischen Asitnutanzoigars (iw folgenden kura "OBI" beaeichnut) des Erapfänjor-s. ist. Daa Differential 6ί ist eloktriuch ait don drei 3tatorwindunsen 336, 237 und 258 eines konventionellon Stouortransforiaa-. torä 239 verbunden* Eine Endkleeune der Rotörwindung 241' dös Stouortranaformstorö 239 ist oit der Erde des Systems verbunden."Die andere 3acikJ.caimö dqr Windung 241 iat tibör einen Räihenwidorstand 242, einen Kondensator 243 und einen weiteren Reihenwiderstand 244 mit einem 3orvovor3tärkor 245 verbundon. Ein Kondonoator 246 kann parallel mit der Jtotorwindung 241 angeaohlosaen sein.

Der Ausgang dos Servovoratärkers245 *^flt an eine Klemne -einer ersten Feldwindung 247 eines Servomotors 248 angeschlossen, während die andere Klömme der Windung 247 an Erde gelöst ist. Der Motor 248 iot ein konventioneller Zweiphason-Servomotor und enthält eine phascnvcrschobonc Stfttorwindung 249 und einen Rotor 251, der induktiv an beido Windungen 247 und 249 angekoppelt ist. Me phasenverschoben·} Windung 249 ^dos Kotors 240 ist an ein· geeignete Wechaelatromenergiaquelle 252 angeschlossen, die die übliche 26 V und 40 Ha aufweisende Enorgieyorsorgung ent* halten kann, wie si· in den meisten Flugzeugen vorhanden ist. Der Rotor 251 dee Servomotors ist mechanisch an deft Rotor des Smpfangsdatonrosolvers 233 angeschlossen, welcher die Windungen 234 und 235 aufweist, und dient dazu^ die Winkelstellung des Resolverrotors relativ au der Statorwindung 232 au steuern* wie es vollständiger weiter unten beschrieben wird. ... . - -" -■ - - ■-.--■- ■' ^:-

Der ßotö* 251 des Servomotors 24Ö ist aüSelrdt» ntechaniech ia Antriebsverbindung trt Aqü Rotöaf 253 eine$ yiohoaetergeneratorii 254 gekoppelt. Der Generator 254 ist. ein konventioneller ttechaelstromgenerator und weist frwei Statorwindungen 255 und 256 auf, dift in räumlichem Abstand

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- to - - ' ■

uni phiuenvor~Gr,ocen zum "Äotor ' 2§y öngeordnei; sind, an don beide '.vinduriQün induktiv jokoppo.lt aind, Bio -Windung 255 weist die iüin* ^ungüi/rnlur.^ dos' TachanofcsrjjanaratQFa auf und ist elektrisch a_;n die ■ ■ '.'.'oQhyclatrofr.vQraor^un^aqueXle 252 und aft eine Warnuchaltün;j5einho$.t · ■■ 257 «ir.^ecchloa-ae-n, die vollständiger veiter unten beaehrioban wird. Die Stat&rwindung 256 i3t die Ausgaftgswiridung des ifochoaqtor30neFa.tQ.ys,-

der Ausgansswindung 2-56 ist an dia Systecerde ge*- löä't. Dia ar.daro Aucganggiclesiinö ist itber einen Serienkoftdenäator 853 W und einen Serionwideratand 259 ^n^d^o ^eoieinsaKie Anschlußklemae 2Ö1* doo Widor3tand3 242 und des Kondensator a 243 In Sintiangslvröis zum 3er vovorjtärkor 245 gelebt. Di'e^s3or Kroie erfordert eine negative Bück" ' kopplunijajchaltuns voa TachomoteruOnorator 254 zurüoic aua Eingang des üervovor^tärkers 245· Vorzusawoiae iat ein paralleler iiCVKrei3 aua einem Kondensator 262 und einem Widerstand 26J in Shunt-Anordnung zur ',/induns 256 angeschloason, um eine Phasen- und AmplitudoneinatQllung dea Außgahs33ignals des Generators su

Das Havigationssyatera 200 weist ferner einen Wogpunkt.-Peilreeolver 264, der im wesentlichen ein Duplikat des EapfangsdatenresplvorB darstellt, Bea^ufolgo weist der Hesolver 264 eine Statorwinduns 2$5 und zwei HotorWindun^en 266 und 267 auf» die mit Abstand und phasen« verschoben zueinander angeordnet sind» Wiederum wurde bei dor handelsüblichen AusfÜhrungaforn der Heaolver 264 ©ine äweita Stator· windung enthalten, aber wiederum ist diese Windung: nicht gebraucht \ \ und wird daher in den Zeichnungen nicht dargestellt. ν '.:"

Die Statorwindung 265 des Wegpunkt-PeilresolVers 264 ist Übe* oittöni_; Transforaator 263 an den beweglichen Abgriff $69 eines Poteniioaetera 271 gekoppelt- Der Abgriff 269 des Potentiometers 271 ist von ggüd mittels kCcicr-ieter Mittel einstellbar, die allgemein durch·:äen iilntfer- · nun^seinotüllknopC-. 272 wiedergegeben aind. per Knopf 272, oäei· irgendeine anduro Zir.utollsinricht-un^, let so kalibriert, da3 er das Potentio-

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mot ti* 271 für variierende Ladialontfornunjcn von der ITavigations-. jjtution 11 u einen ausgewählten. Vcjpunkt einstellen kann. Bio Potentiouut<_r 21} und 27I sind über ein "riciiipotentiomoter 275 ^n eino ükalenfulctorütoueruni; 274 anceachloasun. Die Skalenfaktorcteucruns 274 weist eine· du vielen Abgriffen versehene Verbindung zur Vochselftrouquclle ,252 auf-, na die Amplitude der den Potentiometern 213 und 271 2u~cfiihrton Wechselspannung au ciodifiaieren und daiait verschiedene likalcneeuboreichö für das Navigationcsyatem 200 einstellen zu können.

£s ciiid tiuch Ilittol vorgesehen, um _;yon Hand die V/inkelstellung des Rotors des Hesolvors 264 in Bezug auf seinen Stator einstellen zu können. In Fi£. 1 ist diese Anordnung in vereinfachter Form dargestellt und weist einen Peilwinkeleinstellknopf 275 auf, der mechanisch mit dein Resolvorrotor verbunden ist. Bezüglich beider manuell einstellbarer Einstellknöpfo 272 und 275 80II festgehalten werden, daß geeignete Gervorrtcchanisinon oder ander© indirekt© Gestände anstelle der dargestellten oinfachon Antriebo vorwendet worden können, wenn dies gewünscht wird.

Die Rotorwinduntjen 234 und 235 des Empfangsdatenresolvers 233 und die Rotorwindungon 266 und 267 des Wogpunkt-Peilresolvers 264 sind gemeineaai an den Eingang eines Kurs-Ubor-Grund-Resolvers 277 angeschlossen. Auf diese Weise ist eine Anschlußklemme der Rotorwindung 267 des Resolvors 264 en Erdo gelegt und die andere Anschlußklemme ist an dae eino Ende dor Empfangadatenrosolverwindung 254 angeschlossen, während die andere Anschlußklemme der Windung 234 an eine erste Statorwindung 278 im Kurs-tJbor-Grund-Resolver 277 angeschlossen iat« Die Statorwindung 273 ist wicdorun an Erde gelegt, um den Kreis zu vervollständigen. Eino ähnliche Schaltungsanordnung verbindet die Rotorwindung 266 dos Wegpunkt-Poilresolver3 264 in Reihe mit der Windung 235 des Empfangsdatenresolvers an eine zweite phasenverschobene Statorwindung 279 dos Kurs-Über-Grund-Resolvere 277.

