DE1951455B2 - Vorrichtung zur Wiedergabe von Informationen für den Betrieb eines Fahrzeugs - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zur Wiedergabe von informationen für den Betrieb eines Fahrzeugs, insbesondere eines Flugzeugs, mit einer Wiedergabeeinrichtung zum Bereitstellen von Informationen, welche ersten Betriebszuständen sowie zweiten Betriebszuständen des Fahrzeugs, vorzugsweise als mathematische Ableitung der ersten Betriebszustände, entsprechen; und mit einer ersten An-Zeigeeinrichtung zur Anzeige wenigstens eines spezifischen Wertes der ersten Betriebszustände auf der Wiedergabeeinrichtung, wobei die Wiedergabeeinrichtung und die erste Anzeigeeinrichtung relativ zueinander bewegbar sind; sowie mit einer gegenüber as der Wiedergabeeinrichtung beweglichen zweiten Anzeigeeinrichtung zur Anzeige spezifischer Werte der zweiten Betriebszustände auf der Wiedergabeeinrichtung, wobei beide Anzeigeeinrichtungen in Übereinstimmung bringbar sind. Mit dieser Vorrichtung, die für den Betrieb bemannter Fahrzeuge dient, wird die Arbeitsweise der Fahrzeuge verbessert sowie deren Betrieb vereinfacht.

Obwohl die erfindungsgemäßen Vorrichtungen nachstehend im Hinblick auf ihre Anwendung in einem Flugzeug näher erläutert werden, ist die Erfindung nicht auf dieses Anwendungsgebiet beschränkt, sondern sie läßt sich auch an anderen Fahrzeugen, die ähnlichen Bedingungen unterworfen sind, mit Erfolg anwenden.

In der Frühzeit der Fliegerei waren nur wenige Instrumente notwendig, um den Piloten mit der nötigen Information über die verschiedenen Betriebsbedingungen des Flugzeugs zu unterrichten. Mit der Zunahme der Kompliziertheit der Flugzeuge und mit dem Anwachsen der Fluggeschwindigkeit wurde es jedoch notwendig, die Anzahl der Instrumente im Flugzeug zu vergrößern, um dem Piloten in entsprechender Weise die wichtigsten Betriebszustände des Flugzeugs durch visuelle Darstellung zugänglich zu machen. Zum Teil wurde die Anzahl der im Flugzeug vorgesehenen Instrumente so 7ahlreich, daß es in einigen Fällen notwendig war, die Flugzeugbesatzung um eine zusätzliche Person, beispielsweise einen Flugingenieur, zur Ablesung und Überprüfung dieser Instrumente zu vergrößern. In verschiedenen Fällen mußten miteinander in Beziehung stehende Informationswerte von weit voneinander getrennten Instrumenten abgelesen werden, so daß ein Pilot, der beispielsweise sowohl die Höhe als niich die Steiggeschwindigkeit zu einem vorgegebenen Zeitpunkt zu ermitteln hatte, das Instrumentenbrett absuchen mußte, um die entsprechenden Informationen von den Instrumenten miteinander in die gewünsche Beziehung zu bringen. Eine derartige Arbeitsbelastung des Piloten erfordert eine erhebliche Zeit, während der der Pilot andere notwendige Betriebsoperationen durchführen könnte.

Diese Arbeitsbelastung läßt sich zwar dadurch in gewissem Umfange herabsetzen, wenn man Geräte verwendet, die eine Mehrzahl von Meßwerten anzeigen, welche vom Piloten miteinander in Beziehung gebracht werden müssen; derartige sind beispielsweise aus der Zeitschrift »Interavia« 1966, Heft 5, S. 696, und aus der USA.-Patentschrift 2 217 564 sowie aus der britischen Patentschrift 946 258 bekannt. Diese Instrumente haben aber immer noch den Nachteil, daß der Pilot die einzelnen Informationen zur Ausführung glatter Flupmanöver in einer Weise kombinieren muß, die noch verhältnismäßig viel geistige Arbeit erfordert und relativ viele Fehlermöglichkeiten einschließt.

Eine Verbesserung in dieser Hinsicht wird durch eine Vorrichtung der eingangs genannten Art erreicht, wie sie in der Zeitschrift »Aviation Week« vom 27. Februar 1961, S. 75 und 77, beschrieben und abgebildet ist. Mit dieser Vorrichtung werden als die zwei Betriebszustände die Vertikalgeschwindigkeit und in beschränktem Umfang auch die Höhe über dem Erdboden — abgesehen von den Werten 0 bis 200 ft. allerdings nur in mit dem Auge abzuschätzenden Werten — angezeigt, und zwar wird die Höhe durch tinen säulenförmigen Zeiger dargestellt, dessen Wanderungsgeschwindigkeit so gesteuert wird, daß er gleichzeitig mit dem Zeiger des Vertikalgeschwindigkeitsmessers an der Nullmarkierung der Skala ankommt. Dieses Instrument eignet sich aber nur für eine glatte Landung, nicht jedoch allgemein für Steig- und Sinkmanöver in beliebigen Höhen mit glattem Übergang in den Horizontalflug, denn der säulenförmige Zeiger für die Flughöhe, der als orangefarbenes Band ausgebildet ist und sich auf der rechten Seite der gemeinsamen Wiedergabeskala befindet, ist nur in dem vorerwähnten Höhenbereich unmittelbar über dem Erdboden brauchbar und läßt sich auch nur bei einer Höhe vom Werte Null mit dem Zeiger für die Vertikalgeschwindigkeit für den Fall des Horizontalfluges zur Dekkung bringen.

Aufgabe der Erfindung ist es, eine Vorrichtung zur Wiedergabe von Informationen der eingangs erwähnten Art zu schaffen, mit welcher es möglich ist, bei beliebigen Absolutwerten der ersten Betriebszustände glatte Übergangsmanöver ausführen zu können, die in vorbestimmte zweite Betriebszustände einmünden. Beispielsweise soll es mit der erfindungsgemäßen Vorrichtung möglich sein, aus dem Horizontalflug von einer beliebigen ersten Absoluthöhe in einem glatten und ökonomischen Manöver auf eine vorbestimmte zweite Absoluthöhe überzugehen. Ein weiteres Beispiel eines solchen glatten Überganges ist das Manöver eines glatten und ökonomischen Überganges von einer vorbestimmten Horizontalflugrichtung in eine andere vorbestimmte Horizontalflugrichtung.

Allgemein soll die erfindungsgemäße Vorrichtung in der Lage sein, zwei Betriebsbedingungen wiederzugeben, wobei die eine Betriebsbedingung z. B. eine mathematische Ableitung von der anderen ist, so daß der Pilot den Wert der einen Bedingung gegenüber dem Wert der anderen Bedingung in Beziehung setzen und auf diese Weise ein optimales Leistungsbzw. Betriebsverhalten des Flugzeugs erreichen kann.

