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Verfahren zur Bestimmung des relativen Bodenneigungawinkeis bei Luft-
und Wasserfahrzeugen Für die Navigation von Luft- und Wasserfahrzeugen, und zwar
insbesondere zur Bestimmung des Bodenabstandes bzw. derWassertiefe, sind zahlreiche
Verfahren bekannt. Diese arbeiten meistens in der Weise, daß beispielsweise zur
Messung der Wassertiefe durch einen Schall strahler ausreichender Intensität, der
am Schiff unterhalb des Wasserspiegels angebracht ist, Schallimpulse ausgesandt
werden. Die Schallwellen breiten sich mit der ihnen eigenen Geschwindigkeit im Wasser
nach allen Richtungen aus und werden an festen Hindernissen, also in der Regel am
Grunde, reflektiert. Ein Teil der Schallenergie gelangt dann wieder zum Ausgangspunkt
zurück und erregt hier ein empiindliches Anzeigeorgan. Aus der Zeitspanne zwischen
dem Aussenden des Impulses und dem Wiedereintreffen des Signals, also aus der Laufzeit,
kann dann die Meerestiefe bei bekannter Fortpflanzungsgeschwindigkeit der abgestrahlten
Welle berechnet bzw. von einem entsprechend geeichten Instrument direkt abgelesen
werden (Debeg-Lot, Behinsches Echolot).
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In ganz analoger Weise kann bekanntlich auch die Bestimmung der Flughöhe
bei einem Luftfahrzeug erfolgen, wobei an Stelle der Schallwellen auch elektromagnetische
Wellen verwendet werden können, die genau so wie der Schall an der Erdoberfläche
reflektiert werden.
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Andere Entfernungsmessungen beruhen darauf, daß eine gebündelte elektromagnetische
Strahlung ausgesandt wird, um dann an einem Hindernis, beispielsweise dem Erdboden,
diffus reflektiert zu werden. Die Rückstrahlung wird dann von mehreren auf einer
Basis angeordneten Empfängern mit Richtcharakteristik aufgefangen, wobei aus der
Empfangsintensität oder aus den Basiswinkeln der Richtempfänger der Abstand berechnet
werden kann.
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Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren sowie eine
Anordnung zur Navigation und besitzt eine besondere Bedeutung für Luftfahrzeuge.
Die Erfindung hat den Zweck, die Navigation derartiger Fahrzeuge sicherer zu gestalten,
insbesondere ermöglicht sie die Kontrolle der relativen Flughöhe sowie die Wahrnehmung
von sich in Flugrichtung befindenden Bodenerhebungen, Felswänden u. dgl. bei Nebel-,
Nacht- oder Bl indflug. Bei Wasserfahrzeugen ermöglicht es die Erfindung, Untiefen,
Riffe u. dgl. festzustellen, die sich vor dem Schiffe befinden.
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Das wesentliche Merkmal der Erfindung liegt aber darin, daß die Einrichtung
nicht nur über die unter dem oder vor dem Fahrzeug befindliche Strecke Aufschluß
gibt, sondern auch jederzeit die Neigung des überflogenen oder überfahrenen Grundes
anzeigt.
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Genauer ausgedrückt bedeutet dies, daß der Winkel zwischen der Flugzeuglängsachse
und dem Erdboden dauernd bestimmt und abgelesen werden kann. Diesen Winkel kann
man auch als relativen Bodenneigungswinkel bezeichnen. Die Erfindung ermöglicht
es daher einem Flugzeug, beim Horizontalflug festzustellen, ob das Vorgelände ansteigt
oder abfällt. Besondere Bedeutung dürfte diese Möglichkeit für die Landung eines
Flugzeuges bei schlechter Sicht besitzen. Die erfindungsgemäße Anordnung kann in
diesem Falle mit einem den Bodenabstand anzeigenden Meßinstrument koinbiniert werden,
so daß der Pilot bei der Landung genau erkennen kann, wie groß der Neigungswinkel
der Längsachse des Flugzeuges bei der jeweiligen Flughöhe ist.
