DE2624095A1

DE2624095A1 - Flaechennavigationssystem

Info

Publication number: DE2624095A1
Application number: DE19762624095
Authority: DE
Inventors: Edmond Earl Olive; William Charles Post
Original assignee: Sperry Rand Corp
Current assignee: Sperry Corp
Priority date: 1975-05-29
Filing date: 1976-05-28
Publication date: 1976-12-09
Also published as: BR7602979A; US3994456A; IL49594A0; FR2331084B1; IT1066099B; JPH0133398B2; GB1524261A; CA1084613A; JPS51146099A; FR2331084A1; IL49594A; DE2624095C2

Description

Patentanwälte Dipl.-lng. C u rt Wallach Dipl.-lng. Günther Koch Dipl.-Phys. Dr.Tino Haibach Dipl.-lng. Rainer Feldkamp

D-8000 München 2 · Kaufingerstraße 8 · Telefon (0 89) 24 02 75 · Telex 5 29 513 wakai d

Datum: 28. Mai 1976

Unser Zeichen: ^

Sperry Rand Corporation New York, USA

Fläohennavigationssystem

Die Erfindung bezieht sich auf ein Flächennavigationssystem für Luftfahrzeuge zur Führung eines Luftfahrzeuges von einem Anflugkurs zu einem Abflugkurs.

Es sind Flächennavigationssysteme, die im folgenden als RNAV bezeichnet werden, für Luftfahrzeuge bekannt, die einen Übergang des Luftfahrzeuges von dem Anflugkurs oder der Anflugstrecke eines Wegpunktes zur nächsten Strecke dadurch bewirken, daß lediglich an einer vorgegebenen Entfernung von dem Wegpunkt von dem ersten Kurs über Grund auf den nächsten umgeschaltet wird, wobei die Steuersignale die nächste Flugstrecke entweder durch manuelle Pilotensteuerung anhand des Flugkommandogerätes oder durch Zuführung der Steuersignale an das automatische Flugsteuersystem erfassen können. Dieses bekannte Verfahren ergibt insbesondere in der automatischen Betriebsweise ein exponentielles Erfassen und Aufnehmen des nächsten Kurses über Grund unter Verwendung einer MJS3hung der Querablage und des Kurswinkelfehlers. Weil die bekannte Lösung das Fehlen von Nichtlinearitäten annimmt, wie z.B.

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Querneigungslagen-Begrenzungen (unbegrenzte Querneigungsbefehle) und weil die Querneidungswinkelbefehle in der Praxis notwendigerweise aus Sicherheitsgründen und aus Gründen des Passagierkomforts begrenzt sind, tritt ein unerwünschtes Überschießen sowie eine ungesteuerte Schwingung um die Flugbahn ("S"-Flug) auf der nächsten Flugstrecke auf, wodurch ein übermäßig großer Luftraum in relativ unkontrollierter Weise beansprucht wird. Zusätzlich werden am Punkt des Umschaltens der Flugstrecken große AbweichungssignaIe erzeugt, die zu einer unerwünscht großen Abweichungsanzeige und einer plötzlichen Änderung des Kurssteuerbefehls führen, der dem Piloten von den Fluginstrumenten gegeben wird. Wenn die angezeigte Abweichung auf oder in der Nähe dss Maximalwertes liegt, kann der Pilot nicht mehr die Luftfahrzeug-Position erkennen. Obwohl diese bekannte Technik zur Durchführung eines Überganges zwischen zwei verschiedenen Kursen über Grund die derzeitigen Flugsieherungs-Vorschriften bezüglich der Abstandshaltung von Luftfahrzeugen bei der Durchführung eines Überganges von einem Kurs zum anderen erfüllt hat, könnten zukünftige Bestimmungen für die "Führung um Ecken" im Hinblick auf die Abstandshaltung von Luftfahrzeugen nicht erfüllt werden.

Ein erfindungsgemäß ausgebildetes Flächennavigationssystem für Luftfahrzeuge mit Einrichtungen zur Führung des Luftfahrzeuges von einem Anflugkurs zu einem Atflugkurs eines Wegpunktes umfaßt Querneigungsvorspanneinrichtungen zur Erzeugung eines vorgegebenen Querneigungswinkel-Befehlssignals leine Querneigungsbewegung des Luftfahrzeuges auf eine vorgegebene gewünschte Querneigungslage, Rechnereinrichtungen zur Berechnung eines kreisförmigen Kurvenweges von dem Anflugkurs zum Abflugkurs tangential hierzu und mit einem Kurvenradius entsprechend dem Querneigungswinkel-Befehlssignal, und Abweichungseinrichtungen zur Erzeugung von Abweichungssignalen bezüglich des kreisförmigen Weges derart, daß das Luftfahrzeug auf dem kreisförmigen Weg Bei Durchführung des Überganges von dem Anflug- zum Abflugkurs geführt wird.

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Es wird ein vorgegebener kurvenförmiger Weg von einer Strecke zur nächsten Strecke in dem Flächennavigationssystem berechnet und es werden Steuersignale bezüglich des kurvenförmigen Weges erzeugt, um das Luftfahrzeug entlang dieses Weges zu führen. Ein Querneigungswinkel-Vorspannungsbefehl wird bei der Festlegung des kurvenförmigen Weges während des Überganges von den Strecken verwendet. Die Auswertesignale können Querablage- und Kurswinkelfehlersignale (bezogen auf den Kurs über Grund) sein, die dem automatischen Flugsteuersystem und/oder den Fluginstrumenten des Luftfahrzeuges zugeführt werden können, um eine automatische Steuerung durchzuführen und um den Piloten über die Luftfahrzeuglage und -position bezüglich des kurvenförmigen Weges zu informieren, so daß eine Korrekturmaßnahme durchgeführt werden kann.

Weitere vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen.

Die Erfindung wird im folgenden anhand von in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispielen noch näher erläutert.

In der Zeichnung zeigen:

Fig. 1 ein Diagramm, das geometrische Parameter

des kurvenförmigen Übergangsweges eines Luftfahrzeuges von einem Anflugkurs zu einem Abflugkurs an einem Wegpunkt zeigt;

Fig. 2 ein der Fig. 1 ähnliches Diagramm, das jedoch

weitere geometrische Parameter zeigt;

Fig. J ein schematisches Blockschaltbild der Steuereinrichtung eines Flächennavigationssystems;

Fig. 4 eine grafische Darstellung, die die Funktionsbeziehungen des gewünschten Querneigungswinkels bezüglich der Geschwindigkeit über Grund und

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des Kursänderungswinkels des Kurses über Grund zeigt;

Fig. 5 ein schematisehes Blockschaltbild einer abgeänderten Ausführungsform der Erfindung.

