DE2206591A1

DE2206591A1 - Landehilfssystem

Info

Publication number: DE2206591A1
Application number: DE19722206591
Authority: DE
Inventors: Robert Chatenay Malabry Gendreu (Frankreich)
Original assignee: Thomson CSF SA
Current assignee: Thales SA
Priority date: 1971-02-12
Filing date: 1972-02-11
Publication date: 1972-08-24
Also published as: FR2126609A5; US3775599A; NL7201814A; GB1375222A; SE374602B

Description

Unser Zeichen: T 1144

THOMSON-CSJi¹

"173, .Bd.Haussmann

Paris 8eme, Frankreich

Landehilfs system

Die Erfindung betrifft eine Anordnung von elektronischen Schaltungen, welche die mehr oder weniger genauen Informationen auswerten, die von zwei voneinander unabhängigen Navigations systemen geliefert werden, von denen wenigstens das eine Navigationssystem Standortinformationen liefert, während das andere Geschwindigkeits- oder Beschleunigungsinformationen liefert, beispielsweise mit Hilfe eines Funknavigationssystems und der Trägheitszentrale eine3 Flugzeugs, damit genauere Informationen über den Standort und die Geschwindigkeit in der Nähe der landebahn geliefert werden.

Die prinzipielle Wirkungsweise der Anordnung nach der Erfindung besteht im wesentlichen darin, die Koordinaten des Flugzeugs und seines Geschwindigkeitsvektors durch Integration der beispielsweise von der Trägheitszentrale gelieferten Daten und durch Vergleich mit den vom Funk-

navigationssystem gelieferten gleichen Koordinaten wieder herzustellen.

Lei/Ba

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Nach der Erfindung ist ein Landehilfssystem mit wenigstens einer ersten Navigationsanordnung, welche die drei Koordinaten entweder des Geschwindigkeitsvektors oder des Beschleunigungsvektors des Flugzeugs in einem ersten vorgegebenen rechtwinkligen Koordinatensystem liefert, und mit wenigstens einer zweiten Navigationsanordnung, die unabhängig von der ersten ist und die drei Koordinaten des Standorts des -Flugzeugs in einem zweiten vorgegebenen rechtwinkligen Koordinatensystem liefert, gekennzeichnet durch:

- eine Koordinatentransforciationsanordnung, welche die drei Koordinaten de3 betreffenden Vektors in dem zweiten Koordinatensystem liefert, und

- drei gleiche Integrationsschleifen, die jeweils einer der Achsen des Koordinatensystems zugeordnet sind, und von denen jede Integrationsschleife einen ersten Eingang aufweist, der an den entsprechenden Ausgang der Koordinatentransformationsanordnung angeschlossen ist, einen zweiten Eingang, der an den entsprechenden Ausgang der zweiten NavigationsanOrdnung angeschlossen ist, wenigstens eine Summier- und Integrationsschaltung und eine Vergleichsschaltung, deren Eingänge an den Ausgang der Summier- und Integrationsschaltung bzw. an den zweiten Eingang der Integrationsschleife angeschlossen sind, wobei der Ausgang der Vergleichsschaltung mit der Summier- und Integrationsschaltung verbunden ist, welche die Koordinaten der Geschwindigkeit und des Standorts des Plugzeugs parallel zu der betreffenden Achse liefert.

Bei einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung enthält die Integrationsschleife zwei hintereinander geschaltete Integratoren, die voneinander durch eine

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Addierschaltung getrennt sind, sowie eine Addierschaltung zwischen dem ersten Eingang der Integrations schleife und dem ersten Integrator.

Die Erfindung wird an Hand der Zeichnung beispielshalber beschrieben. Darin zeigen:

Fig.1 ein Schema zur Darstellung der Parameter , welche den Standort des Plugzeugs in Bezug auf die Landebahn definieren,

Fig.2 ein Übersichtsschema der erfindungsgemäßen Anordnung,

Fig.3 eine Ausführungsform eines Bestandteils der Anordnung von Fig.2,

Fig.4 eine andere Ausführungsform des gleichen Bestandteils der Anordnung von Fig.2 und

Fig.5 ein Beispiel für die Anwendung der Anordnung nach der Erfindung.