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Das Verfahren zur Bestimmung bzw. Anzeige des Winkels zwischen der
Fahrzeuglängsachse und dem Boden (relativer Bodenneigungswinkel) bei Luft- oder
Wasserfahrzeugen besteht gemäß der vorliegenden Erfindung darin, daß vom Fahrzeug
zwei gebündelte Strahlen elektromagnetischer oder akustischer Schwingungen unter
einem vorbestimmten Winkel zueinander und zur Fahrzeuglängsachse gegen den Boden
gerichtet werden und daß auf Grund der Laufzeit der beiden ausgesandten und vom
Boden reflektierten Strahlen der relative Bodenneigungswinkel durch das von dem
Fahrzeug und den beiden am Boden mitlaufenden Reflexionspunkten gebildete Dreieck
bestimmt wird.
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Zur praktischen Durchführung dieser Maßnahmen werden z. B. an einem
Flugzeug zwei Sender angeordnet, von denen der eine einen scharf gebündelten Strahl
in der Symmetrieebene des Flugzeugs nach unten, und zwar senkrecht zur Flugzeuglängsachse,
und der andere einen ebensolchen scharf gebündelten Strahl unter einem bestimmten
Winkel zur Flugzeuglängsachse schräg abwärts nach vorn in die Flugrichtung aus sendet.
Die verwendeten Schwingungen sind beim Luftfahrzeug am besten elektromagnetischer
Natur von geeigneter Wellenlänge, während beim Wasserfahrzeug akustische Schwingungen
günstigere Resultate liefern.
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Die beiden gebündelten Taststrahlen werden vom Boden diffus reflektiert,
wobei ein Teil der Strahlung von einer am Flugzeug angebrachten Empfangseinrichtung
wieder aufgenommen wird. Gemessen wird nun I. die Laufzeit des senkrecht nach unten
gerichteten Strahles; diese liefert die relative Flughöhe; 2. die Laufzeit des schräg
nach vorn gerichteten Strahls, die über das in der Flugrichtung befindliche Vorgelände
Aufschluß gibt.
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Durch eine Kombination dieser beiden Messungen ist es nach verschiedenen
Verfahren möglich, die später erläutert werden sollen, den relativen Bodenneigungswinkel
zu bestimmen, also beispielsweise festzustellen, ob das Vorgelände horizontal, abfallend
oder ansteigend verläuft bzw. welche Lage das Flugzeug gegenüber der Erdoberfläche
aufweist.
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Das Beispiel Abb. I dient zur Erläuterung der Arbeitsweise.
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Der eine an einem Flugzeug angebrachte Sender S1 sendet einen gebündelten
Strahl II senkrecht zur Längsachse des Flugzeuges nach unten, während der zweite
SenderS, einen scharf gebündelten Strahl L unter einem lestimmten, in der Flugrichtung
geneigten Winkel aussendet. In dem Beispiel beträgt dieser Winkel y zwischen den
beiden Strahlen H und L etwa 700. Der günstigste Wert für den Winkel;' ist jedoch
von den jeweiligen Anforderungen und der Fluggeschwindigkeit ab'gängig und wird
daher diesen Erfordernissen angepaßt. So ergibt sich z. B. für die Landung ein anderer
günstigster Wert für den Winkel;' als für den Geradeausflug bei hoher Geschwindigkeit.
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Die am Flugzeug vorgesehene Empfangseinrichtung mißt ständig die
Entfernungen H und L. Die Größe des relativen Bodenneigungswinkels fl ergibt sich
dann geometrisch aus dem Dreieck, das durch die beiden Seiten H und L sowie durch
den von diesen eingeschlossenen Winkel y gegeben ist. Aber auch aus der Differenz
der beiden durch Laufzeitmessung ermittelten Entfernungen (L-H) und den beiden gegebenen
Abstrahlwinkeln kann der Bodenneigungswinkel ß bestimmt werden.
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Neben der Kenntnis des Bodenneigungswinkels ß liefert die Messung
gleichzeitig die Größe II, also die relative Flughöhe.