Diese Aufgabe wird erfindungsgeinäß dadurch gelöst, daß die Wiedereabeeinrichtune aus einer ersten

und einer davon getrennten zweiten Skala besteht, von denen die erste Skala für die Informationen über die ersten Betriebszustände beweglich und die ihr zugeordnete Anzeigeeinrichtung stationär, die zweite Skala stationär und die ihr zugeordnete Anzeigeeinrichtung beweglich ist, wobei beide Skalen nebeneinander angeordnet sind.

Insbesondere kann die Vorrichtung so ausgebildet sein, daß die eine der beiden Skalen, vorzugsweise die bewegliche Skala, Höhen- oder Kursmarkierungen zur Anzeige der Fahrzeughöhe bzw. des Fahrzeugkurses aufweist, während die andere der beiden Skalen mit Vertikalgeschwindigkeits- oder Wendegeschwindigkeitsmarkierungen zur Anzeige der Vertikal- bzw. Wendegeschwindigkeit des Fahrzeugs versehen ist sowie gegebenenfalls mit einer Anfangsbezugsmarkierung.

Die Erfindung wird in der folgenden Beschreibung von Ausführungsbeispielen an Hand der Zeichnung erläutert. In der Zeichnung, in der gleiche Teile mit gleichen Bezugszeichen bezeichnet sind, zeigt

F i g. 1 eine Vorderansicht eines erfindungsgemäßen Instruments,

F i g. 2 ein schematisches Blockschaltbild eines Steuersystems gemäß der Erfindung, das zum Betrieb des in F i g. 1 gezeigten Instruments dient,

F i g. 3 eine Vorderansicht eines anderen Ausführungsbeispiels eines Instruments nach der Erfindung und

F i g. 4 ein schematisches Blockschaltbild eines anderen Ausführungsbeispiels eines erfindungsgemäßen Steuersystems, das zum Betrieb des in F i g. 3 dargestellten Instruments dient.

Das in F i g. 1 dargestellte Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Instruments 20 ist vorzugsweise im Cockpit eines (nicht dargestellten) Flugzeugs zur unmittelbaren Sichtinformation des Piloten angebracht. In dem in F i g. 1 gezeigten Instrument sind alle sich auf die Höhe und die Vertikalgeschwindigkeit, d. h. die Änderung der Höhe des Flugzeugs, beziehenden Informationen kombiniert.

Im einzelnen umfaßt das Instrument 20 eine Frontplatte 22, die mit zwei im wesentlichen vertikal verlaufenden und nebeneinander angeordneten rechtwinkligen Fenstern 24 und 26 versehen ist. Das Fenster 24 bildet einen Rahmen für eine erste Informationswiedergabe, die mit Hilfe einer beweglichen Skala 28 erfolgt, auf der logarithmisch geteilte Markierungen 30 für die Ablesung der Höhe des Flugzeugs angebracht sind. Ein erster Anzeigemechanismus in Form zweier aufeinander zu gerichteter Zeiger 32 zeigt normalerweise die Höhe des Flugzeuge auf der Skala 28 an. In gleicher Weise bildet das Fenster 26 einen Rahmen für eine zweite Informationswiedergabe, bei der eine stationäre rechteckige Skala 34 verwendet wird, auf der zwei Reihen von Markierungen 36 angebracht sind. Die Markierungen 36 besitzen vorzugsweise logarithmischen Abstand und stellen die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs dar. Die eine Markierungsreihe 38 verläuft nach aufwärts, während die andere Markierungsreihe 40 nach abwärts verläuft. Die Werte der Vertikalgeschwindigkeit bei ansteigender oder Aufwärtsrichtung werden auf der oberen Markierungsreihe 38 mit Markierungen ansteigender Werte angezeigt, sofern der Abstand gegenüber einer Anfangsbezigsmarkierung 42 nach oben hin zunimmt. In entsprechender Weise werden die Werte der Vertikalgeschwindigkeit in absteigender oder Abwärtsrichtung auf der unteren Markierungsreihe 40 angezeigt, die Markierungen der letztgenannten Reihe sind so angeordnet, daß deren Werte zunehmen, wenn der Abstand unterhalb der Anfangsbezugsmarkierung 42 zunimmt. Ein zweiter Anzeigemechanismus in Form eines Zeigers 44 ist relativ zur Skala 34 entlang eines vertikalen Schlitzes 46 beweglich. Dieser Schlitz befindet sich in der Frontplatte 22 zwischen den Fenstern 24 und 26.

ίο Der Zeiger 44 zeigt die Vertikalgeschwindigkeit auf der Skala 34 an.

In Fig.2 ist schematisch ein System 47 dargestellt, welches die auf dem Instrument 20 wiederzugebenden Informationen über die Höhe und die Vertikalgeschwindigkeit liefert. Dieses System umfaßt zwei kontinuierlich arbeitende Signalquellen zum Erzeugen von Eingabeinformationen für das Instrument 20. Diese Signalquellen sind ein barometrischer Höhenmesser 48 und ein Radar-Höhenmesser 50. Als

so barometrischer Höhenmesser 48 kann ein kommerziell erhältlicher Luftwert-Rechner verwendet werden. Beide Signalquellen bzw. Meßgeräte 48 und 50 werden während des Betriebs des Flugzeugs kontinuierlich in Betrieb gehalten.

as Es sei darauf hingewiesen, daß sich alle in Fig.2 dargestellten Rlais in derjenigen Stellung befinden, in der das System 47 nicht arbeitet b2w. ausgeschaltet ist. Das System 47 wird beim Einschalten des Flugzeug-Stromversorgungssystems in geeigneter Weise in

Betrieb gesetzt bzw. angeschaltet, wobei alle dargestellten Relais die vorstehend erwähnten Positionen beibehalten. Auf diese Weise erzeugt der Höhenmesser 48 zu Beginn des Betriebs alle Eingangsinformationen für das Instrument 20. Je nach der Entsi-hei-

dung des Piloten kann die Einheit 52 zur Wahl der Betriebsweise betätigt werden; diese Einheit betätigt ein Relais 54, welches den barometrischen Höhenmesser 48 oder den Radar-Höhenmesser 50 wahlweise mit den entsprechenden Teilen des Systems 47

verbindet. Hierzu drückt der Piloi eine zugehörige Drucktaste des insgesamt beleuchteten Schalters 56 fur die Wahl der Betriebsweise. Eine Druckste 58 kann beispielsweise mit der Markierung »BAR' als Hinweis auf den barometrischen Höhenmcssu 48

versehen sein, während eine andere Drucktaste 60 mn der Markierung »RAD« als Hinweis auf den Radar-Hohenmesser 50 versehen ist. Bei Betätigung der Drucktaste 58 wird eine entsprechend markierte, in die Drucktaste 58 eingefügte Lampe 58 a sowie eine