Fig.1 zeigt ein Flugzeug beim Anflug an die Landebahn RW mit der Längsachse X . Es wird angenommen, daß das Flugzeug auf einen Punkt A reduziert ist, der beispielsweise das Phasenzentrum der Antenne ist. Die Koordinaten X_Q, Y₀, Z des Flugzeugs in Bezug auf das dreidimensionale rechtwinklige Koordinatensystem O, X , Y_Q, Z_Q, in welchem die Z-Achse vertikal nach oben gerichtet ist, bestimmen seinen Standort in Bezug auf die Landebahn. Die Orientierung des Flugzeugs ist durch das mit dem Flugzeug verbundene Koordinatensystem A, X, Y, Z definiert. Man erhält dieses Koordinatensystem aus dem Koordinatensystem O, X_Q, Y_Q, Z_Q

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durch die Translation ÖA*, durch eine Drehung um den Winkel -Δ ψ um die Z -Achse , dann eine Drehung um den Winkel O um eine horizontale Achse, die aus der Y-Achse durch die Drehung um den Winkel -ΔΨ erhalten wird, wodurch die X₀-Achse parallel zur X-Achse gemacht wird, und schließlich durch die drehung um den Winkel -Ψ um die parallel zur X-Achse durch den Punkt gehende Achse. Dabei sind :

ΔΨ der Ansteuerungswinkel des Flugzeugs in Bezug auf die Landebahn oder Vorhaltewinkel;

θ der Längsneigungswinkel des Flugzeugs;

Φ der Querneigungswinkel (oder Rollwinkel) des Flugzeu gs.

Drei Parameter 1, m, t werden beispiyIsweise von der Trägheitazentrale des I lugaeugs geliefert; diese Parameter sind die ersten Ableitungen (Koordinaien des Geschwindigkeitsvektors) oder die zweiten Ableitungen (Koordinaten des Beschleunigungsvektors) der Koordinateü des Flugzeugs. Je nach der Art der Trägheitszentrale, sind diese Koordinaten in Bezug auf das Koordinatensystem O. X , Y₀, Z_Q verfügbar oder nicht.

Fig. 2 zeigt das Übers ic hts sehe ma der Anordnung für den allgemeinsten Fall, daß keine besondere Voraussetzung hinsichtlich der Art der am Ausgang der Trägheitszentrale 1 des Flugzeugs verfügbaren Signale 1, m, t gemacht wird, abgesehen davon, daß ea sich um die Koordinaten eines mit der Flugzeugbewegung verknüpften Vektors, nämlich des Geschwindigkeitsvektors oder des Beschleunigungsvektor3, in Bezug auf ein dreidimensionales rechtwinkliges Koordinatensystem handelt.

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Die Koordinaten I, M, T des gleichen Vektors in Bezug auf das Landebahn-Koordinatensystem O, X_Q, Y , Z werden am Ausgang der Koordinatentransformationsanordnung 2 erhalten; diese Anordnung enthält in an sich bekannter Weise eine Gruppe von Multiplizierschaltungen und algebraischen Addierschaltungen, da die Koordinaten L, M, T aus den Koordinaten 1, m, t durch Gleichungen der folgenden Form abzuleiten sind:

L = a..! + a^m + a^t
M = b-jl + b₂m + b,t
T = C₁I + c₂m + c,t

worin a^, a^» a,; b^, bp» b^; c.,, Cp, c, lineare Funktionen des Sinus und des Cosinus der Winkel λ, ii, ν sind, welche die relativen Richtungen der Achsen der beiden Koordinatensystem= definieren. Wenn die Koordinaten 1, BJ, t auf das Koordinatensystem K, X, Y, Z bezogen sind, sind die Winkel λ, α, ν die Winkelt, θ bzw.AV .

Damit die Figur nicht überladen wird, sind die Eingänge λ ii, ν der Anordnung bei 21 global dargestellt.

Die Signale L, M, T werden jeweils dem ersten Eingang einer Anordnung 4a, 4b bzw. 4c zugeführt, die alle gleich sind, und deren zweite Eingänge die Signale X^, Y₀ bzw. Z_Q empfangen, die von einer Hilfsanordnung 3 geliefert werden,beispielsweise der in der Patentanmeldung P 22 05 343.6 beschriebenen ILM-Anordnung.

Die Anordnungen 4 besitzen jeweils zwei Ausgänge, an denen die korrigierten Koordinaten V_x » ^ν _Υοο » ^vgoc '' der Geschwindigkeit und die korrigierten Koordinaten X₀₀,

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Y bzw. Z des Punktes A verfügbar sind.