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Die eigentliche Messung der LängenL und H kann nach dem Rückstrahlverfahren,
z. B. nach dem Echolot oder noch besser nach dem Interferenzprinzip, gemäß dem eine
gewobbelte bzw. modulierte oder bezüglich ihrer Frequenz kontinuierlich geänderte
Schwingung ausgesandt wird, die nach erfolgter Reflexion Schwebungen am Empfänger
hervorruft, aus deren Zahl die Entfernung mit großer Genauigkeit bestimmt wird,
vorgenommen werden.
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Wesentlich ist in allen Fällen die scharfe Bündelung der Strahlung,
da hiervon die Genauigkeit der Anzeige stark abhängig ist.
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Zur eigentlichen Anzeige kann eine Braunsche Röhre dienen, für die
Praxis dürfte jedoch eine direkt anzeigende geeichte Meßapparatur vorteilhafter
sein. Diese könnte für die nach dem Impulsverfahren arbeitende Echolotmessung beispielsweise
so arbeiten, daß der zeitliche Abstand der beiden ausgesandten Impulsreihen mit
Hilfe einer Kippschaltung gemessen wird. Beim Flug horizontal zur Erdoberfläche
wird dann der vom Reflexionspunkt des H-Strahles zurückgeworfene Impuls eher am
Empfänger ankommen als der reflektierte Impuls des Strahles L. Die hierbei zu befürchtende
direkte Beeinflussung des Empfängers durch die Sender kann durch Ausblendung der
nicht reflektierten Strahlung verhindert werden.
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Bei der Messung wird nun der zuerst eintreffende H-Impuls einer Kippschaltung
zugeführt und Idann diese aus ihrer einen stabilen Lage in ihre zweite stabile Lage
überführt und damit z. B. eine Röhre aufgeriegelt, die im Ladekreis eines Kondensators
liegt, der nunmehr anfängt, sich aufzuladen. Der zeitlich später eintreffende Impuls
des L-Strahles führt dann die Kippschaltung wieder in den ersten Zustand zurück;
damit wird die Röhre gesperrt und die Kondensatorladung beendet. Die auf dem Kondensator
befindliche Ladung, die mittels eines -Röhrenvoltmeters gemessen werden kann, liefert
ein Maß für die Laufzeitunterschiede der beiden Strahlen. Hierbei ist es erforderlich,
die beiden abgestrahlten Impulsreihen nicht gleichphasig auszusenden, da bei diesem
Falle bei starkem Ansteigen des Vorgeländes (oder Sturzflug des Flugzeuges) das
Echo des nach vorn gerichteten Strahls eher als das des senkrecht zur Fahrzeuglängsachse
albgestrahlten Impulses eintreffen wird und damit eine falsche Anzeige zur Folge
haben könnte.
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Durch einen entsprechenden zeitlichen Vorlauf des H-Strahls vor dem
L-Strahl, wobei also die Sender in bestimmten kurzen Zeitintervallen periodisch
die H- und L-Impulse in den entsprechenden Richtungen aussenden, läßt es sich bei
geeigneter Wahl des Winkels;' erreichen, daß am Empfänger, innerhalb einer beliebigen,
vorher bestimmten Grenze der Neigung der Fahrzeuglängsachse zum Boden, stets zuerst
die reflektierten LI-Impulse und danach erst die L-Impulse eintreffen.
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Die beiden Strahlen werden außerdem, sofern nicht verschiedene Wellenlängen
verwendet werden, mit einer Kennung versehen, die ihre Unterscbeidung am Empfänger
ermöglicht, so daß beispielsweise der H-Impuls einen positiven, der L-Impuls einen
negativen Stromfluß einleitet und somit das Kippgerät in dem erforderlichen Sinne
zur Offnung oder Sperrung der Kondensatorladeschaltung beeinflußt. Da Kippschaltungen
hinreichend bekannt sind, dürfte sich eine genauere Beschreibung an dieser Stelle
erübrigen.
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Bei Anwendung des Interferenzprinzips wäre eine Frequenzmessung erforderlich,
die ohne Schwierigkeit und mit großer Präzision sich automatisch bewerkstelligen
läßt und ebenfalls an einem geeichten, direkt den Bodenneigungswinkel anzeigenden
Meßinstrument abgelesen werden kann.