^'if^{re ents}P^rechend markierte, auf der Froiilplatte 22 des Instruments 20 vorgesehene Lampe 58 b über den Kontakt 68 des Relais 54 durch eine mit dem Kontakt 86 verbundene Stromquelle zum Aufleuchten gebracht. Bei Betätigung dei Drucktaste 60 wird

eine entsprechend markierte, in die Drucktaste 60 eingefugte Lampe 60 a sowie eine ebenfalls entsprechend markierte, in der Frontplatte 22 des Instruments 20 vorgesehene Lampe 60 ft in ähnlicher Weise zum Aufleuchten gebracht. In der nachstehen- « f ^chrdbung wird dann, wenn die Drucktaste s» niedergedrückt worden ist, davon gesprochen, daß sich das System 47 in der »BAR«-Betriebsweise betindet; ist hingegen die Drucktaste 60 gedruckt worden so bedeutet das, daß das System in der nächstens nend als »RAD« bezeichneten Betriebsweise arbeitet. λλ Ϊ* ^{man davon aus}> ^{daß sic!l a}»^e Kontakte 62, ,Ii ^Ut ^{68 des Relais 54 in de}r in Fig. 2 dargestellten Lage befinden, dann wi-d von dem Höhen-

messer 48 ein Höhensignal über die Leitung 70 und den Kontakt 62 auf einen geeigneten ersten Skalen- und Antriebsmechanismus 72 gegeben, der die Höhenskala 28 relativ zu den Zeigern 32 verschiebt (F i g. 1). Zur gleichen Zeit erhalt man vom Höhenmesser 48 auf der Leitung 74 ein Signal für die Vertikalgeschwindigkeit, das über den Steuerkontakt 94 des Relais 90 zu einem zweiten geeigneten Skalen- und Antriebsmechanismus 76 geführt wird, der seinerseits eine Verschiebung des Zeigers 44 im Schlitz 46 bewirkt. Auf diese Weise erfolgt mittels der Zeiger 32 zu jedem Zeitpunkt eine Anzeige der Flugzeughöhe, während der Zeiger 44 in jedem Augenblick sowohl die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs nach Größe als auch nach der Richtung (aufwärts oder abwärts) anzeigt. Falls der barometrische Höhenmesser 48 derart ausfällt, daß er kein Höhensignal mehr erzeugt, erscheint auf der Leitung 78 ein Höhen-Ausfallsignal, mit dessen Hilfe das Relais 80 betätigt wird; dadurch schließt sich der Relaiskontakt 82 und verbindet eine in der Frontplatte 22 des Instruments 20 vorgesehene Warnlampe 84 mit einer geeigneten, am Kontakt 86 angeschlossenen Quelle. Der Skalen- und Antriebsmechanismus 72 ist vorteilhaft so betätigbar, daß die Höhenskala 28 so eingestellt wird, daß keine Höhenmarkierungen 30 im Fenster 24 erscheinen.

Wenn darüber hinaus der barometrische Höhenmesser 48 kein Signal für die Anzeige der Vertikalgeschwindigkei« erzeugt, erscheint auf der Leitung 88 ein Vertikalgeschwindigkeits-Ausfallsignal, welches das Relais 90 betätigt, so daß die Relaiskontakte 92 und 94 von der in F i g. 2 dargestellten Lage in die entgegengesetzte Lage umgeschaltet werden. Auf diese Weise wird beim Ausfall des vom Höhenmesser 48 normalerweise herkommenden Signals für die Vertikalgeschwindigkeit eine in der Frontplatte 22 des Instruments 20 vorgesehene Warnlampe 96 über den Kontakt 92 mit dem Anschluß 86 einer Stromquelle verbunden und zum Aufleuchten gebracht. Außerdem gelangt über die Leitung 98 ein Vertikalgeschwindigkeitssignal vom Radar-Höhenmesser 50 über den Kontakt 94 des Relais 90 zum Skalen- und Antriebsmechanismus 76 des Systems 47, so daß der Zeiger 44 auch beim Fehlen eines Vertikalgeschwindigkeitssignals des Höhenmessers 48 weiterhin betätigt bleibt.

Sofern es dem Piloten wünschenswert erscheint, an Stelle des barometrischen Höhenmessers 48 den Radar-Höhenmesser 50 in das System 47 einzuschalten, drückt er auf den Druckknopf 60 des für die Wahl der Betriebsweise vorgesehenen Schalters 56; dadurch wird innerhalb der Einheit 52 für die Wahl der Betriebsweise eine derartige Einstellung hervorgerufen, daß sich die Kontakte des Relais 54 aus ihrer in F i g. 2 veranschaulichten Lage in die entgegengesetzte Lage bewegen. Wenn das geschehen ist, dann erscheint auf der Leitung 100 ein Höhensignal vom Radar-Höhenmesser 50, das den Skalen- und Antriebsmechanismus 72 über den Kontakt 62 des Re-Iais 54 betätigt, so daß sich die Skala 28 entsprechend verschiebt und die mit Radar gemessene Höhe zwischen den Zeigern 32 angezeigt wird. Es sei jedoch darauf hingewiesen, daß das Radar-Vertikalgeschwindigkeitssignal des Höhenmessers 50 nicht auf den Skalen- und Antriebsmechanismus 76 einwirkt. es sei denn, daß das Vertikalgeschwindigkeitssignal des barometrischen Höhenmessers 48 ausfällt. Diese Bevorzugung des Vertikalgeichwindigkeitssignals de: Höhenmessers 48 ergibt sici aus der Tatsache, da[ die vom Höhenmesser 4t· ermittelte Vertikalgeschwindigkeit im Vergleich zu der mit dem Radar-Höhenmesser 50 ermittelten Vertikalgeschwindigkei genauer ist, so daß also das Vertikal geschwindig· keitssign.il des Radar-Höhemnessers 50 selbst während der »Radar«-Betriebsweise nicht benutzt wird sofern nicht das Vertikalgeschwindigkeitssignal de; Höhenmessers 48 ausfällt.

Wenn das Höhensignal des Höhenmessers 50 ausfällt, dann erhält man auf der Leitung 102 ein Höhen-Ausfallsignal, welches au) die Einheit 52 für die Wahl der Betriebsweise derart einwirkt, daß alle Kontakte des Relais 54 in ihre in F i g. 2 dargestellte Lage zurückgeschaltet werden. Auf diese Weise wire das Instrument 20 von dem Höhenmesser 50 auf der Höhenmesser 48 umgeschaltei. Wenn schließlich das Vertikalgeschwindigkeitssignal des Höhenmessers 5C ausfällt, erscheint auf der Leitung 104 ein Vertikalgeschwindigkeits-Ausfallsignal, welches das Relais 106 betätigt, so daß der Reh iskontakt 108 aus der ir Fig.2 dargestellten Schaltstellung in die entgegengesetzte Schaltstellung bewegt wird und eine in dei Frontplatte 22 des Instruments 20 vorgesehene Warnlampe 110 mit einer am Kontakt 86 angeschlossenen Stromquelle verbindet.