In den Figg. 1 und 2 sind die lateralen Navigationsparameter dargestellt, die bei der Durchführung eines Überganges von dem Anflugkurs zum Abflugkurs eines Wegpunktes 10 eines Flächennavigationssystems auftreten. Der Wegpunkt 10, dessen geografische Lage durch die Polarkoordinaten r, θ bezüglich einer VORTAC-Station 11 bestimmt ist, weist einen Anflugkurs 12 und einen Abflugkurs 13 auf. Die Anflug- und Abflugkurse 12 und 13 bezüglich der Nordrichtung sind mit Ψ, bzw. Vp bezeichnet. Die geografische Lage des Luftfahrzeuges wird von der VORTAC-Station 11 in üblicher Weise durch die dargestellten R, il-Koordinaten bestimmt. Die Mord- und Ostkomponenten der Lage des Wegpunktes 10, der VORTAC-Station 11 und des Luftfahrzeuges Ik bezüglich einander sind ebenfalls dargestellt. Beispielsweise sind die Größen der Nord- und Ost-Koordinaten des Luftfahrzeuges Ik bezüglich der VORTAC-Station 11 in Fig. 2 mit NAV bzw. EAV bezeichnet, wobei verständlich ist, daß diesen Koordinaten in Abhängigkeit von der Richtung ein geeignetes Vorzeichen gegeben wird. In ähnlicher Weise sind die Nord- und Ost-Koordinaten des Wegpunktes 10 bezüglich der VORTAC-Station 11 mit NWV bzw. EWV bezeichnet. Weiterhin bezeichnen NAW und EAW die Nord- bzw. Ost-Koordinaten des Luftfahrzeuges 14 bezüglich des Wegpunktes 10.

V*

Es wird ein kurvenförmiger Weg 15 erzeugt, an dem das Luftfahrzeug Ik entlangfliegen sollte, um einen gleichförmigen und gesteuerten Übergang von dem Anflugkurs 12 zum Abflugkurs 13 durchzuführen. Der kurvenförmige Weg 15 ist vorzugsweise teilkreisförmig und tangential an die Anflug- und Abflugkurse an den Punkten A bzw. B. Ein maximaler Luftfahrzeug-Querneigungswinkel für den Übergang wird als Funktion der Ge-

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sohwindigkeit des Luftfahrzeuges über Grund und der V;inkeldifferenz zwischen den Anflug- und Abflugkursen 12, 13 bestimmt. Wenn der Querneigungswinkel bestimmt ist, wird der Kurvenradius 16 des kurvenförmigen Weges 15 entsprechend dem maximalen Querneigungswinkel und der Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges über Grund festgelegt. Es wird dann der Abstand d (Fig. 1) beäbimmt, der den Punkt A auf dem Anflugkurs 12 festlegt und der in Kombination mit dem Kurvenradius 16 den Kurvenmittelpunkt für den kurvenförmigen Weg 15 festlegt.

Damit das Luftfahrzeug 14 entlang des Weges 15 fliegt, wird der maximale Querneigungswinkel am Punkt A aufgenommen, wobei das Luftfahrzeug auf einen Querneigungswinkel von O am Punkt B zurückkehrt. Weil das Luftfahrzeug 14 jedoch nicht momentan in die maximale QXierneigungslage gebracht und wieder ausgerollt werden kann, wird der zugehörige Querneigungsbefehl am Punkt A' gegeben und am Punkt B'beseitigt. Die Abstände d¹ des Punktes A¹ vom Punkt A und des Punktes B' vom Punkt B werden im Hinblick auf Passagierkomfort und Querneigungsansprecheigenschaften des betreffenden Luftfahrzeuges bestimmt.

Wenn das Luftfahrzeug 14 den befohlenen Querneigungswinkel am Punkt A aufweist, hält die Steuerkursänderungsgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges das Luftfahrzeug auf dem kurvenförmigen Pfad 15, und zwar in einer idealisierten Umgebung in ruhender Luft. Jedoch weicht das Luftfahrzeug auf Grund von Wind, Geschwindigkeitsänderungen, Trimmzuständen und ähnlichem von dem kurvenförmigen Weg 15 ab. Um diese Abweichungen zu korrigieren, werden der Querablagefehler (XTK) und der Kurswinkelfehler (TKE, bezogen auf Kurs über Grund) bezüglich des kurvenförmigen Weges 15 erzeugt, um das Luftfahrzeug zu steuern und um dem Piloten eine Anzeige in einer noch zu beschreibenden Weise zu liefern. Zur Erleichterung der Erläuterung anhand der Fig. 1 wird das Luftfahrzeug 14 in vielen Fällen als am Punkt A befindlich angenommen. Damit sind die Nord- und Ost-Koordinaten des Luftfahr-

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zeuges 14 bezüglich des Kurvenflugpunktes mit NTCA bzw. ETCA bezeichnet. In ähnlicher Weise bezeichnen NTCW und ETCW (Fig. 2) die Nord- und Ost-Komponenten des Kurvenmittelpunktes bezüglich des Wegpunktes 10.

Im folgenden wird anhand der Fig. 3 unter weiterer Bezugnahme auf die Figuren 1 und 2 ein schematisches Blockschaltbild einer Einrichtung zur Erzeugung des kurvenförmigen Weges 15 und zur Steuerung des Luftfahrzeuges 14 derart, daß es entlang dieses Weges beim Übergang von dem Anflugkurs 12 zum Abflugkurs 13 des Wegpunktes 10 fliegt, erläutert. Die Einrichtung nach Fig. schließt eine Anzahl von Funktionsblöcken ein, die in Form von einer einer Vielzahl von gut bekannten Einrichtungen ausgeführt werden können. Beispielsweise können die Funktionsblöcke durch diskrete analoge oder digitale Spezialzweckschaltungen ausgeführt werden oder sie können alternativ in Form einer digitalen Allzweck-Recheneinrichtung ausgeführt werden.

Ein VOR-Empf anger 20 liefert die VOR-Peilung il und ein DME-Empf anger 21 liefert die DME-Entfernung R in Abhängigkeit von den Signalen von der VORTAC-S ta tion 11. Die Entfemungs- und Peildaten werden einem Funktionsblock 22 zugeführt, in dem eine Funktion F, die VOR- und DME-Daten in die Nord- bzw. Ostkoordinaten NAV bzw. EAV des Luftfahrzeuges bezüglich der VORTAC-station 11 umwandelt. Schaltungen zur Erzeugung der Funktion F, sind gut bekannt und werden hier nicht beschrieben. Die VOR- und DME-Daten werden weiterhin üblichen Funktionsblöcken 23 und 24 zugeführt, in denen Funktionen F₂ und F, den Kurswinkel bzw. die Geschwindigkeit V des Luftfahrzeuges 14 über Grund liefern. Es ist verständlich, daß der Luftfahrzeug-Steuerkurs (HDG) von einem üblichen Kompaßsystem 29 und die wahre Fluggeschwindigkeit (TAS) von einem üblichen Flugdatensystem 28 als Eingänge für den Funktionsblock 24 verwendet werden können, so daß ein genauer Wert der vorherrschenden Geschwindigkeit V über Grund erzeugt wird. Die Funktion F, des Blockes 24 kann in der Weise ausgeführt werden, wie dies

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in der US-Patentschrift 3 919 529 beschrieben ist.