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J)ι»r IiOt-Ji- düü Xurü-Übcr-Grund-Rosolvcra 277 weißt entsprechend den itoicrer* dar oben beschriebenen Resolver zwo! phaaonvercchobene Win-.düngen 281 und 282 auf. Eine Anschlußklemme der Windung 281 ist an Gyetoinerdo gelegt. Die andere Anschlußklemme dieser Rotorwindung des Kurs-Übor-Grund-Resolvers ist an einen Verstärker 283 angeschlossen, dor wiederum seinerseits an eine Detektorschaltung 284 gekoppelt iet. In ähnlicher Weise ist eine AnochlußkIetarne der Eesolvorwindung 282 an Erde gelegt und die andere Anschlußklemme ist über einen Verstärker 265 ^an einen Detcktorkreis 286 angeschlossen. Sie zwei Detcktorkreieo ψ 284 und 286 liefern individuelle Antriobssignale für ein kombiniertes Anzeigeinstrument 52a für die lineare Abweichung.

In dem System 200 enthaltenen geradlinigen Situationsanzeiger 52A werden die vertikalen Bewegungen der sich horizontal erstreckenden Entfernungsanzeigelinie 53A mittels eines geeigneten Meßwerks oder "Motors" bewirkt, der in Pig« 1 durch den Widerstand 291 repräsentiert wird. Es wird ein Widerstand dargestellt, da Vorrichtungen dieser Art gewöhnlich im wesentlichen ohmschen Charakter bezüglich ihres Impedanzverhaltens haben. Das Heßwerk 291 ist an den Detektor 206 mittels einer Bogronzorechaltung 292 angekoppelt. Die Bogrenzorochaltung weist ein Paar Dioden 293 und 294 auf, die mit engegengeaetzter Polarität als Shunt an die Ausgangsklemmen-dos Detektors 206 angelegt sind. Die Schaltung 292 enthält ferner einen Reihenwiderstand 295 und einen Shuntkondensator 296* Man sieht auf diese Weiße, daß die Schaltung 292 Im wesentlichen eine Widerotands-Kapazitäts-Integrationsschaltung ist, die auch dazu dient, die Amplitude des Signalos zu begrenzen, das integriert wird und an das Kotζwerk 29I angelegt wird;

Das Meßwerk oder ein anderer geeigneter "Motor", welcher die Stellung der sich vertikal erstreckenden linearen Verschiebungs-Anaeigelinie 54A ia geradlinigen Situationsanzeiger 52A steuert, iet in Fig. 1 durch den Widerstand 297 repräsentiert. Der "fiotor" zu 297 ist elektrisch en

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• den Detektorkreis 204 über einer, dia Anaprechgeachwindigkeit begrurisunaon Kreis 298 angeschlossen, der generell dem Krei3 292 ähnlich iot. .

Doc-m'olge woiat dar Kreis 298 zwei Dioden 299 und 301 auf, die in 3hunt-3oziohung an die Ausgangsklemmen des Detektors 234, jedoch in umgokohrtor gegenseitiger Polarität angeschlossen sind. Der Kreis 290 woiat ferner oinen Reihenwidoratand 302 und einen Shunt-Konden-"sutor 303 auf und bildet damit einen Wideratands-Kapazitäts-Intcgrationakroio. Zusätzlich weist indessen der Kreis 290 noch oinen zweiten Kondensator 304 auf, der wesentlich grö3er als der Kondensator 303 boae3son ist. Der Kondensator 304 kann in Parallelschaltung zum Kondensator 303 angeschlossen sein oder kann duroh Betrieb eines Schalters 305 von dem Kreia getrennt werden.

Wenden wir uns nun wiederum dom Kur3-Ubor-Grund-Ro3olver 277 zu, so erkennen wir, daß der Rotor diosos lioaolvers, dor die Windungen 201 und 282 aufwoist, mechanisch an den Rotor 331 eines Servomotors 312 gekoppelt ist. Der Servomotorrotor 311 wird auch dazu verwondot, um den Rotor 31J eine3 Steuertransformators 314 anzutreiben. Die Rotorwindung 313 des Steuertransformators 314 ist wieder rückwärts an die Steuorwindung 315 des Servomotor» 312 über einen Verstärker 316 angeschlossen, um einen Null-Such Servokreis zu vervollständigen. Die phasenverschobene Eingangswindung 317 des Servomotors 312 ist an die V/ech3elspannung3quelle 252 angeschlossen.

Der primäre bzw. Steuertransformator 314 weist die Windungen 321, und 323 auf, von denen jede eine mit den anderen Windungen gemeinsame Anschlußklemme hat» Die Windungen 321, 322 und 323 sind individuell an die Solcundärwindungen 324t 525 baw. 326- eines Synchro- bzw. Drchfeldübortrajers 32Q angeschlossen. Dio Windungen 324 bis 326 sind olGiCtrisvjh aneirtander angeschlossen, um die Synchro- bzw. Droh- oder '.■tirsgfendschaltung zu vervollständigen. Dio Primärwindung i>27 d-zz

K H Q 0 5 Q / f. ι» α fii

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^iri^foliüO^rtrajGrs 32ß ist elektrisch an die -Vöchsolspa-nnu-ncaquel-le- ". 2^2 α,-.jj:;o:'.iv.;ccn. Lic V.'iniur.j 327 ist die P.otorvindung für den King-: feldübertragor und ist ttechanisch an eine Xurseinatel!einrichtung angeschlossen, die durch einen Knopf 329 repräsentiert wird. Scr ätouor-. knopf odor eine andere Einstelleinrichtung 329 ist außerdem mechanisch an ein A"JI-Instruciont 52A angeschlossen, das zum Einstelle·!¹, dos Kurses diont, dt-iS i". Fenster 5SA des Instruaentes erscheint. Bei noraalsm Betrieb ist der Einstellknopf 323 unmittelbar in der Nähe des Instruiaen- tee 52A angeordnet, ua bc^uon für den Piloten dazuliegen.

Setrachtüt can r.un die Betriebsweise des vollständigem Flugzeugnavigationsiiyate^s 200, ist wahrscheinlich der beste Startpunkt der VOfi-Hir.pfun^er 32. Der VOR-Iücpfänjer ist mechanisch an ein geeignetes Drehfelddifferential 61 gekoppelt, das ein Teil des 031-Instruaients bzw. automatischen Azimutanzaigers des Flugzeuges ist. Der VQIl-E^pfanger i3t an die -ekundärseito des Synchro- bzw. Ringfolddiffcrentials angeschlossen, wobei dio Priaarsoito an einen geeigneten festen Übertragor.angeschlossen ist, der nicht dargestellt ist. Die Ausgangssignale de3.Differentials o1, dio repräsentativ für die empfangenen Peilsignalo sind, wie sie vom VOIi -Ξαρ fang er 32 abgeleitet werden, werden auf die Eingangswindungen 236 bi3 238 des Steuortransforaatora 239 gegeben.

Iraner dann, wenn der Rotor dos Steuertransformator3 239 nicht genau mit den Prioärwindungen dee Steuertransformators ausgerichtet ist, wie es immer bei einem Wechsel der Peilriohtung der Fall ist, wird, ein Fehlersignal in der Rotorwindung 241 erzeugt und an die Steuerwindung. 247 des Servomotors 243 durch den Kopplung3krsis angelegt, der don " Widerstand 242, den Kondensator 243t άβη Widerstand 244 und den Ver·*- 3tärkor 245 aufwoist. Die resultierende Drehung des oervomotorrötors 253 stellt dün Rotor 234, 235 des Eapfangsdatenresolvers 233 zurück. Auf dicje V/eise wird dia Vinkelorientierung des Rotors des Einpfangs--I..ter.r;jolvc-r£i k-r^ir.uic-rlich bsi einer Position gehalten, :'die' elfte ..;..iil ;;y te; P.ilufij L^;;. 3ich.ur.j lcz ?lu^^cui;G3 ist, \;ic- oie von don ^ijnalon _u. -g-ϊ V;.:-3y^t^^ 32 abjolsitet wird.