UC UU

Fig.3 und 4 zeigen Ausführungsbeispiele der Anordnungen 4a, 4b, 4c, wobei Fig.3 den Fall betrifft, daß die Signale L, M, T die Koordinaten des Beschleunigungsvektors des Flugzeugs sind, während Fig.4 den Fall betrifft, daß diese Signale die Koordinaten des Geschwindigkeitsvektors sind.

Im ersten Fall enthält jede Anordnung 4i (i = a, b, c) hintereinander zwei gleiche Anordnungen, von denen jede eine Addierschaltung 411 bzw. 413 und einen Integrator 412 bzw. 414 aufweist; ferner enthält die Anordnung eine Subtrahierschaltung 42.

Das Ausgangssignal des Integrators 4H und die von der Anordnung 3 gelieferte Standortkoordinate X , Y bzw. Z werden in der Subtrahierschaltung 42 verglichen; an den Ausgang dieser Subtrahierschaltung sind zwei Verstärker 43 und 44 parallel angeschlossen.

Das Eingangssignal L, M bzw. T wird dem einen Eingang der Addierschaltung 411 zugeführt, deren zweiter Eingang an den Ausgang des Verstärkers 43 angeschlossen ist. Der Ausgang des Integrators 412 ist mit dem änen Eingang der Addierschaltung 413 verbunden, deren anderer Eingang an den Ausgang des Verstärkers 44 angeschlossen ist. Wenn die Verstärkungen der Verstärker 43 und 44 geeignet gewählt sind, ist das Ausgangssignal der Addierschaltung gleich der korrigierten Komponente V_Xoc, Vy₀₀ bzw. V_Zoe der Geschwindigkeit des Flugzeugs; man erhält dann am Ausgang des Integrators .4H die korrigierte Kooponente %_0Gt Yftrt bzw. Z des Flugzeugs.

Du OC

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Die Verstärkungsfaktoren K₁ und K₂ der Integratoren müssen so gewählt werden, daß das System gut gedämpft ist. Es läßt sich zeigen, daß die Dämpfungsbedingung, die beispielsweise einer doppelten Wurzel der Differen tialgleichung der Schleife entspricht, folgendermaßen lautet:

wenn angenommen wird, daß die beiden Integratoren gleich sind.

Die Filterung des Rauschens an den Eingangsparametern des Systems (L, M, T einerseits und X , Y , Z andererseits ) ist umso besser, je kleiner K₁ und K₂ sind; sie ist jedoch durch den möglichen statischen Beschleunigungsfehler begrenzt, der einen Standortfehler erzeugt, der umgekehrt proportional zu K₂ ist.

Wenn die Signale L, M, T die Komponenten der Geschwindigkeit darstellen, wird die Schaltung, wie in pig.4 dargestellt ist, wesentlich einfacher, weil sie nur eine Addierschaltung 415, nur einen Integrator 416 und nur einen Verstärker 417 enthält; die korrigierte Komponente der Geschwindigkeit ist am Ausgang der Addierschaltung verfügbar, und die korrigierte Komponente des Punktes A am Ausgang des Integrators.

Diese Lösung ist zwar einfacher, erfordert aber zur Erzielung der gleichen Genauigkeit bei der Bestimmung des Flugzeugstandorts eine wesentlich größere statische Genauigkeit der Beschleunigungsmesser, die beispielsweise 10 g bis 1O~ g betragen muß, während unter sonst gleichen Bedingungen eine Genauigkeit von 10 g bei der Schaltung von Fig.3 genügt.

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In allen Fällen ist es mit dem beschriebenen System möglich, Standort- und Geschwindigkeitsinformationen großer Güte auf Grund von funkelektrischen Daten zu erhalten, die infolge von Rauschen und der unzureichenden Folgefrequenz der Informationen im Vergleich zu den Flugzeuggeschwindigkeiten schlecht sind, und auf Grund von Informationen, die von einer I jchleunigungsmeßzentrale mit sehr mäßiger Genauigkeit stammen. Die auf diese V/ei ρ ^ erhaltene Information über den augenblicklichen Standort ist nur mit einem konstanten oder langsam veränderlichen Fehler behaftet, der im wesentlichen mit der statischen Genauigkeit der Anordnungen und 3 verknüp.1t ist, welche >i^; e Ro'r. iformationen liefern. Die auf diese V/eise bestimmte Geschwindigkeit ist dann praktisch exakt genau.