Die Einrichtung nach Pig. 3 weist weiterhin einen Rechner 25 zur Speicherung der Navigationsdaten bezüglich des Flugplans des Luftfahrzeuges auf. Beispielsweise können in den Rechner 25 vor einem speziellen Flug die geografischen Lagen aller Wegpunkte entlang des Flugplanes sowie die Lage der zugehörigen VORTAC-Stationen eingegeben werden. Der Rechner ist in üblicher Weise aufgebaut, um die erforderlichen Daten bezüglich der aufeinanderfolgend erreichten Wegpunkte zu liefern, während das Luftfahrzeug dem Flugplan folgt. Wenn sich beispielsweise das Luftfahrzeug auf dem Anflugkurs 12 des Wegpunktes 10 befindet, liefert der Rechner 25 die vorher gespeicherten Anflug- und Abflugkurse ^₁ bzw. ^₂ für den Wegpunkt 10 sowie die Peilung θ und die Entfernung r des Wegpunktes 10 gegenüber der VORTAC-Station 11. Der Rechner 25 liefert weiterhin ein Steuersignal CCW in Abhängigkeit davon, ob die Kurve von dem Anflugkurs auf den Abflugkurs 13 im Uhrzeigersinn oder im Gegenuhrzeigersinn erfolgt.

Der Rechner 25 empfängt Signale von einem manuellen Dateneingabegerät 26 für den Piloten,^dessen Hilfe der Pilot die in dem Rechner 25 gespeicherten Daten ändern oder neue Daten in diesen eingeben kann.Das Dateneingabegerät 26 kann beispielsweise ein übliches Tastatur-Dateneingabegerät für numerische und diskrete Daten sein, damit die Daten dem Rechner 25 in gut bekannter Weise zugeführt werden. Das Dateneingabegerät 26 wird beispielsweise dann verwendet, wenn der Pilot von dem Flugplan, wie er in dem Rechner 25 gespeichert ist, abweichen will.

Die Peilungs- und Entfernungsdaten (θ, r) des Wegpunktes 10 bezüglich der VORTAC-Station 11 werden einem Funktionsblock 27 zugeführt. Der Funktionsblock 27 führt die Funktion F₂^ zur Umwandlung der Θ-, r-Daten in die Nord- und Ost-Koordinaten NWV bzw. EWV des Wegpunktes bezüglich der VDRTAC-S ta tion aus.

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Die Signale NAV von dem Block 22 und NWV von dem Block 27 werden einer algebraischen Summiereinrichtung 30 zugeführt, um die Nord-Koordinate NAW des Luftfahrzeuge Ik bezüglich des Wegpunktes 10 zu liefern. In ähnlicher Weise werden das EAV-Signal von dem Block 22 und das EWV-Signal von dem Block 27 einer algebraischen Summiereinrichtung 31 zugeführt, um die Ostkoordinate EAW des Luftfahrzeuges 14 bezüglich des Wegpunktes 10 zu erzeugen.

Die Anflug- und Abflugkurs-Signale Ψ, und fp von dem Rechner 25 werden einem Punktionsblock 32* zugeführt, der die Funktion &f = 4>₂ - Vp₁ berechnet. Das ΔΫ-Signal von dem Funktionsblock 32^! sowie das Signal V für die Geschwindigkeit über Grund von dem Funktionsblock 24 werden einem Funktionsblock 32 zugeführt. Der Funktionsblock 32 liefert den maximal gewünschten Querneigungswinkel f entsprechend der Funktionsbeziehung F_ der Kursänderung Af= ^₂ - V. und der Geschwindigkeit V über Grund. Der gewünschte Querneigungswinkel £ wird im wesentlichen so bestimmt, wie dies der Pilot anhand der Fluggeschwindigkeit und der Größe der Steuerkursänderung durchführen würde. Je schneller sich das Luftfahrzeug bewegt, desto niedriger sollte der gewünschte Querneigungswinkel sein, damit sich ein sanfter Flug ergibt. Je größer die erforderliche Steuerkursänderung ist, desto steiler sollte aus praktischen Gründen der gewünschte Querneigungswinkel sein. Der Querneigungsbefehl Ψ wird am Punkt A¹ (Fig. 1) derart angelegt, daß das Luftfahrzeug den Querneigungswinkel angenommen hat, wenn es den Punkt A erreicht, so daß das Luftfahrzeug dem kurvenförmigen Weg 15 in zu beschreibender Weise folgt.

Es ist verständlich, daß die Funktionsbeziehung F,-, die gerätemäßig in dem Block 32 ausgeführt ist, entsprechend den speziellen Eigenschaften des Luftfahrzeuges ausgewählt ist, in das das System eingebaut ist. In Fig. 4 sind typische Funktionsbeziehungen dargestellt, die für die Verwendung bei modernen Strahltransportflugzeugen geeignet sind. Die Funktionsbeziehungs-

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linien a, b, c, d und e stellen Kursänderungen von >90 , 70 , 50°, 30° und < 10° dar. Die Punktionsbeziehungen naeh Fig. 4 werden in einfacher Weise gerätemäßig durch übliche Einrichtungen wie z.B. Speichertafeln, Diodenmatrizen und ähnliches ausgeführt. Es ist verständlich, daß der Block 32 auf das Signal Af « Ψ ₂ -Y₁ von dem Block 32' anspricht und daß dieses Differenzsignal zusammen mit der Geschwindigkeit V über Grund von dem Block 24 die Funktionsgeneratoreinrichtung ansteuert, um den zugehörigen Wert Φ zu liefern, wie diesjin Fig. 4 gezeigt ist.

Wie es aus Fig. 3 zu erkennen ist, werden das Querneigungswinkelsignal ^_m von dem Block 32 und das Signal V für die Geschwindigkeit über Grund von dem Block 24 einem Funktionsblock 33 zugeführt, um den Kurvenradius (TR) 16 (Fig. 1) für den kreisförmigen Weg 15 entsprechend einer Funktion Fg in folgender Weise zu erzeugen:

_r2

^F6 - ™ - g tan

worin g die Erdbeschleunigung ist. Es ist verständlich, daß die Funktion Fg in einfacher Weise durch irgendeine einer Vielzahl von geeigneten und gut bekannten Analog- und Digitalschaltungen gewonnen werden kann.

Das ΔΨ-Signal von dem Funktionsblock J>2 sowie das Kurvenradiussignal TR von dem Funktionsblock 33 werden einem Funktionsblock 34 zur Erzeugung eines Signals d zugeführt, das die Entfernung d zwischen dem Punkt A und dem Wegpunkt 10 nach Fig. darstellt. Die Entfernung d wird entsprechend der Funktion F wie folgt bestimmt:

F = d = TR tan |

worin, wie weiter oben erläutert, ΔΫ = ^₂ - f-, ist. Der Block 34 führt die Funktion F₇. in einer Weise aus, die der anhand

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-lO-

des Blockes 33 beschriebenen ähnlich ist.