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Das Ableseinstrument selbst bzw. die Skala kann entsprechend den
Abb. 2 und 3 ausgeführt werden. Hier ist hinter der zur Hälfte verdeckten Instrumentkreisskala
- eine auffallend gefärbte, um den Drehpunkt D bewegliche halbkreisförmige Scheibe
S angeordnet.
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Diese wird als Funktion der gemessenen Größen und L gedreht, und zwar
in der Weise, daß beim Horizontalflug über eine horizontal verlaufende Ebene bzw.
beim Flug parallel zur Erdoberfläche die Scheibe unsichtbar bleibt (Abb. 2). Steigt
dagegen das Vorgelände an, so wird in entsprechender Weise die Scheibe vor dem kleinen
auf dem oberen Teil der Skala abgebildeten Flugzeug sichtbar werden (Abb., 3) und
den Flugzeugführer warnen. Bei abfallendem Gelände wird dagegen der Sektor der Scheibe
hinter dem Flugzeugbildchen in Erscheinung treten. Der Rand der Skala kann außerdem
nach Graden geeicht werden und gestattet die Ablesung der Größe des Bodenneigungswinkel
5. Bei einem plötzlich auftauchenden Hindernis, z. B. einer Bergwand, wird die Scheibe
sehr schnell btewegt, also der sichtbare Sektor schnell vor dem Flugzeugbild zunehmen;
in diesem Falle läßt sich über eine geeignete Schaltung mit entsprechend bemessener
Zeitkonstante eine weitere Warneinrichtung auslösen.
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Soll -die Erfindung als Blindlandeeinrich tung dienen, so dürfte
es sich empfehlen, den Neigungswinkel des nach vorn gerichteten Strahles zu ändern
oder auch bei abgestelltem Motor die elektromagnetischen Sender durch Schallsender
zwecks Erzielung einer größeren Meßgenauigkeit zu ersetzen. Bei dieser Umschaltung
könnte dann gleichzeitig auch ein anderes Meßinstrument eingeschaltet werden,
das
als Landeanzeiger etwa so ausgebildet ist (Abb. 4 und 5), daß der Horizont feststeht
und das jetzt zweckmäßig in der Skalenmitte angeordnete Flugzeugsymbol um den Mittelpunkt
drehbar angebracht ist. Der Flugzeugführer erhält so eine genaue bildliche Darstellung
des Landungsverlaufes. Die Kombination dieser Anzeigevorrichtung mit einem Bodenasbstandsmeßgerät
liefert dann alle für die Landung notwendigen Angaben.
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In Abb. 4 ist drehbar um den Punkt D eine Mattscheibe M mit dem Flugzeugbildchen,
dessen Längsachse durch die Linie A-A angedeutet ist, angeordnet. Diese Mattscheibe
dreht sich proportional zum relativen Bodenneigungswinkel. Eine an dem feststehenden
Rand des Instrumentes angebrachte Skala dient zum Ablesen des Winkels. Hinter der
Mattscheibe wird nun ein vertikal beweglicher, beispielsweise mittels Zahntriebes
Z betätigter SchieberS so angeordnet, daß er durch seine Stellung die relative Höhe
über dem Boden anzeigt. Sein Antrieb erfolgt abhängig von der Vertikal strahlung
H. Die von rückwärts erleuchtete Mattscheibe zeigt dann die Flugzeugsilhouette mit
der eingezeichneten Längsachse sowie den oberen Rand des Schiebers an. Der Pilot
bekommt also ständig die Lage seines Flugzeuges gegenüber dem Boden. Eine empfindlichere
Anordnung ist in der Abb. 5 zur Darstellung gebracht.
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Hier wird der relative Bodenneigungswinkel wie in der Abb. 4, der
Bodenabstand aber durch eine Lichtmarke L angezeigt, die durch einen von einem besonderen
Höhenmesser betätigten Drehspiegel projiziert wird. Bei der praktischen Ausführung
dieses Instrumentes dürfte es sich zur besseren Kenntlichmachung empfehlen, die
Größe des Bodenneigungswinkels sowie der Höhenunterschiede übertrieben darzustellen.
Dies läßt sich mit Hilfe elektrischer oder mechanischer Übersetzungsmittel unschwer
erreichen.