Am Anfang eines Fluges kann es für den Piloten vorteilhaft sein, eine bewegliche Indexmarkierung 112 in eine gewünschte Lage gegenüber einer bestimmten linearen Markierung 30 auf der beweglichen Skala 28 von Hand einzustellen. Die Indexmarkierung 112 (Fig. 1) ist in geeigneter Weise an einem Rand des Fensters 24 gegenüber der Skala 28 angeordnet und mittels eines in der Frontplattc 22 des Instruments 20 vorgesehenen Einstellknopfes 114 relat ν zur Skala 28 verschiebbar. Eine Betätigung des Einstellknopfes 114 führt zu einer entsprechenden Verstellung des Übi nragers bzw. Transduktors 116, der seinerseits einen Index-Skalen- und Antriebsmechanismus 118 für den Antrieb eines geeigneten Motors 119 betätigt. Obwohl die Indexmarkierung 112 mittels des Einstellknopfes 114 von Hand entlang der Skala 28 verschiebbar ist, bleibt diese Markiere ig in bezug auf die Skala 28 stationär und bewegt sich in Übereinstimmung mit dieser Skala, wenn die Indexmarkierung 112 einmal in eine vorgewählte Lc ge eingestellt worden ist. Wie in F i g. 1 gezeigt ist, wird die Indexmarkierung 112 auf eine Markierung 30 eingestellt, die eine Höhe von 10 ft., d.h. etwa 3m, anzeigt. Wenn sich daher das Flugzeug einer Höhe von 3 m nähert, bewegt sich die Indexniarkiorung 112 zusammen mit der Skala 28 in Richtung auf die Zeiger 32, so daß der Pilot bei Übereinst mmung der Indexrnarkierung 112 mit dem Zeiger 32 sofort erkennt, daß das Flugzeug die der Bezugsmarkierung 112 zugeordnete Höhe von 3 m erreicht hat.

Je nach Wunsch des Piloien kann auch eine andere maruelle Einstellung vorgenommen werden, wenn sich das System 47 in der »BAR«-Betriebsweise befindet. Diese Eir.s:ellung betätigt eine Wiedergabeeinrichtung 120, die als digitaler mechanischer Ziihler ausgebildet isi und den lokalen barometrischen Druck (Höhenmesser-Einstellung) anzeigt, wie durch die Lampe 58 b angedeutet ist. Mittels eines in geeigneter Weise- auf der Frontplatte 22 des Instrjments 20 vorgesehenen Einstellknopfes

409 511/51

75

122 wird ein den Höhenmesser einstellender Übertrager bzw. Transduktor 124 betätigt, der ein Signal für den der Höhenmesser-Einstellung zugeordneten Skalen- und Antriebsmechanismus 126 erzeugt, welcher weiter eine Zähler-Antriebsvorrichtung 128 über den Kontakt 66 des Relais 52 erregt. Über die Leitung 130 wird ein Korrektursignal, das dem in der Wiedergabevorrichtung 120 angezeigten Wert entspricht, vorzugsweise dem Höhenmesser 48 vom Übertrager bzw. Transduktor 124 für die Höhenmesser-Einstellung zugeführt. Wenn das System 47 in der »RAD«-Betriebsweise arbeitet, ist eine Verstellung des Einstellknopfes 122 zur Veränderung der Einstellung der Wiedergabevorrichtung 120 unwirksam, jedoch erfolgt statt dessen mit der Wiedergabevorrichtung 120 eine digitale Anzeige de«· barometrischen Höhe, wie durch die Lampe 60 b angedeutet ist. In diesem Falle wird nämlich die Zähler-Antriebsvorrichtung 128 von dem Skalen- und Antriebsmechanismus 72 über den Kontakt 66 des Relais 54 betrieben.

Wie man aus F i g. 1 ersieht, befinden sich die Zeiger 32 im wesentlichen in gleicher Höhe mit der Anfangsbezugsmarkierung 42 auf der stationären Skala 34. Das bedeutet, daß der Zeiger 44 in seiner Höhe gegenüber den Zeigern 32 versetzt ist, sofern nicht die Vertikalgeschwindigkeit Null ist. Da es jedoch unter Umständen vorteilhaft sein kann, mit dem Zeiger 44 gleichzeitig eine Anzeige der Vertikalgeschwindigkeit und der Höhe des Flugzeugs vorzunehmen, ist erfindungsgemäß vorgesehen, daß der Pilot die Zeiger 32 wahlweise in eine verdeckte Stellung hinter die Frontplatte 22 bringen und die Skala 28 so verschieben kann, daß der richtige Höhenwert durch das rechte, gabelförmige Ende des Zeigers 44 angezeigt wird. Zu diesem Zweck ist eine Steuervorrichtung in Form eines Schalters 132 mit Schaltkontakien 134 und 136 vorgesehen. Je nach der wahlweisen Betätigung des Schalters 132 erfolgt die Anzeige der Flugzeughöhe mittels der Zeiger 32 oder durch den Zeiger 44. Zur Auslösung der üblichen Betriebsweise, bei der die Flugzeughöhe durch die Zeiger 32 angezeigt und die nachstehend als »CTR«-Betriebsweise bezeichnet wird, drückt der Pilot eine erste Drucktaste 138 des Schalters 132; hierbei bleiben die Kontakte 134 und 136 in der in F i g. 2 dargestellten Lage. Sofern jedoch der Pilot eine Betriebsweise wünscht (nachstehend als »PTR«-Betriebsweise bezeichnet), bei welcher der Zeiger 44 sowohl die Vertikalgeschwindigkeit auf der Skala 34 als auch die jeweilige Höhe auf der Skala 28 anzeigt, ist es erforderiich. die zweite Drucktaste 140 des Schalters 132 niederzudrücken. Hierdurch wird ein Solenoid 142 betätigt, das die Zeiger 32 hinter der Frontplatte 22 verschwinden läßt; die Betätigung des Solenoids erfolgt über den Kontakt 136 mittels einer bei 144 angeschlossenen zweiten Energiequelle. Ein auf der Leitung 146 über den Kontakt 136 erscheinendes Signal informiert den Skalen- und Antriebsmechanismus 72, daß die »PTR«-Betriebsweise eingeschaltet ist, worauf die Skala 28 um den Betrag verschoben wire, der erforderlich ist, um die jeweils zutreffende Höhenmarkierung der Skala 28 in Übereinstimmung mit dem gabelförmigen Ende des Zeigers 44 zu bringen. Weiterhin informiert ein über den Kontakt 134 »md die Leitung 146 α laufendes Rückkopplungssignal vom Zeiger 44 den Skalen- und Antriebsmechanismus 72 über die Größe der Verschiebung bzw. Versetzung zwischen dem Zeiger 44 und der wirksamen Stellung der Zeiger 32.

Außerdem wird der Skalen- und Antriebsmechanismus 118 durch ein auf die Leitung 147 gegebenes zusätzliches Rückkopplungssignal über die Größe der Versetzung der Skala 28 informiert. Hierdurch bewirkt der Skalen- und Antriebsmechanismus 118 eine entsprechende Verschiebung der Indexmarkierung 112, so daß deren Relativlage gegenüber dei

ίο Skala 28 auch bei der neuen Betriebsweise aufrechterhalten wird. Damit der Pilot über die jeweilige Betriebsweise stets im klären ist, werden die Drucktasten 138 und 140 des Schalters 132 vorzugsweise entsprechend beschriftet. Beispielsweise ist auf dei Drucktaste 138 die Beschriftung »CTR« angebracht, was bedeutet, daß der Höhenwert im Zentrum (»center«) bzw. in der von den Zeigern 32 markierten Längsmitte des Fensters 24 abzulesen ist. In entsprechender Weise ist — wie dargestellt — auf der Drucktaste ί40 die Bezeichnung »PTR« angebracht, was bedeutet, daß der Höhenwert gegenüber dem gabelförmigen Ende des Zeigers 44 abzulesen ist. Zur deutlicheren Anzeige der gewählten Betriebsweise kann relbstvetständlich die Bezeichnung CTR« oder »PTR« auf bzw. im Schalter 132 er- bzw. beleuchtet werden.