Das f,-Signal von dem Rechner 25, das Kurvenradius-Signal TR von dem Funktionsblock 33 und das d-Signal von dem Funktionsblock 3^ werden einem Funktionsblock 35 zugeführt, der die Nord- und Ost-Koordinaten des Kurvenmittelpunktes bezüglich des Wegpunktes 10 gemäß Fig. 2 entsprechend einer Funktion Fq erzeugt, die wie folgt lautet;

(NTCW = -d cos Y₁-TR sin 4^) ⁸ (ETCW = -d sin ^₁ + TR cos V₁)

Der Block 35 ist in irgendeiner geeigneten Weise ausgewählt, wie es weiter oben anhand des Blockes 33 beschrieben wurde.

Das NTCW-Signal von dem Block 35 und das NAWtSignal von der algebraischen Summiereinrichtung 30 werden in einer algebraischen Summiereinrichtung 36 kombiniert, um die NTCA-Nordkoordinate der Luftfahrzeugposition bezüglich des Kurvenmittelpunktes zu liefern. In ähnlicher Weise kombiniert eine algebraische Summiereinrichtung 37 das ETCW-Signal von dem Block 35 mit dem EAW-Signal von der algebraischen Summiere inr ichtung 31, um das ETCA-Koordinatensignal der Luftfahrzeugposition bezüglich des Kurvenmittelpunktes zu liefern. Die NTCA- und ETCA-Signale werden als Eingänge einem Funktionsblock 40 zugeführt, in dem die Größe O₁ gemäß Fig. 1 entsprechend einer Funktion F_Q wie folgt erzeugt wird:

ρ=θ = tan" ¹ NTCA
^y ^l ETCÄ

worin θ die Winkelposition des Luftfahrzeuges auf dem kurvenförmigen Weg 15 darstellt.

Das Kurswinkelsignal von dem Funktionsblock 23., das CCW-Signal von dem Rechner 25 und das ©.-Signal von dem Funktionsblock 40 s owie ein konstantes, 90° darstellendes Signal werden einem

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Funktionsblock 4l zugeführt, um den Kurswinkelfehler TKE entsprechend einer Funktion F₁₀ wie folgt zu erzeugen:

(TKE = (O₁ - 90°) - Kurswinkel für Gegenuhr ze igerstankurren (TKE - (G₁ + 90 ) - Kurswinkel für Uhrzeige rs inn-Kurv en

Das TKE-Signal wird einer Leitung 42 sowie einem Verstärkungsblock 43 zugeführt. Der Verstärkungsblock 43 gibt dem TKE-Signal eine Verstärkung k₂ in gut bekannter Weise, wobei die Verstärkung k₂ entsprechend der Luftfahrzeug-Eigenschaften und -geschwindigkeit ausgewählt und in üblicher Weise eingestellt ist.

Das CCW-Signal von dem Rechner 25, das Kurvenradiussignal TR von dem Funktionsblock 33* das NTCA-Signal von der Summiereinrichtung 36 und das ETCA-Signal von der Summiereinrichtung 37 werden einem Funktionsblock 44 zugeführt, der das Querablage-Fehlersignal XTK entsprechend der folgenden Funktion F,, erzeugt:

(XTK m VNTCA² + ETCA² - TR für Gegenuhrzeigersinnkurven

./ 2 2
-VNTCA + ETCA^

₁₁ ( ./ 2 2

¹ (XTK = TR -VNTCA + ETCA^ für Uhrzeigersinnkurven

Das XTK-Signal wird einer Leitung 45 sowie einem Verstärkungsblock 46 zugeführt, der dem XTK-Signal eine Verstärkung k₁ in einer Weise erteilt, die der vorstehend bezüglich des Blockes 43 ähnlichen ist. Das verstärkte XTK-Signal von dem Block 46 wird mit dem ¹P -Signal von dem Block 32 in einer algebraischen Summiereinrichtung 47 kombiniert. Der Ausgang der algebraischen Summiereinrichtung 47 und das verstärkte TKE-Signal von dem Block 43 werden in einer algebraischen Summiereinrichtung 50 kombiniert, um das System-Steuersignal ψ an einer Leitung 51 zu erzeugen. Das Φ -Signal kann wie folgt ausgedrückt werden:

Ψ_ο » <P_m + Ic₁ XTK + k₂ TKE

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Vorzugsweise wird das Steuersignal Ψ an der Leitung 51 dem Querneigungskanal des automatischen Plugsteuersystems des Luftfahrzeuges und weiterhin der lateralen Steuermarke des Fluglagenkommandoanzeigegerätes des Flugkommandosystems des Luftfahrzeuges zugeführt. Das Kurswinkel-Fehlersignal TKE an der Leitung 42 wird vorzugsweise der Befehlssteuerkurs-Marke des Horizontalsituations-Anzeigeinstrumentes des Luftfahrzeuges zugeführt, während das Querablage-Fehlersignal XTK an der Leitung 45 dem lateralen Abweichungsanzeiger des Horizontalsituations-Anzeigegerätes zugeführt wird.

Im Betrieb wird, wenn das Luftfahrzeug den Punkt A¹ (Fig. l) erreicht, was durch das Signal d von dem Block y\ und den vorstehend erläuterten vorgegebenen Wert von d^f angezeigt wird, die Luftfahrzeugsteuerung durch nicht gezeigte übliche Einrichtungen von der geradlinigen Steuereinrichtung für den Anflugkurs 12 (Fig. 1) auf die Steuereinrichtung nach Fig. 3 für den kurvenförmigen Pfad umgeschaltet. Das Ψ -Signal von dem Block 32, das über die Elemente 47 und 50 der Leitung 51 zugeführt wird, bewirkt, daß das Luftfahrzeug den Querneigungswinkel ψ am Punkt A annimmt. Der Querneigungswinkel ψ bewirkt dann, daß das Luftfahrzeug eine Kurve um den Kurvenmittelpunkt ausführt, der durch die NTCA und ETCA-Signale von den Elementen 36 und 37 bestimmt ist, wobei sich ein Kurvenradius TR ergibt, der durch den Block 33 bestimmt ist. Wenn sich das Luftfahrzeug auf dem kurvenförmigen Weg 15 befindet, sind das Kurswinkel-Fehlersignal an der Leitung 42 und das Querablage-Fehlersignal an der Leitung 45 beide gleich 0, so daß das Steuerbefehlssignal tp gleich dem Querneigungswinkel-Befehl Ψ ist, der bestrebt ist, das Luftfahrzeug auf dem kurvenförmigen Pfad 15 dadurch zu halten, daß die Querlage des Luftfahrzeuge auf dem Winkel ψ gehalten wird. Wenn das Luftfahrzeug von dem kurvenförmigen Weg 15 beispielsweise auf Grurd von Übergangserscheinungen wie Wind und ähnliches oder Luftfahrzeugkonfigurationsänderungen abweicht, ist die Kombination des Kurswinke1-Fehlersignals von dem Block 41 und des Querablage-Fehlersignals von dem Block 44, die in dem Steuerbefehlssignal Ψ kombiniert sind,

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bestrebt, das Luftfahrzeug auf den kurvenförmigen Weg 15 zurückzusteuern.