Selbst wenn beispielsweise da,- ILFl-System dem Piloten seinen Standort dauernd mit -^:'iem ^!.'-nrrtanten Fehler anzeigt, kann der Pilot die Landuoa unter ausgezeichneten Bedingungen durchführen, da ^" zusätzlich zu der Standortinformation eine exakte J*; rmation über seine augenblickliche; Geschwindig;ei ' zw. Verfügung hat.

Wenn die Zentrale 1 die Koordinaten 1, m, t in Bezug auf ein mit de-n Boden verbundenen ^nhtwi nkliges Koordinatensystem O , X^, Y^, Z^₁
die Xjj-Achse beispielsweise die Tn, besteht die Koordinatentranyforma einfach aus einer Drehung in Bezug wobei T identisch mit t ist, »Η ι durch die fol?;-H;}n Beziehungen

'fert, wobei .richtung ist, ^ in der Anordnung ^i die Vertikale, ;nd M mit 1. und m

nüpft sind:

L = 1 _voos A - m f" M = 1 sin A + u - ;■

Z 7·

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^BAD

Barin ist A der Azimut der Landebahn.

Das Übers ichts sehe ma von Pig.5 zeigt ein Anwendungsbeispiel des Systems an Bord eines Flugzeugs mit einer Anordnung 11, beispielsweise einer Gruppe von drei Beschleunigungsmessern, welche die Koordinaten des Beschleunigungsvektors in Bezug auf das mit dem Flugzeug verbundene Koordinatensystem A, X, Y ,Z liefert, einer Vertikalzentrale 5, welche den Querneigungswinkelt und den Längsneigungswinkel θ liefert, einem verbesserten ILM-Radarsystem 51» wie es in der zuvor erwähnten Patentanmeldung beschrieben ist, das die Rohkoordinaten X , Y , Z sowie den Winkel ΔΨ zwischen der X-Achse und der X-Achse ("Ansteuerungswinkel" in Bezug auf die Landebahn)liefert, einer Höhenmeßsonde 7 und einer Kopplungsanordnung 8 für die Übertragung der Standort- und Geschwindigkeitsinformationen zu der Flugzeuglenkeinrichtung.

In Fig.5 sind die zuvor unter Bezugnahme auf Fig. 3 genauer beschriebenen Schaltungen 4a, 4b, 4c durch den Block 4 dargestellt.

Der Eingang 21 hat hier drei Klemmen 21a, 21b, 21c, von denen die beiden ersten an die Ausgänge "Qaerneigung" (Winkel *)bzw. "Längsneigung" (Winkel Θ) der Zentrale 5 und der dritte an den Ausgang ΑΨ des ILM-Radargeräts 31 angeschlossen sind.

Während der Landung wird die einem Eingang der Anordnung zugeführte Höhenkoordinate Z entweder am Ausgang Z des I LM-Ra dar ge rät s 31 oder von dar Höhenmeßsonde 7 abgenommen. Zu diesem Zweck ist ein Umschalter 9 zwischen der Anordnung 4 einerseits und der Höhenmeßsonde 7 andrerseits angebracht« Dieser Umschalter kann von Hand oder automatisch gesteuert

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werden. Im letzten Fall vergleicht eine Vergleichsschaltung 10 die Rohentfernung X oder die Rohhöhe Z_Q mit gegebenenfalls einstellbaren vorbestimmten Werten X_fl bzw. Z_fl, die dem Bezugseingang 10a zugeführt werden. Bei dem dargestellten Beispiel ist die Entfernung gewählt. Das Ausgangs signal der Vergleichsschaltung steuert den Umschalter 9.

Die Ausgänge X₀₀, Y₀₀ , Z_QC und V_Xoo, V_Yoc und V_Zo£J können vorzugsweise mit den Additionaeingängen sowi.e mit den Eingängen des gleichfalls in der zuvor erwähnten Patentanmeldung beschriebenen Stillstandsentfernungsrechners verbunden sein.