Zusammenfassend sei darauf hingewiesen, daß entweder der Höhenmesser 48 oder 50 für die Ermittlung der Höhe der Vertikalgeschwindigkeit im System 47 benutzt wird, was im einzelnen davon abhängt, welche Drucktaste des Schalters 56 niedergedrückt worden ist. Zur barometrischen Ermittlung der Höhe wird die Drucktaste 58 niedergedrückt, so daß die Skala 28 und der Zeiger 44 in Übereinstimmung mit auf den Leitungen 70 und 74 erscheinenden Signalen des Höhenmessers 48 angetrieben werden. Wenn der Höhenmesser 48 kein Höhensignal erzeugt, leuchtet die Warnlampe 84 auf, und beim Ausfall des Vertikalgeschwindigkeitssignals des Höhenmessers 48 wird die Bewegung des Zeigers 44 automatisch durch ein Vertikalgeschwindigkeitssignal des Höhenmessers 50 gesteuert.

Wenn hingegen die Drucktaste 60 für den Radarbetrieb niedergedrückt wird, erhält das System 47 die erforderliche Höheninformation vom Höhenmesser 50, obwohl das Signal für die Anzeige der Vertikalgeschwindigkeit sowie auch für einen bestimmten nachstehend erläuterten Fall das Höhensignal weiter hin vom Höhenmesser 48 erzeugt wird. Das bedeutet. daß sich die Skala 28 in Übereinstimmung mit dem Höhensignal des Höhenmessers 50 verschiebt, wahrend sich der Zeiger 44 gemäß dem Vertikalge-

• schwindigkeitssignal des Höhenmessers 48 bewegt i.nd außerdem der digitale Zähler 120 auf das Hor ensignal des Höhenmessers 48 anspricht. Lediglich oann, wenn das Vertikalgeschwindie'-'eitssignal des Höhenmessers 48 ausfällt, wird ein entsprechendes Signal des Höhenmessers 50 zur Betätigung des Skalen- und Antriebsmechanismus 76 benutzt. Wenn dagegen der Höhenmesser 50 kein Höhensignal erzeugt, betätigt ein dadurch ausgelöstes Ausfallsignal automatisch die Einheit 52 für die Wahl der Betriebsweise, und zwar derart, daß das System 47 sowohl die Höhen- als auch die Vertikalgeschwindigkeitsinformation vom Höhenmesser 48 erhält. Wenn der Höhenmesser 50 kein Vertikalgeschwindigkeitssignal erzeugt, wird der Pilot durch die Warnlampe 110 darauf aufmerksam gemacht. Der Einstellknopf

11 12

114 ermöglicht es dem Piloten, die verschiebbare In- »O«-Markierung der Skala 34 durch den Zeiger 44

dexmarkierung 112 als Hinweis auf eine Bezugshö- aufrechzucrhalten, das Flugzeug derart steuern, daß

henlage einzustellen, während es der Einstellknopf der Zeiger 44 mit der Abwärtsbewegung beginnt,

122 dem Piloten je nach Bedarf gestattet, den baro- wenn der lineare Abstand zwischen der Markierung

metrischen Höhendruck manuell einzustellen, bei- 5 »500« auf der Skala 28 und dem Zeiger 44 etwa

spielsweise den am Startplatz herrschenden barome- gleich dem linearen Abstand zwischen dem Zeiger 44

trischen Druck; dieser eingestellte Druck bildet und der »O«-Markierung auf der Skala 34 ist. Darauf

gleichzeitig eine Korrekturinformation für den Hö- muß der Pilot das Flugzeug so weitersteuern, daß die

henmesser 48. Nach Wunsch können durch Nieder- Markierung »500« auf der Skala 28 das gabelförmige

drücken der Drucktaste 140 die Zeiger 32 zum Ver- io Ende des Zeigers 44 in der Weise »verfolgt«, daß der

schwinden gebracht werden, wobei außerdem die Zeiger 44 und die Markierung »500« auf der Skala

Skala 28 entsprechend verschoben wird, so daß die 28 gleichzeitig in die Höhe der »0«-Markierung der

richtige Höhe durch das gabelförmige Ende des Zei- Skala 34 gelangen.