Wenn das Luftfahrzeug den Punkt B' (Fig. 1) erreicht, der anhand des berechneten Wertes von d und dem vorgegebenen Wert von d' in der vorstehend beschriebenen Weise bestimmt ist, so wird die Luftfahrzeugsteuerung mit Hilfe nicht gezeigter Einrichtungen von der Steuereinrichtung gemäß Fig. 3 für den kurvenförmigen Weg auf die geradlinige Steuereinrichtung für den Abflugkurs 13 umgeschaltet, so daß das Luftfahrzeug in einen ebenen Flugzustand zurückrollt wenn es den Punkt B erreicht, so daß der Übergang von dem Anflugkurs 12 zum Abflugkurs 13 des Wegpunktes 10 vollendet ist.

Es ist verständlich, daß, weil der Querablagefehler von dem Block 44 über eine Leitung 45 der Lateralabweichungsmarke des Horizontalsituations-Anzeigegerätes (HSl) zugeführt wird und weil der Fehler bezüglich des kurvenförmigen Pfades 15 berechnet wird, während das Luftfahrzeug den Kursübergang ausführt, es lediglich erforderlich ist, daß der Pilot den Lateralabweichungsanzeiger zentriert hält, damit der gewünschte kurvenförmige Weg zurückgelegt wird. In ähnlicher Weise bleibt, weil der Kurswinkelfehler von dem Block 41 über die Leitung 42 der Befehissteuerkursmarke des HSI zugeführt wird und der Fehler bezüglich des kurvenförmigen Weges 15 berechnet ist, die Befehlssteuerkursmarke unter dem Index des HSI zentriert wenn das Luftfahrzeug den Kursübergang entlang des kurvenförmigen Weges 15 ausführt. Die Drehgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges entlang des kurvenförmigen Weges 15 wird dem Piloten dadurch angezeigt, daß die Kompaßrose des HSI unter der Befehissteuerkursmarke mit einer Rate durchläuft, die gleich der Drehgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges ist bis der neue Kurs am Punkt B nach Fig. erreicht ist. Somit führt das System das Luftfahrzeug bei der Durchführung von Kurven unter der Verwendung der gleichen Steuergesetze und Ausgärige wie beim Fliegen geradliniger Kurse und es ermöglicht zusätzlich übereinstimmende HSI-Anzeigeregeln.

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Es ist verständlich, daß der HSI dem Piloten eine klare und ununterbrochene Darstellung der Systembetriebseigenschaften während des gesamten Überganges gibt.

In Fig. 5i in der gleiche Bezugsziffern gleiche Bauteile wie in Fig. 5 bezeichnen, ist eine abgeänderte Ausführungsform der Erfindung dargestellt. Der VOR-Empfänger 20, der DME-Empfänger 21 und das manuelle Dateneingabegerät 26 für den Piloten liefern Eingänge an einen programmierten Allzweckdigitalrechner 60, wobei die Dateneingänge von den Blöcken 20, 21 und 26 ähnlich denen sind, die vorstehend anhand von Fig. 3 beschrieben wurden. Es ist verständlich, daß übliche (nicht gezeigte) Analog-/Digitalkonverter an der Eingangsschnittstelle des Rechners 60 verwendet werden können, wenn dies zweckmäßig ist. Der Rechner 60 ist so programmiert, daß er das Kurswinke!-Fehlersignal TKE, das Querablage-Fehlersignal XTK und das Steuersignal ψ an den Leitungen 4-2, 45 und 51 liefert, wobei die Art und der Zweck dieser Signale weiter oben anhand der Fig. J5 beschrieben wurde.

Der Rechner 60 ist in üblicher und gut bekannter Weise so programmiert, daß er die NAV-, EAV-j Kurswinkel- und Bodengeschwind igkeits-(V)-Signale in der vorstehend beschriebenen Weise anhand der VOR- und DME-Daten liefert. Weiterhin speichert der Rechner 60 in einer Weise, die der vorstehend bezüglich des Rechners 25 nach Fig. J5 beschriebenen Weise ähnlich ist, die Y₁-, t₂-, Θ-, r- und CCW-Daten bezüglich der VORTAC-Stationen und Wegpunkte des Flugplans. Diese Daten können ebenfalls mit Hilfe des manuellen Dateneingabegerätes 26 für den Piloten in der vorstehend beschriebenen Weise geändert und ergänzt werden. Der Rechner 60 ist weiterhin in üblicher und gut bekannter Weise so programmiert, daß er. die NWV- und EWV-Signale aus den gespeicherten Θ- und r-Daten liefert.

Die vorstehend beschriebenen Parameter stehen intern zur Verfügung und der Rechner 60 ist so programmiert, daß er die φ-, ΧΊΚ- und TKE-Signale entsprechend der folgenden Chapin-Programmtabelle liefert;

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Chapin-Programmtabelle

	-	NAW = NAV - NW	ΣΤΚ = TR - /	•
		EAW = EAV - EWV	TKE =* (9^+90°

		«?_m » £ (V, Δφ)
		ν²		♦ι
	/ntca²	g tan c?_m
	(θ^-90	d - TE * tan ^L
		NTCW - .-dcos Ψ₁ - TRsin
	ETCW = -dsin φ₁ + TRcos	,^ ^"f^alsch
	NTCA β NTCW - NAW	NTCA² + ETCA²-
	ETCA a ETCW - EAW	) - Kurswinkel

richtig	CCW = 1 ?
	+ ETCA² -TR"
j TKE -	°)- Kurswinkel

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Wie es für den Fachmann gut bekannt ist, stelltjdie Chapin-Programmtabelle ein zweckmäßiges Format ähnlich dem üblichen Programmablaufdiagramm dar, um die Einzelheiten der durchzuführenden Berechnungen vor der Codierung durch den Programmierer zu organisieren. Es ist weiterhin ohne weiteres verständlich, daß die Codierung in einer Routineweise ausgehend von der vorstehenden Chapin-Tabelle in irgendeiner geeigneten Programmiersprache erfolgt, die dem Rechner zugeordnet ist. Es ist verständlich, daß die *P -Daten in einer Weise berechnet werden, die der vorstehend anhand des Funktionsblocks 32 nach Fig. 3 beschriebenen ähnlich ist. Es ist weiterhin verständlich, daß die Digitalwerte von ψ , XTK und TKE mit Hilfe geeigneter nicht gezeigter Digital-/^Analog-Einrichtungen umgewandelt werden, um die zugehörigen Analogsignale in der erforderlichen Weise zu liefern.