Bisher ist noch keine Voraussetzung hinsichtlich der Art der verschiedenen Elemente der Schaltungen gemacht worden, da diese Elemente vollkommen von klassischer Art sind, und auch nicht über die Form der Eingangssignale der Anordnung 4 , da gegebenenfalls Anpassungsglieder bekannter Art zwischen aufeinanderfolgende Schaltungsteile eingefügt werden können, wie Gleichrichter, Modulatoren, Digital-Analog-Umsetzer oder Analog-Digital-Umsetzer usw,

Die Kreiselzentralen und Beschleunigungsmeßzentralen liefern beispielsweise Trägerstromsignale mit einer Frequenz von 400 Hz, und die Radarnavigatiönsanordnung Signale mit einem Gleichstromträger; in diesem Fall kann ein Gleichrichter zwischen den Anordnungen 1 und oder zwischen den Anordnungen 2 und 4 eingefügt werden, je nach der Art des Koordinatentransformators«

Die Erfindung ist beispielshalber unter der Voraussetzung beschrieben worden, daß die Signale 1, m, t von einer

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Beachleunigungs meßzentrale und die Signale X , Y , Z von eitB? funkelektrischen Anordnung geliefert werden. Es ist jedoch selbstverständlich, daß diese Signale auch auf andere Weise erhalten werden können; beispielsweise können die Signale 1, m, t die mit Hilfe eines Doppler-Radargeräts erhaltenen Geschwindigkeitskoordinaten sein. Es ist nur wesentlich, daß die Signale 1, m, t einerseits und die Signale X , Y , Z andererseits von Anordnungen geliefert werden, die unabhängig voneinander sind.

Patentansprüche

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Claims

Pa te η t a ns prüche

1. Landehilfesystem mit wenigstens einer ersten Navigations- ^^anordnung, welche die drei Koordinaten entweder des Geschwindigkeitsvektors oder des Beschleunigungsvektors des Flugzeugs in einem ersten vorgegebenen rechtwinkligen Koordinatensystem liefert, und mit wenigstens einer zweiten Navigationsanordnung, die unabhängig von der ersten ist und die drei Koordinaten des Standorts des Plugzeugs in einem zweiten vorgegebenen rechtwinligen Koordinatensystem liefert, gekennzeichnet durch:

- eine Koordinate η trans for ma ti onsancrdnung (2 , Fig. 2) , welche die drei Koordinaten des br ■ effenden Vektors in dem zweiten Koordinatensystem Liefert, und

- drei gleiche Inte gra ti ons oiaU; ilen (4a, 4b, 4c; Fig.2), die jeweils einer der Achsen des K ordinatensystems zugeordnet sind, nun von denen lede Integrationsschleife einen ersten Eingang aufweist, der an dei; entsprechenden Ausgang der Koordinate' tränt;.f jrtfatiorwancr.'nung angeschlossen ist, einen zweiten .ringarg, der ?v den entsprechenden /-usgang der zweiten Navigationsanordnung abgeschlossen ist, wenig stens eine Summier-· und Integra ti '^s schal tu ng (4¹¹, 412; 413, 414; Fig. 3; 413, 416; fig. 4 ^ '-'ηδ. eine Vergleichsschaltung (42; Fig. 5 und 4) , deren Eingänge an den Ausgaur der Summier- und Integrationsschal lung bzw. an den zweiten Eingang der Iniegrationsschleife angeschlossen sind, wöbe: der A_usgang der Vergleichsschaltung mit der Summier- und Integration ^schaltung verbund· .; ist, welche die Koordinaten dei' Geschwindigkeit und des Standorts des Flugzeugs parai IeI zu der betreffe-rion Achse liefert.

©AD OR

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2. Landehilfssystem nach Anspruch 1, bei welchem die erste Navigationsanordnung die Koordinaten des Geschwindigkeitsvektors liefert, dadurch gekennzeichnet, daß jede Summier- und Integrationsschaltung eine Addierschaltung (415, Pig.4) mit zwei Eingängen enthält, von denen der eine Eingang an den Ausgang der ersten Navigatlonsanordnung und der zweite Eingang über einen Verstärker (417) an den Ausgang der Subtrahierschaltung (42) angeschlossen sind, sowie eine Integrationsschaltung (416), die zwischen dem Ausgang der Addierschaltung und der Subtrahierschaltung angeühlossen ist, und daß jede Integrationsschleife zwei augängliche Ausgangsklemmen aufweist, von denen die eine der Ausgang ■ der Addierschaltung ist, welche die betreffende Koordinate der Plugzeuggeschwindigkeit liefert, während die andere der Ausgang der Integrationsschaltung ist, welche die Koordinate des Standorts des Plugzeugs liefert.