gers 44 angezeigt wird, während der Zeiger 44 mit Eine weitere Ausführungsform der Erfindung ist einer Spitze die Vertikalgeschwindigkeit anzeigt. 15 die in F i g. 3 dargestellte integrierte Anzeigevorrich-Auf Grund des Aufbaues bzw. der Anordnung des tung 148 für das Flugrichtungsverhalten und dun Instruments 20 kann der Pilot einfach und zui glei- Steuerkurs. Die Anzeigevorrichtung 148 besteht aus chen Zeit Höhe und Vertikalgeschwindigkeit seines einem Anzeigeteil 150 konventioneller Art für das Flugzeugs vergleichen. Zusätzlich zu den bereits Flugrichtungsverhalten sowie einer Steuerkursanerörterten Vorteilen ist das Instrument 20 insofern ao zeige-Vorrichtung 152, welche eine erste und zweite vorteilhaft, als es dem Piloten eine schnelle und Wiedergabevorrichtung 154 bzw. 156 umfaßt. Die glatte Ausführung von Flugmanövern ermöglicht. erste Wiedergabevorrichtung 154 besitzt eine beweg-Zur Erläuterung dieser Tatsache sei beispielsweise liehe Skala 158 mit Kompaßmarkierungen 160, die angenommen, daß das Flugzeug gerade im Aufstei- über einen vollen Bogen von 360° verteilt sind und gen begriffen ist und die Zeiger 32 und 44 in einem 25 den Steuerkurs oder die tatsächliche Richtung des bestimmten Augenblick die in F i g. 1 dargestellten Flugzeugs darstellen. Die zweite Wiedergabevorrich-Werte anzeigen, nämlich eine Höhe von 30 ft. oder tung 156 umfaßt eine stationäre Skala 162 mit zwei etwa 9 m und eine Steiggeschwindigkeit von 550 ft./ Markierungen 164 und 165 für die Wendegeschwin-Minute oder etwa 2,8m/sec. Es sei weiterhin davon digkeit; die letztgenannten Markierungen sind je auf ausgegangen, daß der Pilot eine Dauerflughöhe von 30 einer Seite eines ersten Anzeigemechanismus oder 500 ft. oder etwa 152 m erreichen will. In diesem stationären Zeigers 166 vorgesehen. Der Zeiger 166 Falle bewegt sich die Skala 28 relativ zu den Zeigern dient zur Anzeige der Kursrichtung des Flugzeugs.
32 abwärts, so daß die Zeiger 32 einen laufend an- Das in F i g. 4 schematisch dargestellte System 167 wachsenden Höhenwert anzeigen. In dem Zeitpunkt, dient zur Erzeugung der auf dem Instrument 148 in dem sich die Skalenmarkierung 30 mit dem Wert 35 wiederzugebenden Steuerkurs- und Wendegeschwin- »500« in den Bereich des gabelförmigen Endes des digkeitsinformationen. Die in Fig. 4 gezeigten Kon-Zeigers 44 bewegt, ist es für den Piloten gerade die taktstellungen entsprechen dem abgeschalteten Zurichtige Zeit, die Steuerung des Flugzeugs zum Be- stand des Systems 167. Eine Vielzahl von Informaginn des Flugmanövers für den Übergang in die tionssignalen verschiedenster Art für das Instrumenl Dauerflughöhe zu betätigen. Der Pilot kann einen 40 148 werden von einer geeigneten Einrichtung 168 erglatten Übergang in die Dauerflughöhe dann errei- halten. Es sei davon ausgegangen, daß die Einrichchen, wenn er die Steuerung so betätigt, daß das ga- tung 167 zunächst durch Inbetriebnahme des Flugbelförmige Ende des Zeigers 44 neben dem Wert zeugs eingeschaltet wird. Dann erscheint auf der Lei- »500« bleibt, wenn sich die Skala 28 nach abwärts in tung 170 ein von der megatischen Steuerkursmeß-Richtung auf die Zeiger 32 verschiebt. Wenn diese 45 einrichtung 171 der Vorrichtung 168 erzeugtes Si-Beziehung aufrechterhalten wird, erreicht das Flug- gnal. das den für die Anzeige des Steuerkurses vorge· zeug die gewünschte Höhe, im vorliegenden Beispiel sehenen Skalen- und Antriebsmechanismus 172 übei 500 ft. oder etwa 152 m, genau in dem Augenblick, in den Kontakt 174 des Relais 176 betätigt. Der Skalen dem der Zeiger 44 auf der Skala 34 den Wert »0« und Antriebsmechanismus 172 betreibt seinerseit! anzeigt. Auf diese Weise ist das vorerwähnte Flug- 50 einen Synchronmotor 178, die bewegliche Skala 15i manöver glatt und in kürzestmöglicher Zeit erreicht zu verdrehen. Während des Verdrehens der bewegli worden, und zwar ohne eine auf Grund von Fehlein- chen Skala 158 kann mit Hilfe des den Kompaßmar Schätzungen des Piloten oft vorkommende Über- kierungen 160 zugeordneten Zeigers 166 der magne oder Untersteuerung, welche ein weiteres Korrektur- tisch ermittelte Steuerkurs des Flugzeugs in jeden manöver erfordert. Aus diesem Beispiel erkennt 55 Augenblick abgelesen werden.

man, daß das instrument 20 den Piloten nicht nur Wenn nun der PiIo! das Flugzeug durch Wendel

mit Informationen über die Höhe und die Steig- bzw. in eine bestimmte Richtung bringen will, kann er dei

Sinkgeschwindigkeit versorgt, sondern es ihm auch gewünschten Steuerkurs mit Hufe einer Kurskom

ermöglicht, glatte Flugmanöver auszuführen oder mando-Index-Markierung 180 auf dem Instrumen

eine konstante Höhe auf wesentlich einfachere 60 148 einstellen. Im einzelnen geschieht das durcl

Weise einzuhalten, als es bei Verwendung der bisher Drehen eines auf der Frontplatte 183 des Instru

bekannten Instrumente möglich ist. Das vorbeschrie- ments 148 vorgesehenen Einstellknopfes 182. übe

bene Flugraanöver kann dann im wesentlichen in der den ein Steuer-Differentialtransformator 184 betätig

beschriebenen Weise folgen, wenn die Drucktaste wird, der seinerseits auf einen Skalen- und Antriebs 140 vorher betätigt worden ist. Jedoch kann der Pilot 65 mechanismus 186 für das Kurskommando zur Betäti

auch, an Stelle von einer Lage der Markierung »500« gung eines Motors 188 einwirkt. Der Motor 188 be

neben dem gabelförmigen Ende des Zeigers 44 aus- wegt die Indexmarkierung 180 in geeigneter Weis

zugehen und diese Beziehung bis zum Erreichen der entlang eines äußeren Umfangsrandes der bewegli

7 5

8 83

chen Skala 158. Wenn jedoch die Indexmarkiening 180 einmal mit Hilfe des Einstellknopfes 182 in eine auf der beweglichen Skala markierte Lage eingestellt worden ist, dann bleibt sie in bezug auf die bewegliche Skala 158 stationär.

Wenn nun die Indexmarkierung ISO die neue gewünschte Richtung anzeigt, kann der Pilot die Steuerung des Flugzeugs in entsprechender Weise betätigen, um das Flugzeug beispielsweise in eine gesteuerte Geschwindigkeitskurve zu manövrieren, so daß sich ein zweiter Anzeigemechanismus oder Peniagonalzeiger 190 relativ zur stationären Skala 162 bewegt und die Wendegeschwindigkeit des Flugzeugs in Ausdrücken der Wendegeschwindigkeitsmarkierungen 164 und 165 anzeigt. Auf diese Weise kann das Flugzeug mit jeder gewünschten Wendegescrnvmdigkeit auf den neuen Kurs gebracht werden, beispielsweise mit der Wendegeschwindigkeit von 6°λο;\ sofern sich der Pentagonalzeiger 190 mit einer der Markierungen 164 oder 165 überdeckt. Eine Bewegung des Pentagonalzeigers 190 relativ zur stationären Skala 162 wird durch ein in der Leitung 192 auftretendes Ausgangssignal der Vorrichtung 194 innerhalb des Instruments 168 zur Ermittlung der Steuerkursänderung au^elöst: dieses Signal betätigt einen Skalen- und Aniiiebsmechanismus 196 für die Steuerkursänderung, der seinerseits auf eine geeignete Bewegungsvorrichtung 198 einwirkt.

Mit Hilfe der Spur-Indexmarkierung 200 erfolgt eine Anzeige des Kurses des Flugzeugs oder der Richtung des Flugwegs in bezug auf die Erdober-Fläche. Im einzelnen erscheint hierzu auf der Leitung 202 ein Ausgangssignal der Driftwinkelmeßeinrichtung 204 der Vorrichtung 168. Dieses Signal stellt den Driftwinkel des Flugzeugs dar, der gleich dem Spurwinkel abzüglich Steuerkurs ist. Das Driftwinkelsignal betätigt einen zugeordneten Skalen- und Antriebsmechanismus 206, der seinerseits auf einen Motor 208 zur Bewegung der Spur-Indexmarkierung 200 entlang der äußeren Umfangskante der beweglichen Skala 158 einwirkt.