Das Steuersignal Ψ wird dem Querneigungskanal des automatischen Flugsteuersystems (AFCS) 6l des Luftfahrzeuges zugeführt, um das Luftfahrzeug entlang des kurvenförmigen Weges 15 nach Fig. zu steuern. Entsprechend wird der Ausgang des automatischen Flugsteuersystems 61 über geeignete Gestänge 62 und eine mechanische Summiereinrichtung 63 zugeführt, um die Querneigungslagen-Steuerflächen des Luftfahrzeuges zu steuern. Das Steuersignal ψ wird weiterhin dem Flugkommandogerät 64 des Luftfahrzeuges

zugeführt, das den üblichen Fluglagendirektor-Anzeiger 65 einschließt, wobei das Querneigungsbefehlssignal Ψ der lateralen Steuermarke des Fluglagenkommando-Anzeigegerätes 65 zugeführt wird. In üblicher Weise gibt der Pilot 66 manuelle Steuersignale über geeignete Steuereinrichtungen und Gestänge 67 ab, um das Luftfahrzeug entlang des kurvenförmigen Weges 15 dadurch zu steuern, daß die laterale Steuermarke des Fluglagenkommando-Anzeigegerätes 65 zentriert gehalten wird. Das Querablage-Fehlersignal XTK an der Leitung 45 und das Kurswinkel-Fehlersignal TKE an der Leitung 42 werden dem Horizontalsituations-Anzeiger (HSI) 70 des Luftfahrzeuges zugeführt. Das Querablage-Fehlersignal wird dem Lateralabweichungsbalken

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zugeführt, während das Kurswinkelfehlersignal der Befehlssteuerkurs-Marke des HSI 70 zugeführt wird. Es ist verständlich, daß der Pilot 66 zusätzlich dazu, daß er über die Horizontalsituation des Luftfahrzeuges durch Beobachtung des Anzeigegerätes 70 informiert wird, weiterhin die angezeigte Information dazu verwenden kann, das Luftfahrzeug entlang des kurvenförmigen Weges 15 nach Fig. 1 über die Steuereinrichtungen und Gestänge 67 zu steuern. Beispielsweise wird das Luftfahrzeug dadurch, daß die Befehissteuerkursmarke unter dem HSI-Index zentriert wird und der Lateralabweichungsbalken zentriert gehalten wird, so gesteuert, daß das Luftfahrzeug dem kurvenförmigen Weg 15 folgt.

Aus dem Vorstehenden ist zu erkennen, daß die Elemente des Systems, die die Kurvenmittelpunkt-Kurvenradius- und 9,-Parameter erzeugen, Einrichtungen zur Erzeugung eines kurvenförmigen Weges bezüglich der Anflug- und Abflugkurse des Wegpunktes umfassen. Es ist weiterhin verständlich, daß die Elemente zur Erzeugung der Querablage- und Kurswinkelfehler sowie des Steuersignals SP_n Einrichtungen zur Erzeugung von Abweichungssignalen bezüglich des kurvenförmigen Weges einschließen, um das Luftfahrzeug entlang dieses Weges zu steuern.

Es ist verständlich, daß durch Verwendung der vorliegenden Erfindung während der Streckenumschaltung in einem Flächennavigationssystem das Luftfahrzeug über den Übergang unter Verwendung normaler Flugzeugführungstechniken geführt wird, die bei geradlinigen Flügen auftreten. Der Querablagefehler und der Kurswinkelfehler werden bezüglich des kurvenförmigen Weges berechnet und werden zur Berechnung des Querneigungsbefehls <p für das automatische Flugsteuersystem und für das Flugkommandogerät verwendet. Weil die Verwendung des Kurswinkel- und Querablage-Fehlers bezüglich des kurvenförmigen Pfades zu einem Querneigungsbefehl von 0 führen würde wenn das Luftfahrzeug dem kurvenförmigen Weg folgt, wird das Querneigungs«Vorspannungsbefehlssignal f>_m mit der Berechnung am Punkt A' ge-

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mischt, wodurch sichergestellt wird, daß das Luftfahrzeug den richtigen Querneigungswinkel beibehält, wenn es den gewünschten kurvenförmigen Weg folgt. Die Querneigungsvorspannung wird am Punkt B¹ aufgehoben urti die Querablage- und Kurswinkelfehler bezüglich des Abflugkurses werden für die Berechnungen verwendet, die zu einem Steuersignal führen, das das Luftfahrzeug am Punkt B in einem glatten Übergang von dem kurvenförmigen Pfad zur nächsten Plugstrecke ausrollen läßt. Weil die Querablage- und Kurswinkelfehler anhand des vorgegebenen kurvenförmigen Weges berechnet und auf dem HSI-Gerät angezeigt werden, kann der Pilot die Lateralabweichungs- und Steuerkurs-Befehlsmarke ausgerichtet halten, so daß manuelle Übergänge von einer Plugstrecke zur anderen ohne Überschießen oder Unterschießen der nächsten Plugstrecke möglich sind. Das erfindungsgemäße Flächennavigationssystem ergibt damit eine gesteuerte Führung während des Überganges von einer Flugstrecke eines Plugplanes eines Luftfahrzeuges zur nächsten. Dadurch, daß auf diese Weise eine "gesteuerte" Kurve geschaffen wird, ist der Pilot besser in der Lage, die Kenntnis seiner Position beizubehalten wenn er einen Übergang von einem Kurs zum anderen durchführt, insbesondere wenn Kursänderungen häuöLg auftreten, wie z.B. in Nahverkehrsbereichen, wobei der Kurs während des Überganges genau gesteuert wird. Diese Art einer gesteuerten Flugzeugführung kann eine Forderung der Luftfahrtbehörden für Flächennavigationssysteme werden, damit eine genaue Abstandshaltung der Luftfahrzeuge während Kurven sowie auf geraden Flugstrecken erzielt wird.

Das erfindungsgemäße Flächennavigationssystem ermöglicht eine Steuerung des Luftfahrzeuges über den Übergang von einer Flächennavigationsstrecke zur anderen unter Inanspruchnahme eines minimalen Luftraums mit einer gleichförmigen leichtjidentifizierbaren manuellen und/oder automatischen Steuerung. Die gewünschten Luftfarirzeug-Querneigungsgrenzen, die Geschwindigkeit und

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die Steuerkursänderung beim Übergang von einer Flugstrecke zur anderen werden zur Berechnung des kurvenförmigen Weges verwendet, der tangential zur beiden Flächennavigationsstrecken an den Eingangs- und Ausgangspunkten des geplanten Manövers liegt. Zusätzlich verringert das System ein Überschießen und beseitigt große Abweichungsdarstellungen dadurch, daß ein leicht definierbarer Flächennavigations-Flugstreckenübergang geschaffen wird. Der kuiwsnförmige Weg ist vollständig ■vorhersagbar und daher werden Luftraumtoleranzen entlang des kurvenförmigen Weges definiert. Das System beseitigt daher den großen unvorhersagbaren Luftraum auf Grund von "s"-Kurven und Überschießvorgängen, die bei derzeitigen Systemen erforderlich sind.