\ . ^:„ ..;it r^abtvriri.-ili/'üi· L:..-/--—;hzei

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i)ic· cechunischo Kopplung voci Sorvomotcrrotor 251 zum Rotor 255 'fachcnotergonerators bewirkt, daß der Tachometergenerator ein Aus-Canijöüijncil iasicr dann abgibt, wenn der Sorvoootor rotiert. Das Signal vom Tachometergenerator 254 ist zum Kotorverstärker 245 in einem negativen iiückkopplungskreis zurückgekoppelt, der aus dom Kondensator 253 und den Widerstand 259 besteht. Der negative Rückkopplungskreis funktioniert so, daß er die Ansprechseschwindigkeit des Servomotors bekrönst und so wirksam Wechsel in der Winkelstellung des Empfungsdatonreaolvers 253 dänpft. Entsprechend reduziert der Rückkopplvngskreis dea Tachomotorgenerators den Effekt von Störungen mit hoher Amplitude und kurzer Dauer in den empfangenen VOR-oignalon und ist dabei 3ehr ähnlich einem Tiefpaßfiltor und fördert daboi sowohl die Brauchbarkeit der Information, die aus diesen Signalen abgeleitet und schließlich durch die Winkelstellung des Empfangsdatenresolvers 235 repräsentiert wird. Man erkennt, daß die mechanische Verbindung vom Motorrotor 25I zurück zum Steuertransformatorrotor 24I eine nullsuchendo Servoanordnung orfordert, wie diese, die weitor oben bo- schrieben ist, bei der die Drehbewegung des Servomotors unterbrochen wird, sobald der Rotor des Steuortransformatora wieder in Ausrichtung zurückgestellt wird, und zwar entsprechend den veränderten Signalamplitudenbedingungen in der Primärseite des Steuertransformators.

Zusätzlich zur Peilinformation, die dem Empfangsdatenresolver 233 mittels der Winkeleinstellung des Resolverrotore 251 des Servomotors 248 mitgeteilt wird, ist es auch notwendig, dem Resolver Entfernungsinformation zu geben. Dies geschieht dadurch, indem man den DKE-Empfanger 34 mit dem Potentiometer 213 verbinde^. Auf diese Weise ist die Amplitude des der Statorv/indung 232 des Resolvers 233 zugeführten Eingangssignal proportional zu der Entfernung des Plugzeuges vom Navigationssystem. Wenn dies der Fall ist, kann ma,n zeigen, daß das Auscangssignal einer der Windungen 234 und 235 d-ie Form R¹ ein Θ¹ hat, wobei R¹ die Entfernung des Flugzeuges vom Navigationssystem als Ableitung vom·

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L-:';«-;j..-.,%ftinker 54 und O¹ den Pcilwinkel in Bcsuj auf magnetisch Kord an eier Station in Ableitung von VOR-Empfanger 32 repräsentieren. 'Der KoL-olver 2J3 bildet auf dieoa Weise einen Κ-Θ-Computer.

Der V/cgpunkt-Peilwinkolresolver 264 funktioniert in genau der gleichen V/eise wie der Eapfanjsdatenrosolver 233» jedoch auf der Basis der Entfernung der Navigationsstation von einem in vorbestimmten Entfernung befindlichen Uogpunkt und der Peilrichtung des Wegpunktes in jezug auf magnetisch Nord an dor Station. Der Pilot wühlt einen goge-

k benen Wogpunkt aus, zu dom er zu fliegen wünscht, einen Punkt, der innerhalb der Empfangaontfernung der Signale von der VORTAC-Station befindet, auf die die Empfänger 32 und 34 abgestimmt sind. Die Entfernungaeinstellmittel 272 eind auf die Entfernung R" von der Station zu dem ausgewühlton Wegpunkt eingestellt. Als eine Konsequenz wird ein Signal mit einer zu dieser Entfernung proportionalen Amplitude der Eingangswindung 265 dee Wegpunkt-Peilresolvers 264 zugeführt. Die Peilung in Bezug auf don ausgewählten Wegpünkt (Winkel Θ") wird dom lleoolvor zugeführt, indem man die Peileinstollmittel 275 einstellt, wobei die Sokundäreeite 266-267 dee Reaolvere in eine Orientierung gedroht wird,· die für die Peilung repräsentativ lot. Konao^uentorwüißo sind die in den Windungen 266 bis 267 induzierten Amplituden und Phaeonbeziehungon repräsentativ für die geradlinigen Koordinaten des

) V/egpunktes in Bezug auf die Navigationsstation. Das bedeutet, daß der

Resolver 264 ale ein R-9-Computer in Bezug auf die Stelle des Wegpunktee wirkt. -

Die Ost-West-Koordinatensignale von den Reeolvern 233 und 264 könnten voneinander in einem geeigneten elektrischen Kreis subtrahiert werden, um ein Signal zu entwickeln, welches für die Auswanderung des Flug« zeugcs aus dem direkten Weg zu dem Wegpunkt in dieser Koordinatenrlohtung eine Anzeige bildet. In ähnlicher Weise könnten die Nord-Süd» Koordinatensignale von den zwei Reeolvern voneinander so subtrahiert

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. wordort, da3 ein Abwoichungsaignal entwickelt wird, -das für dio Differonz ' awiaohon -den Peildaten des Vcgpunktos und den aktuellen Poildaten in dieser Richtung repräsentativ ist. Diese Information würde jedoch noch in willkUrlichon Nord-3Ud-und Oat-Wost-Koordinaton gegeben sein, und eine Darstellung dor Informationwürde wesentliche Schwierigkeiten in Bo:juj auf don Skalonfaktor der Anzeigemittel 52A bieten.

Iq Computersysteia 200 werden die zwei Sätze von Koordinatensignalen, dio oinerseite in der Windung 234 des Erapfangsdatonreaolvera und andererseits im Wegpunktrejolver 26? entwickelt werden, wirk3aa voneinander mittels der Sorienvorbindung dieser Windungen subtrahiert, so daß das der Eingangswindung 273 dos Kurs-Über-Grund-Bösolvers 277 zugefiihrto Signal ein Differonzsignal aufbaut, welches für die Abweichung länge oinor Koordinatenachse repräsentativ ist* In ähnlicher Weise repräsentiert das vereinigte Signal von den Windungen 235 und 266, welches quer üur Eingangswicklung 279 des Kurs-Über-Grund-Hesolverj erscheint, ein dor anderen Koordinatenachse zugeordnetes Pifforenzsignal. ^s ist jedoch noch eine weitere Auflösung dieser Signale erforderlich, bevor uie den Anzeigemittoln 52Δ zugeführt worden.