Allen bisherigen Erläuterungen, die sich auf das Instrument 148 bezogen haben, lag die Annahme zugrunde, daß das Signal zum Bewegen der verdrehbaren Skala 158 von der Vorrichtung zur Ermittlung des magnetischen Steuerkurses ausgeht. Auf Wunsch kann jedoch der Pilot eine in der Vorrichtung 168 vorgesehene Einrichtung 210 zur Ermittlung des wahren Steuerkurses benutzen. Hierzu wird du. Drucktaste 212 eines Steuerkursschalters 214 niedergedrückt, wodurch eine Einheit 215 für die Wahl der Betriebsweise betätigt und damit der Kontakt 174 des Relais 176 aus der in F i g. 4 dargestellten Position in die entgegengesetzte Lage geschaltet wird. Die Drucktaste 212 kann mit der Bezeichnung »TRUE« oder »TATSÄCHLICH« versehen werden, so daß damit zum Ausdruck gebracht wird, daß sich das System 167 gerade in der Betriebsweise des »tatsächlichen« Steuerkurses befindet, d. h. daß die wirksame Steuerkursinformation von der Einrichtung 210 zur Ermittlung des tatsächlichen Steuerkurses entnommen wird. Gleichzeitig erscheint auf der Leitung 216 ein Ausgangssignal der Vorrichtung 210, das die Einheit 215 zur Wahl der Betriebsweise betätigt, worauf der Kontakt 220 des Relais 218 aus der in Fig.4 dargestellten Lage in die entgegengesetzte Position umgeschaltet wird. Wenn das geschieht, erhält man von der Vorrichtung 210 auf der Leitung 222 ein den wahren Sieuerkurs darstellendes Signal; die ses Signal wirkt über die Kontakte 220 und 174 au den Skalen- und Antriebsmechanismus 172 zun Zwecke der Erregung des Movors 178 für die Dre hung der beweglichen Skala 1ίί8 ein. Falls die Vor richtung 210 zur Ermittlung de:> wahren Steuerkurse ausfällt, wird das Signal auf der Leitung 216 unter brachen, woraufhin d^is Relais 218 entregt wird unc der Kontakt 220 in die in F i g. 4 dargestellte Lag<

ίο zurückgeht. Wenn das geschieht, erhält man in de Leitung 224 ein magnetisches Änderungssignal voi einer magnetischen Veränderurigsvo.rrichtung 226 ii der Eingabe-Einrichtung 168; dieses Signal betätig einen Synchronmotor 228 für den Betrieb eine;

Steuer-DifferentialtransformatOj-s 230. Auf diess Weise betätigt nun das entsprechend abgewandelte Signal der Quelle für die magnetische Kurssteuerun< den Skalen- und Antriebsmechanismus 172 für der Steuerkurs über die Kontakte 220 und 174, wodurch der Motor 178 erregt und die bewegliche Skala 15i angetrieben wird.

Wenn es wieder erwünscht ist, das System 167 mil einem Eingangssignal von der Quelle für den magnetischen Steuerkurs zu versehen, wird die mit der Aufschrift »MAG« versehene Drucktaste 232 des Steuerkurs-Wahlschalters 214 vom Piloten niedergedrückt: dadurch wird die Einheit 215 zur Wahl der Betriebsweise betätigt, so daß der Kontakt 174 des Relais 176 in die in Fig.4 dargestellte Lage zurückgeht.

Die Beschriftung »MAG« auf der Drucktaste 232 dient zur Anzeige der Tatsache, daß sich das System 167 gerade in der Betriebsweise befindet, bei welcher der magnetische Steuerkurs zugrunde gelegt wird und entsprechend die Steuerkursinformationen der magnetischen Steuerkurs-Meßeinrichtung 171 entnommen werden. Die Betätigung der Kurskommando-Indexmarkierung 180 des Pentagonalzeigers 190 als Indexmarkierung für die Wende geschwindigkeit und der Spur-Indexmarkierung 200 bleiben im wesentlichen unverändert, gleichgültig, welche der beiüen Drucktasten 212 oder 232 des Steuerkurs-Wählschalters 214 niedergedrückt worden ist.

Obwohl im Zusammenhang mit der in F i g. 3 und 4 wiedergegebenen Ausfüh-ungsform der Erfindung keine Warnlampen erwähnt worden sind, ist es selbstverständlich im Rahmen der Erfindung möglich, derartige Einrichtungen in entsprechender Weise wie bei dem in Fig. 1 und2 dargestellten Ausführungsbeispiel zu verwenden.

Insgesamt ist festzustellen, daß der Pilot die Möglichkeit hat, für den Antrieb der beweglichen Skala 158 wahlweise entweder das Ausgangssignal der Vorrichtung 171 zur Ermittlung des magnetischen Steuerkurses oder das Ausgangssignal der Vorrichtung 210 zur Ermittlung des wahren Steuerkurses zu verwenden. Wenn das Ausgangssignal der Vorrichtung 210 ausfällt, dann wird das Ausgangssignal der Vorrichtung 171 vom Ausgangssignal der Vorrichtung 226 abgewandelt, so daß sich ein kombiniertes Signal zur Betätigung des Skalen- und Antriebsmechanismus 172 für den Steuerkurs und damit zum Verdrehen der beweglichen Skala 158 ergibt.

Mit Hilfe der Vorrichtung 148 kann der Pilot den Steuerkurs und die Wendegeschwindigkeit leicht und gleichzeitig miteinander vergleichen; er ist mit Hilfe dieser Vorrichtung weiterhin in der Lage, Flugmanöver schnell und glatt auszuführen. Zur Erläuterung dieser Tatsache sei beispielsweise davon ausgegan-

gen, daß das Flugzeug um 30° nach rechts gewendet bzw. gedreht werden soll. Bevor dieses Manöver ausgeführt wird, verdreht der Pilot den Einstellknopf 182 so lange, bis die Steuerkurskommando-Indexmarkierung 180 neben der Markierung »3« der Skala 158 steht. Danach manövriert der Pilot das Flugzeug, bis der Pentagonalzeiger 190 die gewünschte Wendegeschwindigkeit anzeigt, beispielsweise eine Stellung über der Wendegeschwindigkeits-MarMerung 165 einnimmt. Beim Wenden des Flugzeugs dreht sich die Skala 158 entgegen dem Uhrzeigersinn. Wenn nun die Index-Markierung 180, die sich mit der Skala 158 mitbewegt, in eine mit dem Pentagonalzeiger 190 koradiale Lage gelangt, dann manövriert der Pilot das Flugzeug so, daß sich eine im

ssr&s?

führt ist. Wie man sieht, erhält ^ Not durch to Instrument bzw. die Vorrichtung 148^chtnur ent sprechende Informationen über den Steuerkurs; una

,o die Wendegeschwindigkeit, sondern diese Vornch rung ermöglicht es ihm darüber hinaus glatte bzw^ optimale Flugmanöver auszufahren ™^ά*?^η5^ sfeuerkurs- oder Spurwinkel in einfacher Wei*>ohB die bei bekannten Instrumenten auftretenden Schwie

rigkeiten einzuhalten.