Patentansprüche;

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Claims

Patentansprüche

Flächennavigationssystem für Luftfahrzeuge mit Einrichtungen zur Führung des Luftfahrzeuges von einem Anflugkurs zu einem Abflugkurs eines Wegpunktes, gekennzeichnet durch Quemeigungs-Vorspanneinrichtungen (24, 32, 32') zur Erzeugung eines vorgegebenen Querneigungswinkel-Befehlssignals für eine Querneigungsbewegung des Luftfahrzeuges (14) auf eine vorgegebene gewünschte Querneigungslage, Rechnereinrichtungen (24, 32', 33, 34, 35, 4o) zur Berechnung eines kreisförmigen Kurvenweges von dem Anflugkurs zum Abflugkurs tangential hierzu und mit einem Kurvenradius entsprechend dem Querneigungswinkel-BefehTssignal, und Abweichungseinrichtungen (41, 44, 47, 50) zur Erzeugung von Abweichungssignalen bezüglich des kreisförmigen Weges derart, daß das Luftfahrzeug (14) auf dem kreisförmigen Weg bei Durchführung des Überganges von dem Anflug- zum Abflugkurs geführt wird.

Flächennavigationssystem nach Anspruch 1, dadurch g e k e η η zeichnet, daß die Rechnereinrichtungen für den kurvenförmigen Weg Kurvenmittelpunktseinrichtungen (32*, 34, 35) zur Erzeugung von Kurvenmittelpunktssignalen für den kreisförmigen Weg, Kurvenradiuseinrichtungen (24, 33)* die mit den Querneigungs-Vorspannungseinrichtungen (24, 32, 32') verbunden sind und ein Kurvenradiussignal für den kreisförmigen Weg entsprechend dem Querneigungswinkel-Befehlssignal erzeugen, und Winkelpositionseinrichtungen (4o) umfassen, die auf die Kurvenmittelpunktssignale ansprechen und ein Winkelpositionssignal erzeugen, das die Winkelstellung des Luftfahrzeuges 04) auf dem kreisförmigen Weg darstellt.

Flächennavigationssystem nach Anspruch 2, dadurch g e k e η η zeichnet, daß die Kurvenmittelpunktseinrichtungen Differenzeinrichtungen (32*) zur Lieferung eines Differenz-

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signals, das die Differenz zwischen den Anflug- und Abflugkursen darstellt, Entfernungseinrichtungen (34), die auf das Kurvenradiussignal und das Differenzsignal ansprechen und ein Entfernungssignal liefern, das die Entfernung des Wegpunktes zum Tangentenpunkt des kreisförmigen Weges an den Anflugkurs darstellt, und Kurvenmittelpunkt-Rechnereinrichtungen (35) einschließen, die auf das Entfernungssignal, das Kurvenradiussignal und ein den Anflugkurs darstellendes Signal ansprechen und die Kurvenmittelpunktssignale in Abhängigkeit hiervon erzeugen.

4. Flächennavigationssystem nach Anspruch 2 oder 3* dadurch gekennze lehnet, daß die Kurvenradiuseinrichtungen Einrichtungen (24) zur Lieferung eines die Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges (l4) darstellenden Geschwindigkeitssignals und Einrichtungen (33) zur Lieferung des Kurvenradiussignals in Abhängigkeit von dem Querneigungswinkel-Befehlssignal und dem Geschwindigkeitssignal einschließen.

5. Flächennavigationssystem nach Anspruch 4, dadurch g e k e η η zeichnet, daß die Kurvenradiuseinrichtungen (24, 33) Einrichtungen zur Berechnung der Funktion

V²

mn _ ^v

ⁱⁿ - g tan qp_m

einschließen, worin TR das Kurvenradiussignal, V das Geschwindigkeitssignal, ψ das Querm
g die Erdbeschleunigung ist.

digkeitssignal, ψ das Querneigungswinkel-Befehlssignal und

6. Flächennavigationssystem nach Anspruch 3> gekennzeichnet durch VOR-DME-Rechnereinrichtungen (22) zur Lieferung erster die Position des Luftfahrzeuges (14) bezüglich einer VOR-DME-S ta tion darstellender Positionssignale, Wegpunkt-Rechnereinrichtungen (27) zur Lieferung zweiter die Position des Wegpunktes bezüglich der VOR-DME-Station darstellender Positionssignale und Kombinationseinrichtungen (30, 31, 36, 37), die auf die ersten und

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zweiten Positionssignale und die Kurvenmittelpunktssignale ansprechen und weitere Positionssignale liefern, die die Position des Luftfahrzeuges (14) bezüglich des Kurvenmittet Punktes darstellen, wobei die Winkelpositionseinrichtungen (40) auf die weiteren Positionssignale ansprechen und das Winkelpositionssignal liefern.

7. Flächennavigationssystem nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Kombinationseinrichtungen erste Kombinationseinrichtungen (30, Jl) zur Kombination der ersten und zweiten Positionssignale zur Lieferung dritter Positionssignale, die die Position des Luftfahrzeuges (14) bezüglich des Wegpunktes darstellen, und zweite Kombinationseinrichtungen (36, 37) einschließen, die die dritten Positionssignale und die Kurvenmittelpunktssignale kombinieren und die weiteren Pasitionssignale liefern.

8. Flächennavigationssystem nach Anspruch 7* dadurch gekennzeichnet, daß die Differenzeinrichtungen (32') Einrichtungen zur Berechnung der Funktion

einschließen, daß die Entfernungseinrichtungen (34) Ein richtungen zur Berechnung der Funktion

d = TR tan ^

einschließen und daß die Kurvenmittelpunkts-Rechnereinrichtungen (35) Einrichtungen zur Berechnung der Funktion

NTCW = -d eos ^₁ - TR sin ^₁ ETCW = -el sin Ψ_ι + TR cos Y₁

einschließen, worin 4^, ^₂ der Anflug- bzw. Abflugkurs, Af das Differenzsignal, TR das Kurvenradiussignal, d das Entfernungssignal und NTCW, ETCW die Kurvenmittelpunktssignale

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sind, die die Nord- und Ost-Koordinaten des Kurvenmittelpunktes bezüglich des Wegpunktes darstellen.

9. Flächennavigationssystem nach Anspruch 8, dadurch g e k e η η zeichnet, daß die VOR-DME-Rechnereinrichtungen (22) Einrichtungen zur Lieferung erster Positionssignale NAV und EAV umfassen, die die Nord- bzw. Ost-Koordinaten der Position des Luftfahrzeuges (14) bezüglich der VOR-/DME-Station darstellen, daß die Wegpunkt-Rechnereinrichtungen (27) Einrichtungen zur Lieferung zweiter Positionssignale NWV einschließen, die die Nord- bzw. Ost-Koordinate der Position des Wegpunktes bezüglich der VORVDME-Station darstellen, daß die ersten Kombinationseinrichtungen (30, 31) Einrichtungen zur Berechnung der Punktion NAW = NAV - NWV und EAW = EAV - EWV einschließen und daß die zweiten Kombinationseinrichtungen (36, 37) Einrichtungen zur Berechnung der Funktion NTCA = NTCW - NAW und ETCA = ETCW - EAW einschließen, worin NAW und EAW die dritten Positionssignale sind, die die Nord- bzw. Ostkoordinate der Position des Luftfahrzeuges bezüglich des Wegpunktes und NTCA, ETCA die weiteren Positionssignale sind, die die Nord- bzw. Ost-Koordinate der Position des Luftfahrzeuges (14) bezüglich des Kurvenmittelpunktes darstellen.