Demzufolge ist es in höchsten Grade erwünscht, daß die Darstellung 52 in Ausdrücken der dem Piloten gegebenen Anzeige längs des Kurses Über Grund bzw« tatoüohlioh vom Flugzeug verfolgten Kurses orientiert ist. Hoch wichtiger ist dabei dor folgende Gesichtspunkt; es ist nämlich wünschenswert, die Darstellung längs des Kurses über Grund zu orientieren, USi eine Ausweitung des Skalenfaktors der Anzeigemittel bis zu einem Maximum zu ermöglichen und so eine genauere Steuerung von Abweiohungeff gogenüber dem Kursus über Grund au liefern. Um dieses Ziel zu erreichen, wird der Rotor 281, 282 des Kurs-Übar-Grund-Rßsolvara 277 von dem Piloten in eine Stellung orientiert, die repräsentativ JtUr'

die aktuelle Peilung bzw. Richtung ist, längs derer das Flugzeug zu dom Wegpunkt fliegen will. Dar Pilot stellt die Einstellmittel 229 so ein, daß der Rotor 327 das Synchrotransmitters 328 auf eine Stellung

orientier» wird, dio repräsentativ für die ^c-vüruchto Peilung bzw. ;lic;itur_v; ijt. Die erforderliche V.'inkelinfornation wird dora Stouertrar.oi'or;.".ϊϊογ 3"i4 zugeführt, der den Servomotor 311 antreibt, bio dor Jervosotor den Rotor 313 des Steuertransforaators auf eino Null-Stellung zurückorientiert. Dio Winkelbewegung des Sorvomotorrotor3 311 3tollt wirksam den Rotor 281, 282 des Kurs-über-Grund-Ro3olver3 in die gewünschte Position zurück, dia für die Orientierung des Flugwegoa repräsentativ ist.

fc Die Xoordinatendrehfunktion das Kurs-Über-Grund-Resolvers 277 kann vielleicht am besten unter Bezugnahme auf daa Plugzeug verstanden werden, welches länge oinea ausgewählten Kurses über Grund zu oinoGi Wegpunkt fliegt. Dio anfängliche Information in Bezug auf dio Stellung doe Flugzeuges wird im Enpfangsdatenre3olvor 233 ^au^ äer Basis der Ost-Vööt- und Nord-Süd-Koordinaten Xt und Yl entwickelt. Der Kurs-Ubor-Grund-Resolver 277 arbeitet wirksam so, daß er das Koordinatensystem so dreht, daß die Information, welche schließlich den Anzeigemittoln präsentiert wird, mittol3 derer der Pilot navigiert, in Ausdrücken der gedrehten Koordinaten X2 und Y2 ausgedruckt wird. Man sieht deshalb, da3 der Kurs-Ubor-Grund-Resolver eine doppolte Funktion hatj einerseits dient er dazu, die Wegpunkt-Peilrichtungsinformation vom Resolver 264 und die laufenden Positionsdaten vom ilesolver 233 aufzu-

h addieren, und zur gleichen Zeit dreht er die von diesen beiden Resol« vern erhaltene Information so, daß Ausgangssignale in einem Koordinatensystem entstehen, das sich längs des projektierten Kurses über Grund de3 Plugzeuges orientiert ist.

Daa in dor Windung 281 des Kurs-Über-Grund-Hesolvers 277 entwickelte Signal ist direkt für die lineare Versetzung des Flugzeuges zur linken oder zur rechten des ausgewählten Kurses über Grund zum Wegpunkt bzw. dem Bestimmungsort proportional, in Richtung zu dem sich das Plugzeug bewegt. Nach Verstärkung im Kreis 233 und Ermittlung (Detection) im

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⁸AO ORIGINAL

ΛΓΰ-ic 23.; wird dieces Signal dec MoSwerk oder !!otor 297 zugeführt, wo!eher, αοη Linku-Rochts-Indikator 54A ins Instrument 52Λ. antreibt. Dan ;ίι.·,τ. "Keior" 297 zujoführto Signal ist ein Gloichatrcr^icnal, diu Arr.nlitudö der erforderlichen Bewegung wird durch die Amplitude des Signals repräsentiert und die Bewegungsrichtung durch die Polarität des Signals.

Die Ansprechgeschwindigkeit dos Motors 297 und damit auch die Bewcguno'sccöchwindiskoit des Indikators 54Λ ist auf ein vorgewähltes Maxicura mittels der Begronzerschaltung 290 begrenzt. Die beiden Dioden 299 und 501 setzen wirksamorwoise eine Maxinalgrenzo für die Amplitude dos Signals. Typisch ist, daS dann wenn Silikon-Dioden verwendet worden, diese Grenze sich bei etwa 0,6 V befindet, während bei Verwendung von Germanium-Dioden die Signalamplitudonbegrenzung sich in der Größenordnung von 0,5 V befindet. Bei irgendeinem Eingangssignal, welches der Amplitudenbegrenzung gleich ist oder diese Überschreitet, ist das dem Motor 297 zugofiihrte Signal da3 Zoitintogral dos empfangenen Signals mit einer Intogrationsgeschwindigkoit, die durch die Abmessung der Kondensatoren 303 und 504 und die Impedanz des Widerstandes 302 bestimmt wird. Bei normalen Linienflügen wird der Schalter 305 geschlossen, so daß der Kondensator 304 in der Intogrationsschaltung wirksam ist.

Dio Begrenzungsschaltung 298 sollte 80 konstruiert oder einge3tollt worden, daß sie an den normalen Betriebsgeechwindigkoitaberoich dee Flugzeuges angepaßt ist, in welchem die Schaltung eingebaut ist. Dies kann durch 3poziolle Auswahl des V/iderstandes 302 und der Kondensatoren 303 und 304 erfolgen, um eine Integrationsgeschwindigkoit und damit ,eine Ansprechgcschwindigkoit zu erzielen, die zur Kaximalgeschwindigkoit des Flugzeuges korreliert ist. Andererseits kann eine standardisierte Baueinheit zur Verwendung in allen Flugzeugen gebaut werden, wobei dann der Widerstand 302 oder der Kondensator 304 oder beide Elemente einstellbare Vorrichtungen sein können, die eine Einstellung der Bcgrensungsntihaltung in Anpassung an die aktuellen. Navigationsorfordernisee des Flugzeuges ermöglichen.

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Kan erkennt, daß dor Begronzer 293 so funktioniert, daß or eitle oaxiialo Aneprochgoßchwindigkeit für die Links-Ee'ehts-Abweichungsanzeigemittel 54A im Instrument 52A bildet. Aufgrund der Signal-. information, die in Bewegungen des Anzeigers 54A in Ausdrücken linearer Verschiebung übersetzt wird, und zwar unabhängig von der Winkelstellung des Flugzeuges in Bezug auf die Navigations tation, sind die Bewegungen des Indikators 54A stets in'Einheiten der Flugzeugbewcgur.gen in Meilen pro Stunde ausgedrückt. Auf diese Weis© begrenzt das Vorsehen einer festen maximalen Anspreehgeschwindigkait des Anzeigers 54A automatisch und.von Natur aus die Ansproehgeeehwin- W digkeit des Inetruments gemäß den aktuellen Navigationserfordernissen des Flugzeuges, solange wie die maximale Begrenzung in richtiges? Weise auf die Flugzeuggeschwindigkeit bezogen iet.

Die Steueranordnung für den Hin- und Her-Indikator 53A des Inetruments 52A ist im wesentlichen ähnlich der des Indikators 54 für die Links-Rechts-Abweichung. Demzufolge wird das Ausgangssignal vom Kurs-ÜbGr-Grund-Resolver bzw. seiner Windung 282 in der Schaltung 285' verstärkt und im Kreis 286 ermittelt (Detection). Das resultierende ßlaichstromsignal wird über den Begrenzer 292 an das Meßwerk bzw. den Motor 291 im RSI-Instrument angelegt. Wiederum sorgen die beiden Dioden 293 und 294 für ein festes Maximum des Signals, welches -den Anzeigemitteln zugeführt wird. Dartlberhinaus wird dieses Signal im Falle von Signal-" niveaus oberhalb des Maximums in dem RC-Integrationskreis 295 b*⁸ 296 zeitlich integriert. Durch geeignete Auswahl des Kondensators 296 und des Widerstandes 295 in Bezug auf die typischen Spannungen der Dioden 293 und 294 liefert der Begrenzerkreis in wirksamer Weise eine maximale Ansprechfjeschwindigkeit der Bewegungen des Hin- und Her-Indikators 55A, in direkter Korrelation zu den Navigationserfordernissen dos Flugzeuges*

Es sollte festgehalten v.'erden, da3 der RSI-Indikator 52A eine Repräsentation erfordert, die in Bezug auf den Bildoarstellungsindikator 52 zurilckla,ufor.d ist. Auf diese Weise repräsentiert der Schnittpunkt der Indikatoren 53Λ und 54-· den Wegpur-kt, zu dem sich das Flugzeug bewegt.