Hierzu 2 Blatt Zeichnungen

Claims (13)

Patentansprüche:

1. Vorrichtung zur Wiedergabe von Informationen für den Betrieb eines Fahrzeugs, insbesondere eines Flugzeugs, mit einer Wiedergabeeinrichtung zum Bereitstellen von Informationen, welche ersten Betriebszuständen sowie zweiten Betriebszuständen des Fahrzeugs, vorzugsweise als mathematische Ableitung der ersten Betriebszustände, entsprechen; und mit einer ersten Anzeigeeinrichtung zur Anzeige wenigstens eines spezifischen Wertes der ersten Betriebszustände auf der Wiedergabeeinrichtung, wobei die Wiedergabeeinrichtung und die erste Anzeigeeinrichtung relativ zueinander bewegbar sind; sowie mit einer gegenüber der Wiedergabeeinrichtung beweglichen zweiten Anzeigeeinrichtung zur Anzeige spezifischer Werte der zweiten Betriebszustände auf der Wiedergabeeinrichtung, wobei beide Anzeigeeinrichtungen in Übereinstimmung bringbar ao sind, dadurch gekennzeichnet, daß die Wiedergabeeinrichtung aus einer ersten und einer davon getrennten zweiten Skala (28, 34 bzw. 158, 162) besteht, von denen die erste Skala (28 bzw. 158) für die Informationen über die ersten Be- »5 triebszustände beweglich und die ihr zugeordnete Anzeigeeinrichtung (32 bzw. 166) stationär, die zweite Skala (34, 162) stationär und die ihr zugeordnete Anzeigeeinrichtung (44, 190) beweglich ist, wobei beide Skalen nebeneinander angeordnet sind.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die erste und zweite Skala (28, 34) gradlinig ausgebildet und im wesentlichen parallel zueinander angeordnet sind.

3. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die erste und zweite Skala (158, 162) bogen- oder kreisförmig ausgebildet und konzentrisch zueinander angeordnet sind.

4. Vorrichtung nach Anspruch 1, 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, daß die eine der beiden Skalen, vorzugsweise die bewegliche Skala (28, 158), Höhen- oder Kursmakierungen zur Anzeige der Fahr/eughöhe bzw. des Fahrzeugkurses aufweist, während die andere (34, 162) der beiden 4S Skalen mit Vertikalgeschwindigkeits- oder Wendegeschwindigkeitsmarkierungen zur Anzeige der Vertikal- bzw. Wendegeschwindigkeit des Fahrzeugs versehen ist sowie gegebenenfalls mit einer Anfangsbezugsmarkierung.

5. Vorrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Vertikalgeschwindigkeitsmarkierungen (36) in einen ansteigenden Markierungssatz (38) zur Anzeige der Aufstiegsgeschwindigkeit und in einen absteigenden Markierungssatz (40) zur Anzeige der Abstiegsgeschwindigkeit des Fahrzeugs aufgeteilt sind, wobei gegebenenfalls die vorgesehene Anfangsbezugsmarkierung (42) beiden Markierungssätzen gemeinsam zugeordnet ist.

6. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die bewegliche Anzeigeeinrichtung (44, 190) ein beweglicher Zeiger und die stationäre Anzeigeeinrichtung (32,166) ein stationärer Zeiger ist.

7. Vorrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß der stationäre Zeiger (32) aus dem Bereich der beweglichen Skala (28) heraus verstellbar ist und der bewegliche Zeiger (44) gleichzeitig als Anzeigevorrichtung mit der beweglichen Skala zusammenwirkt.

8. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 7, gekennzeichnet durch eine erste, auf die ersten Betriebszustände ansprechende Antriebsvorrichtung (72) zur entsprechenden Verschiebung oder Verdrehung der beweglichen Skala (28), wobei die stationäre Anzeigeeinrichtung (32) mit der Anfangsbezugsmarkierung koextensiv ist, sowie eine Anzeigeverstellvorrichtung (142, 144) zum Verstellen der stationären Anzeigeeinrichtung (32) aus der Anzeigestellung heraus; und eine zweite, auf die zweiten Betriebszustände ansprechende Antriebsvorrichtung (76, 196) zur entsprechenden Relatiwerschiebung der beweglichen Anzeigeeinrichtufig (44. 190) gegenüber der zweiten Skala (34, 162); -ov.ic eine selektiv betätigbare Wählvorrichtung (132, 134, 136, 138, 140) zum Betrieb der ersten '.ntriebsvorrichtung (72) derart, daß die bewegliche Skala (28) so bewegt wird, daß ein spezifischer Betriebszustand der von der stationären Anzeigeeinrichtung (32) wiedergegebenen Art von einer Anfangsstellung, die zu der Anfangsbezugsmarkierung (42) koextensiv ist, zu einer folgenden Stellung neben der bewegliche"! Anzeigeeinrichtung (44) übertragen wird, wobei die Wählvorrichtung auch zur Betätigung der Anzeigeverstellvorrichtung (142, 144) wirksam ist, um die stationäre Anzeigeeinrichtung (32, 166) aus der Anzeigestellung heraus zu bewegen.

9. Vorrichtung nach Anspruch 8, gekennzeichnet durch eine Rückkoppelungsvorrichtung (134, 146 a) zur Messung der Versetzung zwischen der beweglichen Anzeigeeinrichtung (44) und der Anfangsbezugsmarkierung (42) entlang der beweglichen und stationären Skala (28. 24) und zur signalgesteuerten Betätigung der ersten Antriebsvorrichtung (72) für die Bewegung der beweglichen Skala (28), and zwar so, daß der spezifische, mit der stationären Anzeigeeinrichtung (32) auf dieser Skala angezeigte Betriebszustand von seiner Lage gegenüber der Anfangsbezugsmarkierung in eine Lage neben der beweglichen Anzeigeeinrichtung (44) übertragen wird.

10. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 9, gekennzeichnet durch eine primäre (48) und eine dagegen auswechselbare sekundäre Signalquelle (SO) zum Erzeugen von sich sowohl auf die ersten als auch auf die zweiten Betriebsbedingungen beziehenden Informationen sowie eine Schaltvorrichtung (54, 62; 90, 94) zur Auswahl der jeweils tatsächlich von beiden wirksamen Signalquelle.

11. Vorrichtung nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß die primäre Signalquelle ein barometrischer Höhenmesser (48) und die sekundäre Signalquelle ein Radar-Höhenmesser (50) zur Bestimmung der absoluten Höhe ist und beide Höhenmesser Vertikalgeschwindigkeits-Signale liefern.

12. Vorrichtung nach Anspruch 10 oder 11, gekennzeichnet durch eine Vorrichtung (52) zur Wahl der Betriebsweise, welche auf einen Ausfall Jer primären Signalquelle (48) anspricht und diese automatisch durch die sekundäre Signalquelle (50) ersetzt.

13. Vorrichtung nach Anspruch 10, 11 oder 12, gekennzeichnet durch ein Inertialnavigationssystem (168), welches eine magnetisch wirksame Vorrichtung (171) zur ErmittluMg des magnetischen Steuerkurses als primäre Signalquelle sowie eine Vorrichtung (210) zur Ermittlung des wahren Steuerkurses als sekundäre Signalquelle aufweist.