10. Flächennavigationssystem nach Anspruch 9, dadurch g e k e η η zeichnet, daß die Winkelpositionseinrichtungen (40) Einrichtungen zur Berechnung der Funktion

-1 NTCA
⁰I * ^tan EfCÄ

einschließen, worin G-. das Winkelpositionssignal ist.

11. Flächennavigationssystem nach einem der vorhergehenden An- ■ sprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Abweichungseinrichtungen Querablage-Fehlereinrichtungen (44), die mit den Rechnereinrichtungen (24, 32', 33, 34, 35* 40)

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für den kurvenförmigen Weg verbunden sind und ein Querablage-Fehlersignal bezüglich dieses kurvenförmigen Weges erzeugen, Kurswinkel-Fehlereinrichtungen (41), die mit den Rechnereinrichtungen (24, 32', 33, 34, 35, 40) verbunden sind und ein Kurswinkel-Fehlersignal bezüglich des kurvenförmigen Weges erzeugen, und Steuersignaleinrichtungen (43, 46, 47, 50) einschließen, die auf das Querablage-Fehlersignal, das Kurswinkel-Fehlersignal und das Querneigungs-Vorspannungsbefehlssignal ansprechen und ein Steuersignal entsprechend dieser Signale bezüglich des kurvenförmigen Weges liefern, wobei d as Querablage-Fehlersignal, das Kurswinkel-Fehlersignal und das Steuersignal die Abweichungssignale (ψ) bilden.

12. Flächennavigationssystem nach Anspruch IL gekennze ich net durch ein automatisches Flugsteuersystem (61), das auf das Steuersignal anspricht und das Luftfahrzeug (14) um die Querneigungsachse in Abhängigkeit von dem Steuersignal steuert.

13· Flächennavigationssystem nach Anspruch 11, gekennzeichnet durch ein auf das Steuersignal ansprechendes Flugkommandosystem (34), das einen Fluglagenkommando-Anzeiger (65) einschließt, dessen laterale Steuermarke von dem Steuersignal angesteuert wird.

14. Flächennavigationssystem nach Anspruch 11, gekennzeichnet durch einen Horizontalsituationsanzeiger (70), der auf das Querablage-Fehlersignal und das Kurswinkel-Fehlersignal anspricht, wobei die laterale Abweichungsmarke und die Befehissteuerkursmarke von dem Querablage-Fehlersignal bzw* dem Kurswinkel-Fehlersignal angesteuert werden.

15. Flächennavigationssystem nach einem der Ansprüche 6 bis 10, gekennzeichnet durch weitere VOB-/DME-Re ohne reinrichtungen (73) zur Lieferung eines Kurswinkel-SignaIs, das den Kurswinkel des Luftfahrzeuges (14) darstellt.

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16. Flächennavigationssystem nach Anspruch 15, dadurch g e kennzeichnet, daß die Abweichungseinrichtungen Querablage-Fehlereinrichtungen (44), die auf die weiteren Positionssignale und das Kurvenradiussignal ansprechen und ein Querablage-Fehlersignal in Abhängigkeit hiervon bezüglich des kurvenförmigen Weges erzeugen, Kurswinkel-Fehlereinrichtungen (4l), die auf das Winkelpositionssignal und das Kurswinkelsignal ansprechen und ein Kurswinke1-Fehlersignal in Abhängigkeit hiervon bezüglich des kurvenförmigen Weges erzeugen, und Steuersignaleinrichtungen (4j5, 46, 47* 50) einschließen, die auf das Querablage-Fehlersignal, das Kurswinkel-Fehlersignal und das Querneigungsvorspannungs-Befehlssignal ansprechen und ein Steuersignal in Abhängigkeit hiervon bezüglich des kurvenförmigen Weges liefern, wobei das Querablage-Fehlersignal, das Kurswinkel-Fehlersigial und das Steuersignal die Abweichungssignale bilden.

17. Flächennavigationssystem nach Anspruch 10 und l6, dadurch gekennzeichnet, daß die Querablage-Fehlereinrichtungen (44) Einrichtungen zur Berechnung der Funktion

XTK = TR - VNTCA² + ETCA² für Uhrzeigersinn-Kurven XTK =yNTCA² + ETCA - TR für Gegenuhrzeigersinn-Kurven

einschließen, und daß die Kurswinkel-Fehlereinrichtungen (41) Einrichtungen zur Berechnung der Funktion

TKE = (Q, + 90°) - Kurswinkel für Uhrzeigersinnkurven TKE = (θ, - 90°) - Kurswinkel für Oegenuhrzeigersinn-

kurven

einschließen, und daß die Steuersignaleinrichtungen (43, 46, 47, 50) Einrichtungen zur Berechnung der Funktion

<f_c = φ + k_x XTK + K₂ TKE

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einschließen, worin ΧΊΚ das Querablage-Fehlersignal, das Kurswinke1-Fehlersignal, der Kurswinkel der Kurswinkel des Luftfahrzeuges über Grund, Φ das Steuersignal, V das

c m

Querneigungswinkel-Befehlssignal und k,, kp Verstärkungswerte sind.

18. Flächennavigationssystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennze ichne t , daß die Querneigungsvorspannungseinrichtungen Einrichtungen (24) zur Lieferung eines die Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges (14) darstellenden Signals, Differenzeinrichtungen (32') zur Lieferung eines die Differenz zwischen den Anflug- und Abflugkursen darstellenden Differenzsignals und QuerneigungsvorSpannungseinrichtungen (52) einschlieS en, die auf das Geschwindigkeitssignal und das Differenzsignal ansprechen und das Querneigungswinkel-Befehlssignal in Abhängigkeit hiervon liefern.

19. Flächennavigationssystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Querneigungsvorspannungseinrichtungen (24, 52, 32'), die Rechnereinrichtungen (24, 32', 33, 34, 35, 4o) für den kurvenförmigen Weg und die Abweichungseinrichtungen (41, 44, 47, 50) einen Digitalrechner bilden, der so programmiert ist, daß er ein vorgegebenes Querneigungswinkel-Befehlssignal zum Rollen des Luftfahrzeuges (14) auf eine vorgegebene gewünschte Quernelgungslage erzeugt, einen kreisförmigen Weg von dem Anflugkurs zum Abflugkurs tangential hierzu und mit einem Kurvenradius entsprechend dem Querneigungswinkel-Befehlssignal errechnet und Abweichungssignale bezüglich des kreisförmigen Weges derart erzeugt, daß das Luftfahrzeug (14) auf diesem kreisförmigen Weg bei der Durchführung eines Überganges von dem Anflugkurs zum Abflugkurs geführt wird.

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