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*' BAD ORIGiMAL

Dae zentrale Indikatoroleinent 55A repräsentiert das Flugzeug, Das · . Teil 55^A kann mit dem Flugzeugkompass drohbar verbunden werdsn, um den Stöuorkurs dee Plugzeuges anzuzeigen.

Bei dam Coaputsrnavigationssystera 200 ist es bsdeutsasj, daß eine "Glättung¹¹ der Peildaten vom VöR-Smpfänger an zwei Stellen in der Schaltung ausgeführt wird. Dia anfängliche Glättungs- oder Pilterungswirkung entsteht in der Servoschleife, welch© den Steuertransfortaator 239» den Servomotor 248 und den Tachometergenerator 254'aufweise. Bae "vorvorschlüsselnde" Glätten bzw.· Filtern der vorübargehand auftretenden Impulse mit relativ kurzer Sauer und hoher Amplitude, die häufig im Auc^angsaignal- eines VQH-Espfängers 32 vorhanden sind,ist sehr erwünacht und verbessert wesentlich dia Brauchbarkeit der Peilinformation, welche den Smpfangsäateiaresolver 233 übermittelt wird. Die vorverschlüssslndo Glättung dar Psilsignalinfornsation wird jedoch ohne Bezugnahme auf dia Versetzung gegenüber der/ Kavlgationsstation vorgenommen und ohne speziolle Bezugnahme auf den Geschwindigka'itsbereich des Flugzeuges und roalisiart daher nickt die vollen. Vorteile der Erfindung» Als alternativer Weg, um eine proportionale Entfernungsfilterung zu erhalten, kann der Auegang des DME-Srapfängers 34 si* dens Tachometergenerator 254 statt mit dem Abgreifer 214 verbunden sein.

Die zweite Glittungs« oder Filterungswirkung wird in den Begrenzern 292 und 29a bewirkt und ist direkt 2ubj Geschwindigke'itabereich das Flugzeuges und zur Versetzung- des Flugzeuges gegenüber der Navigationsstation korreliert. Ib der Theorie reichen die Begrenzungen der Ansprechgeachwindigköit, welche duroh die Steuermittel 292₈ 298 für die Ansprechgeschwindigkeit vermittelt werden sue» um die gewünschte Verbesserung an Genauigkeit und Brauchbarkeit de? PeiIdatan zu erreichen. In der Praxis seigt das dargestellte System, bei dem einige Glättung vor Verschlüsselung im Datenresolvsr 2JJ und einige weitere Glättung spSter bewirkt wird, dazu₈ konsistentere und geneuere Resultate zu produzieren.

?! 0 S 0 / 0 § 8 9

Während dor Zeit» während der das Plugzeug den ausgewählten Kurs 3bor Grund zu.einem bestimmten Vogpunkt herunterfliegt, bloibt dor Kondensator 304 in dea Begrenaun.gskrei3 293 angeschlossen. Am ersten Vc-gpunkt eines Fluges niuS jedoch der Pilot das System 200 auf einen weiteren Wo-jpunkt zurückstellen und normalerweise das System auf eine andere VORTAC-Station einschliisseln. Die Zeitverzögerung beim Ansprechen des Links-Reoht3-Indikator3 54A₁ die durch daa Vorhandensein dos Kondensators 304 in der Schaltung bewirkt wird,. kann dann zu groß sein, ua eine schnelle Einstellung des Systeas durch den Piloten zu erlauben. Wenn sich der Kondensator 304 in der Schaltung P befindet, kann es zehn bis zwanzig Sekunden zur Systeme ins tellun/j ausmachen, während die Verzögerung auf fünf Sekunden oder woniger gehalten worden sollte, um die Pilot die Möglichkeit zu geben, die vollständig© Verschlüsselung in einer brauchbaren und bequemen Weise vorzunehmen. Aus diesem Grunde ist der Schalter 305 vorgesehen» welcher deai Pilot ermöglicht, den Kondensator 304 abzutrennen und dadurch ein bedeutendes Anwachsen in der Ansprochgoschwindigkeit dös RSI-Instrumcntea und insbesondere des Indikators 54A zu erreichen, wann das System auf einen neuen Wegpunkt oder Kurs eingestellt wird. Der Schaltsr 305 wird auch dann geöffnet, um die Ansprechgeschwindigkeit zu vergrößern, wenn daa Flugzeug ia Zielgebiet manövriert, ua ein rapideres Ansprechen des Instrumentes für die Vorbereitung der Landung zu ermöglichen.

' Der geradlinige Situationsindikator 52A, wie er bei dem System 200 bestätigt wird, weist zwei individuelle Indikatorinitte 1 auf, die beide KursabweiÜbungen des Flugzeuges anzeigen und die. beide teilweise sowohl da» vom VOH-Empfänger 32 entwickelte Originalpeileignal und auSer« des das vos BMH-Empfänger 54 entwickelte EntfernungS3i£nal verwenden. Auf diese Weise ist das Indikatorelement 53A ordnungsgemäß hauptsächlich ebenso durch das Peileignal als auch durih das Entfernung jignal gesteuert, da der Cooputerabschnitt des Systems 200 beide Signale bo~ nötigt um die Relativstellung des Plugzougc3 in geradlinige bzw. rechtwinklige Koordinaten aufzulösen und dieselben auf der Basis dos vorbe-

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BAD ORIGJMAu

utintster. 7\urac3 über Grund zu präsentieren, der im Hocolver 277 oincostellt ist. Auf dicso Weise ist die Korrektur und die Kompensation "in. Bozu/: auf fehlerhafte Abweichungen in beiden Kavigationasignalen bedeutend bezüglich beider Indikatortnittel 53A und 54A der Vorrichtung 52Λ, und aas ist auch der Grund dafür, daß die zwei Steuermittel 292 und 293 zur Begrenzung der Kaxioalen Ansprechgeschwindigkeit dor Indi» · katormittel in daa Syetera eingebaut sind.

Bei der Auswahl der maximalen Grenzgeschwindigkeit des Ansprechens dee Indikatorinstrunents oder anderer Indikatormittel in irgend eines der oben beschriebenen Systeme ist ein wesentlich bestimmender Faktor die maximale Betriebsgeschwindigkeit des Flugzeuges. Indessen sollte die Begrenzung der Anaprechgeachwindigkeit dee Instrumentes oder anderer Indikatorraittel nicht so gewählt werden, daß sie tatsächlich mit der maximalen Geschwindigkeit dos Flugzeuges übereinstimmt» Wenn beispielsweise die volle Skalonbroite des Darstollungsfeldes beim Instrument 52A Gleich vior Meilen eingestellt wird, indem man die Skalenfaktoreinotellung 274 benutzt, und die Maximalgeschwindigkeit des Flugzeuges forner vier Keilen pro Minute beträgt, soll die Ansprechgeachwindigkelt des Indikators 54A nicht auf eine Geschwindigkeit begrenzt werden, die eine volle Minute erfordert, damit das Indikatorelement die volle Inatruacntcnbreito durchmißt. Stattdessen sollte eine Maximalgeschwlndigkuit gewählt werdön, die repräsentativ für eine merklich höhere Flugzeuggoschwindigkoit ist, um es zu ermöglichen, daß das Flugzeugnavigations3y£3tem auch noch dann wirksam arbeitet, wenn das Flugzeug ©inen Rückenwind beträchtlicher Stärko hat. Bei in großer Höhe und mit hoher Ge3ch'..'inci£keit fliegenden Flugzeugen, wie bei Düccnnaschinon, die Gesühwinaijkoiten von mehr als 6OO Keilen pro Stunde fliegen können und die in einem Düconstrom arbeiten können, sollte die maximale Ansprechgcschwir.iigkeit dor Indikatornittel der maximalen Geschwindigkeit des Flugzeuges plus einem Zuwachs in der Größenordnung von I50 Meilen pro Stunde sein, um einen wirksamen Betrieb mit einem Düsenstromrückwind

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zu Grncjlichon. Für lengsamer fliegend· Flugzeuge, äie auf den Betrieb in niedrigeren Höhen, beschrankt sind, kann eine kleiner® ZuvachcadJition zur tatsächlichen maximalen Fluggeschwindigkeit vor·» "genosmen werden, wenn nan die Begrenzungsgeschwindigksit des lastFumen» . tenanupre-chens bestimmt.