3. landehilfssystera nach Anspruch 1, bei welchem die erste Navigationsanordnung die Koordinaten des Beschleunigungsvektors liefert, dadurch gekennzeichnet, daß die Summier- und Integrationsschaltung (Pig.3} zwei gleiche, hintertiinandergeschaltete Anordnungen enthält, von denen jede eine Addierschaltung mit zwsi Eingängen (411, 413). und eine Integrationsschaltung (412, 414) aufweist, daß die Eingänge der ersben Addierschaltung (411) mit der ersten Navigationsanordnung bzw. über einen ersten Verstärker (43) mit dem Ausgang ä-ev Subtrahierschaltung (42) verbunden sind, während i-ir Ausgang suit üeti) Eingang der ersten Integrationsschaltung (412) verbunden ist, daß die Eingänge der zweiten Addierschaltung (413) mit dem Ausgang der ersten Integrations schal tu ^₁ (4i-°J baw. über einen sweiten Verstärker (44) mit äaia Ausgang der Subtrahier schal tu ng (43

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verbunden sind, während ihr Ausgang mit der zweiten Integrationsschaltung (4H) verbunden ist, daß der Ausgang der zweiten Integrationsschaltung (414) mit dem zweiten Eingang der Subtrahierschaltung (42) verbunden ist, und daß Ausgangsklemmen an den Eingang bzw. an den Ausgang der zweiten Integrationsschaltung (4H) zur Lieferung der betreffenden Koordinate des Geschwindigkeitsvefctors bzw. des riugzeugstandorts angeschlossen sind.

4. Landehilfssystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Ausgänge der Integrationsschleifen mit den Lenkeinrichtungen des Flugzeugs verbunden sind.

5. Landehilfe system nach einem der vorhergehenden Ansprüche mit einer Höhenmeßanordnung, die unabhängig von der zweiten Navigationsanordnung ist, wobei das zweite Koordinatensystem eine vertikale Achse aufweist und die Koordinate des Ilugzeugs paralle zu dieser Achse die Höhe des Flugzeugs darstellt, dadurch gekennzeichnet, daß ein Umschalter (9, Fig.5) vorgesehen ist, der wahlweise den zweiten Eingang der Intsgrationsschaltung, die der Koordinate entlang der vertikalen Achae zugeordnet ist, mit der zweiten Kavigationsanordnung (31) oder mit dem Ausgang der Höhenaeßanordnung (7) verbindet, je nachdem, ob entweder der Höhe npara meter oder der Entfernungsparameter größer oder kleiner als ein vorgegebener Wert ist.

6. Landehilfesystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei welchem das zweite Koordinatensystem eine horizontale Achse, die auf der Achse der Landebahn liegt, eine zweite horizontale Achse und eine vertikale Achse aufweist, während das erste Koordinatensystem gleichfalls eine vertikale Aca:?e

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und eine in der Nordrichtung liegende Achse aufweist, dadurch gekennzeichnet, daß die Koordi na tentra πβ for ma tionsanordnung (2) einen Eingang aufweist, der mit der Anordnung zur Angabe des Azimuts der Landebahn verbunden ist.

7. üandehilfssystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei welchem das zweite Koordinatensystem eine horizontale Achse, die auf der Achse der Landebahn liegt, eine zweite horizontale Achse und eine vertikale Achse aufweist, während das erste Koordinatensystem mit dem Flugzeug verbunden ist und eine mit der Längsachse oder Rollachse des Flugzeugs zusammenfallende Achse, eine senkrecht zu der ersten Achse liegende horizontale Achse (Querachse), die gegen Rollen stabilisiert ist, und die Hochachse des Flugzeugs aufweist, dadurch gekennzeichnet, daß die Koordinatentransformationsanordnung zwei Eingänge aufweist,von denen der eine mit dem "Längsneigungswinkel"-Ausgang und der andere mit dem "Querneigungswinkel"-Ausgang der Zentrale des Flugzeugs verbunden ist, während der dritte Eingang an den "Vorhaltewinke!"-Ausgang der zweiten Navigationsanordnung angeschlossen ist.

8. Landehilfssystera nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die erste Navigationsanordnung durch eine Traghe its zentrale und die zweite Navigationsanordnung durch ein ILM-System gebildet sind.

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