.Das üyotom 200 enthält einen Varnkreis 257j der mit der Eingangswindung 255 des Tachometergenerators 254 verbunden ist. Dia Warnschaltung 257 ist außerdea mit der Rotorwindung 241 des Steuertransformators 239 über einen Verstärker 531 verbunden. Zusätzlich sind elektrische Verbindun^on vom DME-Erapfänger 54 und vom VOR-EmpfängeP 32 zum Warnkreis 257 vorgesehen.

Fig» 3 illustriert in einem Blockschaltbild das System der Erfindung, welches zur Korrektion von Schrägentfemungsfehlern dient, und weist einen Vek/toranalogcooputer I4 ähnlich dom in Fig. 1 gezeigten auf mit einer Rho-Eingangswelle 272, einer Θ-Eingahgswelle 275 und einem Einstellknopf 329 für den Winkel des Kurses über Grund«

Ein Schrägentfernungs-Flugwegcomputer, der im ganzen mit 16 bezeichnet ist, espfängt ein Versetzungseingangssignal auf einer Leitung 17 voa Vektoranalogcomputer Η und führt ein SchrägentfernungS3ignal auf einer Leitung 18 zum Vektoranalogcomputer und gibt dabei einen fiadiälvinkel dem Voktoranalogcomputor auf einer Laitung I9 auf. Der DME-Empfanger 34 gibt ein Eingangssignal zum Schrägentfernungscomputer 16 auf Leitung 42 und gibt ferner ein Eingangesignal zur Difforentiatöretufo 22, die ein Eingangssignal zum Schrägontfernungacomputer 16 auf Leitung 15 gibt.

Icr VC-'ί-Empfanger 32 gibt ein Eingangssignal an άοη Schräyentfernungscoaputer 16 auf Loitur.j JI und auScrdera ein Eingangssignal an die . Lifferc-ntiatorstufe 24, die ein Eingangssignal an den Schrägentfernungscomputer 16 auf Leitung 60 gibt.

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Der Vektoranalogcomputer 14 gibt ©in die zu durchmessend© Entfernung ' angabendes Signal auf der Leitung 26 an das Keßwerk 27₉ welches den Indikator 53 A steuert, der auf dem Indikator 52A vertikal in Bezug auf das Flugzeug 55A eine Bewegung ausführt.

Der Schrägöntfemungs-Plugwegoampttter 16 erzeugt ein Versetzungssignal auf einer Leitung 28, die durefe ein Meßwerk gespeist wird, da3 einen Indikator 54A bewegt, der wiederum die Orientierung des Flugzeuges in Bezug auf den Kurs über Grund anzeigt.

Pig. 4 ist eine mehr ins einzelne gehende Ansicht des Tektoranalog·« computers 14t d®** an <*©» gchrägentfernungs-FlugwogcGaputer ΐδ angeschlossen ist. In dieser Ansicht ist der in Fig. 1 dargestellte VektorönalogcöDsputer gemäß den Fig. 3 und 4 modifiziert, um ihn an dö» Schrägentfernungacomputer 16 unter Elimination des Schrägentfernungsfohlers anzuschließen.

Beim VOR«Smpfgnger 52 ist die Ausgangswelle von de® OBI-Bifferential 61 abgetrennt,und ein elektrisches Eingangssignal wird von dem YOR-Empfänger über die Leitung 351 an den Schrägontförnungs-Elugwegcoaputor 16 gosoben« Die Dif.ferentiatorstufe 24 empfängt außerdem jedes elektrische Eingangssignal voa Empfänger $2 und gibt ein Eingangssignal auf den Schrägentfer.nungscoaputer 16 auf leitung 60. Bar Sohrägentfernungscotnputer liefert sin elektrisches Eingangssignal über Leitung an einen Konverter odei Wandler Jö, der das elektrische Eingangssignal in eine Wellenstellung wandelt und es mittels der Walle 37 zur Lageeinstellung dea OBI-Differentials 61 verwendet. Der sekundäre V/egpunktrssolver 401 und de? sekundäre Kurs-Uber-Grund-Resolver 402 sind 2usainiaonaddiert, um ein Signal zu erzeugen, das in den Verstärker 285 anstelle de3 durch die Resolverwindung 284 erzeugten Signales eingegeben' wird* Das Ausgangssignal des Detektors 286 gelangt durch die Schaltung 292 und ist durch Leitung 1? an den Eingang des Schrägent-

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fernungscoapxjters angeschlossen. Bin Ausgangssignal wird der Leitung 2$ zugeführt» welches das Meßwerk 291 antreibt» welches seinerseits den Indikator 54^ <*^e3 Indikators 52A steuert.

Der DM3-Za?fänger 34 wird von dem Abgreifkontakt 214 getrennt und elektri3ch an den Schrägentfernunss-Flugwegcoaputer "*& durch. Leitung 42 angeschlossen. Ein Au3gangssignal vom MS-Etapf&nger wird auflerdea der Differentiatorstufe 22 zugeführt, welche ein Eingangssignal an den SchrägGntfornungs-Flugwegconjputer 16 gibt. Sin Ausgangssignal wird von dem Computer 16 über Leitung .18 an ein Servosystem 46 gegebon_s P welches eine Ausgangswelle 47 enthält, welches die Lageeinstellung des Abgreifkontaktes 214 bewirkt.

Der Schrägentferaungs-Flugwegcomputer ist im einseinen in Pig. 5 dargestellt. Sr empfängt ein Eingangssignal vom Vektoranalogcomputer I4 auf Leitung 17, ein Eingangssignal vom DKE-Empfanger 31 auf Leitung 42, ein Eingangssignal von der Differentiatorstufe 22 auf Leitung 50» ein Eingangssignal von einer Luftgeschwindigkeitsvorrichtung 70 auf Leitung 59» ein Eingangssignal von deaa VOR-Empfänger 32 auf Leitung 31 und ein Eingangssignal von de; Differentiatorstufe 24 auf Leitung βΟο Dor Flugwegcoaiputer liefert ein Ausgangssignal euf Leitung I9 an den Konverter oder Wandler 36» welcher die Lage des OBI-Differentiale 61 über die Welle 37 bestimmt, und liefert ein zweites Ausgangssignal * auf Leitung 23, welches ein Kursabweichungssignal darstellt, welches das Meßwerk 29 des Indikators 52A antreibt.

Wie weiter oben gezeigt wurde, werden der korrekte Hadialwinkol und das korrekte Kursabweiohungssignal von don Gleichungen I und II berechnet.

Der Abschnitt 71 von Fig. 5 io oberen Teil der Zeichnung löst Gloichun£; II in Bezug auf die zeitliche Ableitung dos Radialwinkels bezüglich der Zeit. Dar Abschnitt 72 stellt die Lösung in 3ezug auf die zeitliche Ableitung dor Sohrägentfernung dar.

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Sine Additionsatufo 100 empfängt ein Eingangssignal auf Leitung 60 von: Difforcntii.l-iuoticnten des Radialwinkels und liefert ein Aus- <jn.n>G3i,:n'il eine Integratorstufe 101. Eine zweite Additionsctufe 102 empfingt das Ausgangs signal dee Integrators 101 und ein Einjar.jüsiijnal über Leitung 31 von VOR-Enpfilnger J2. Das aus der Additions» stufe 102 konner.de Signal ist proportional dem Radialwinkel. Ein Sinusr quaclra::-?unktionsgenerator 103 empfängt das Signal von der Additionsstufe 102 und wandelt es in ein Ausgangssignal, das proportional zum Sinusquadrat des Radialwinkels ist.

Ein Wandler 104 empfängt ein Ausgangssignal von dem Luftgeschwindigkeitsübertrager 70 auf Leitung 39 und wandelt es in irgendeine negative Spannung, um ein Signal proportional zur negativen Geschwindigkeit zu erzeugen.

Ein Verstärker 107 empfängt das Versetzungssignal von Leitung 17 und erzeugt oin Ausgangssignal» welches reziprok zum Eingangesignal ist. Eine Modifikation3stufe 108 empfängt die Signale vom Inverter 104 und vom Umkehrgenerator 107 und multipliziert beide Signale miteinander. Eine Kodifikationsstufe 109· empfängt das Ausgangssignal der Modifi- ·« kationastufe 10.8 und ein Eingangssignal von dem Sinusquadrat-Funktionagenerator 103 und multipliziert beide Signale miteinander, um ein proportional zum zeitlichen Differentialquotienten des Radialwinkcls gnwonnenc·." Signal zu erzeugen. Dieses Signal wird durch Loitung 111 zum Eingang der Additionsstufe 100 gegeben. Das Ausgangssignal der Addition^stufe 102 wird auf Loitung 19 gegeben und ist proportional zum korrekten r.cdialwinkol.

Dcü :-:ur;-;.Lveichunössignal wird durch den Abschnitt J2 berechnet. Dieser Abschnifw weist eine Additionsstüfe 112 auf, welcher die zeitliche Abloitun~ icü Schrägentfernungssignalea auf Leitung 50 von der 3iffercnt.;-lj^-„fc 22 erhält und ein Ausganjcsijnal an die .Integrationsstufe 1'; gibt. L'ine /.dditionsstufο 114 ccpfUr.gt das Au3jangssignal ac-r Ir.z-:.7--Mi.;ncstufe 113 und ein Schril;cr.ifcrnungssignal über leitung 42 ν.:.v. I..:;-::.:.pfänjer 34.

9098 50/0 98 §

Kin Tangenz-Funktionaeenerator 116 empfängt ein Eingangssignal von dor Additionsstufo 102, welches proportional zum Radialwinkel ist, und erzeugt ein AuG£angS3ignal, welches proportional zum Tangenz '. dos Radialwinkeis ist. Eine Multiplikationsstufe 117 empfängt das Au3ß'in£jG3ignal des Tangenz-Funktionsgenerators 116 und das Ausgangssignal der Additionsstufe 114 und produziert ein Ausgangesignal welches proportional dor Schrügentfernung mal dea'Tangonz des Radialwinkels ist. Ein das Reziproke erzeugender Generator 118 empfängt das Ausgangssignal der Multiplikationssiufe 117 und orzeugt ein Ausgangssignal gleich einem über der Schrägentfernung multipliziert mit dem Tangenz des Radialwirikels* Eine Multiplikationsstufe 119 empfängt das Ausgangssignal des die reziproke Funktion erzeugenden Generators 118 und ein Eingangssignal von der Luftgeschwindigkoitevorrichtung 70 auf Leitung 39 und ein Eingangesignal vom Detektor 286 auf Leitung 17· Die Multiplikationsstufe 119 multipliziert die drei Eingangssignale miteinander und erzeugt ein Ausgangssignal welches gleich dor zeitlichen Ableitung der Schrägentfernung ist·. Dieses Ausgangs signal wird durch die Leitung 121 dem Eingangssignal der Additionostufe 112 zugeführt. Leitung 28 führt das Kursabweichungssignal dem Indikator 52 zu, um dan Maßwerk 54A vom Ausgangesignal der Xntogrationsstufe 115 zu bewegen.

Auf dieee Weise sorgt der Schrägentfernungs-Flugwegcomputer 16» der in Fig. 5 dargestellt ist, für eine Korrektur der Schrägentfernung. Die verschiedenen Betriobsverstärker und Funktionsgeneratoren sind alle wohl bekannt für den einschlägigen Fachmann. Beispielsweise sind viele der im Computer 16 verwendeten Funktionogeneratoren auf den Seiten 19-2 bis 19-21 des bei McGraw Hill Book Co. veröffentlichten Buches "Waveforms" von Chance u. a., M.I.T. Radiation Lab Seriee, Band 19, Kapitel 2 illustriert. Die Sinusquadratfunktion kann erhalten werden, indem man die SinusfUnktion zweimal entwickelt und die Resultate miteinander multipliziert. Die Tangenzfunktion kann erhalten werden, indem man die Sinus-und Kosinusfunktion erhält und die Resultate dividiert.

9G98SÖ/Qtil . ; .·

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Eü können auch Computer'verwendet werden, welche Funktionen aus Uoihonontwicklungon berechnen. Beispielsweise.- hat man einen Digitftlcomputer benutzt, um aktuelle Flugbodingungen zu simulieren,

Fig. 6 stellt eine Illustration dar, wie die Differentialgleichungen I und II wirksam für eine Korrektur dos Sohrägontfernungsfehlors "E" aorijcn. Bio Bezugazlffer 11 repräaantiert eine Bodenstation, die von einem Flugzeug für ITavigationsztiecko benutzt wird. Infolgo der Höhe doa Flug-zouga über der 'Bodenstation positioniert die durch ein Flugzou^navigationasyatani ohne Anwendung der Erfindung berechnete Schrägontfornung "SR" das Flugzeug auf einen Punkt des tatsächlichen Elugwoge3 ohno Korrektur. Ein System, welches die Erfindung verwendet, berechnet oinon Punkt unterhalb des Flugzeuges, welcher dieselbe Entfernung von der Station hat wie die Schrägentfernung "SR* zu dem "tatsächlich geflogenen Weg ohne Korrektur" und bestimmt die Stellung des Flugzeuges als Punkt oberhalb dieser Bodenposition. Dor mit "gewünschter Weg und mit Korrektur geflogener Weg" bezeichnete Punkt zeigt die Stellung des Flugzeuges bei Anwendung der Erfindung an. Bor Schrii^antfernungsfehler ist mit "E" bezeichnet und ist gleich dom horizontalen Abstand zwischen dem "tatsächlich geflogenen Weg ohne Korroktur" und den "gewünschten Weg und mit Korrektur geflogenen Weg".

Patentansprüche

"j \ _t -/ /Sf* SStISf/fttS · BAD OBlGlNAU

Claims (1)

1. ι»λτ;-;γ.τ..;« v/AKiT «ßoo K

   A-223

   Patentansprüche

   .j Flugzeugnavigationssystera zum Fliegen eines gegenüber einer 3ende3tation versetzten Kurses und mit Korrektur eines Schrägentfernungsfehlore ohne Verwendung eines Höheneinsang33ignals, gekennzeichnet durch einen Ver3etzung3kurscoraputer mit Eingangsmitteln zum Einstellen der Koordinaten eines gewünschten Wespunktee und de3 gewünschten Kurs-Über-Grund-Winlcels, einen Schrägentfernungs-Flugwegcomputer, der ein Versetzungssignal von dem Versetzungskurscomputer empfängt und ein korrigiertes Schrägentfornungssignal und einen korrigierten Radialwinkol an den Versetzungskurscoaputor gibt, eine Zusatzeinrichtung, die ein Kursabweichung33ignal voa Schrägentfernungs-Flugwogcomputer und ein für die zu gohende Entfernung repräsentatives Signal voa Versetzungskurscoaiputor empfängt, einen Sntfornungome3enpfanger, der ein Eingangssignal an den SchrägentfornungacocapUter abgibt, einen VOH-Ea:pfänger_e der ein Eingangssignal an den Schrjigentfernungecomputer gibt, und einen Geschwindigkeitslibertrager, der ein Eingangssignal an den Schrägentfernungscomputer gibt.

   2. Flugzeugnavigationssystem nach Anspruch 1, gekennr zeichnet durch eine erste Differentiator-■ stufe, die ein Eingangssignal von dem Entfernungsmeßoapfängas¹ empfängt und ein Eingangssignal en den Schrägentferaungacomputer gibt, und eine zweite Biffersntiatorstufe, die das Ausgang33ignal des VOR-Empfängers empfängt und ©in Sißgang3» signal an den Schrägentfernungscomputer gibt»

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   5. nujaeugnavijationssyctGOi nach Anspruch 1 odor 2,

   ·. a ä u r c h gekennzeichnet, da3 die Zusatzeinrichtung oin Meßwerk mit zwei visuellen Anzeigen aufweist.

   4. Flugseugnavigationssystem nach Anspruch 3» dadurch gekennzeichnet, daß zwei visuelle Anzeigemittel in Gestalt von Krouzzeiger.nadeln vorgesehen sind, von denen eine durch das Kursabweichungssicnal vom Schräf-entfernungs-Flugwegcomputer und die andere durch das für die zu gehende Entfernung repräsentative Signal voa Versetzungskurscomputer angetrieben ist.

   5· Flugzeugnavigationssystem nach Anspruch 4» dadurch gekennzeichnet, daß das Meßwerk eine Anzeige hat, die auf ihrer Oberfläche das Flugzeug repräsentiert, um dessen Lage in Bezug auf die Nadeln anzuzeigen.

   6. Flugzeugnavigationssystem nach einem der Ansprüche 2 bis 5» dadurch gekonnzeichnet, daß der S'chrägientfernungs-Flugwegcomputer einen Radialwinkolcomputer aufweist mit einer ersten Additionsstufe, die ein Eingangssignal von der zweiten Differentiatorstufe erhält, einer Integrationsstufe, die das Ausgangssignal der ersten Additionsstufe empfängt, einer zweiten Additionsstufe, die das Ausgangsßi£nal des VOR-Empfängers und dae Ausgangssignal der Integrationsstufe empfängt, und einem den Radialwinkel differenzierenden Computer, der das Ausgangesignal der zweiten Additionsßtufe empfängt und ein Ausgangssignal an die erste Additionsstufe gibt, wobei der den Radialwinkel differenzierende Computer EingangssignaIe von dem Versetzungscomputer und dem GeschwindigkGitaübertrager erhält und ein Eingangssignal zur ersten Additions-

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   stufo proportional zum Differontialquotionton dos Radial winkolo gibt, dor durch Lösung dor Gloichung 75T " v*~ ein ^^-*

   ο.* y

   gibt, wobei V dio Geschwindigkeit dos Flugzeugs, y coino . ' Voruotzung und Jf der Radialwinkol minus dom Kura-Ubor-Grund-" . Winkel plue 100° ist.

   . 7· Flugzeugnavigationssystem nach einem der Ansprüche 2 bis 6,

   dadurch gekennzeichnet« daß der Schrägontfornungs-Flugwegcomputer einen Kursabweichung©- und Ent-. fernungocomputer enthält mit einer dritten Additionsatufe,

   " die ein Eingangssignal von der ersten Pifferentiatiohsstufe

   enthält, einor zweiton Intogrationsetufe, die das Ausgangssignal der dritten Additionestufe empfängt, eitler vierton . Additionsstufe, die dae Auagangosignal der zweiton Integra* 'tiönsstufe und das Ausgangssignal des Entfernungsmeßempfängors empfängt.und einem die Sohrägentftrnung differenzierenden Computer, der das Ausgangssignal der vierten Additionsstufe und Eingangssignale vom Geachwindigkeitsübertrager, dom Vorsetzungo kurecomputer und den Radialwinkelcooputorn empfängt und oin Eingangssignal an die dritte Additionsetufe proportional zürn Differentialquotienten der Schrägentfernung gibt, dor durch Lösung der Gleichung ^£^

   Schrägentfernung ist

   ■ " ■■■*- - .

   8. Flugzeugnavigationssystem nach den Ansprüchen 1 und 2, dadurch ge kennzeichnet, daß der Schrägcntfernungs-Flugwegcomputer eine Einrichtung zum Erzeugen eines Kursabweichungssignales mit folgenden Elementen enthält! Bine erste Additionsstufe, die das Ausgangasignal dor ersten Differentiatorstufe empfängt, eine Integrationsstufe, die das Ausgangesignal der ersten Additionsstufe enthält, eine zweite Additionoatufe, die dae Ausgangs8ignal der Integrationsstufo und das Ausgangssignal des Entfernungemeßempfängers empfängt,

   Lösung der Gleichung ^j£^ ■· let, v&bgi SR

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   einem Tangonzfunktionsgonorator, dor ein Eingangssignal empfängt, wolchoa proportional zu dem Radialwinkel in Bezug auf die Radiosondostation ist, eine orsto Multiplikationsstufe, welche die Ausgangssignale des Tangonzfunktionsgenorators und der zweiten Additionsstufe enthält, einen Roziprokgonerator, der das Ausgangssignal der ersten Multiplikationsstufe enthält, und eine zweite Multiplikationsstufe, welche die Ausgangssignale des Reziprokgenerators, des Ge3chwindigkeitsUbertragers und des Veraetzungskurs* computers, und wobei .die Einrichtung zum Erzeugen des Kursabwoichungssignalee ein Eingangssignal an die erste Additionsstufe gibt und die Integrationastufe ein Kursabweichungssignal erzeugt. .·...-

   Flugzeugnavigationssystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß eine erste Differontiatorstufo an den Auegang des Entfernüngemeßempfängers angeschlossen ist, eine zweite Differentiatorstufe an den Ausgang des VOR-Empfängora angeschlossen ist, und daß der Sohrägentfernunge-Flugwogoomputer Mittel zua Erzeugen eines korrigierten Radialwinkels enthält, die folgende Elemente aufweisent eine erste Additionsstufe, die ein Eingangssignal von der zweiten Differentia torstufe empfängt, eine Integrationsstufe, die das Ausgangssignal der ersten Additionsstufe empfängt, eine zweite Additionestufe, die die Ausgangssignale der Integrationsstufo und das Ausgangssignal des VOR-Empfängers empfängt, einen Sinusquadrat-Funktionsgenerator, der dae Ausgangssignal der ersten Additions3tufe empfängt, einen Inverter, der sn den Ausgang des Geschwindigkeitsüberträgers angeschlossen, ist, einen «egativgenerator, der an den Ausgang des Versetzungskursconputcrs angeschlossen ist und ein Signal erzeugt, das reziprok zum Ausgangssisnal ist, eine Multiplikationsstufe, die

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   31 r.^anco signale von dom Invortor und dem Hegativgonerator enthält und eine zweite Multiplikationsatufe, die dia Aus- £.inßsui£nalo ^₀₁. ersten Hultiplikationsatufe und dos Sinuequadrat-Generator3 empfängt und ein Einßangaaignal an dio orato Additionsstufo gibt, mit einem Ausßansaißnal, das proportional zum Radialwinkel ist, der durch die zweite Addition33tufe geliofort wird.

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