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Einrichtung zur Navigation von Fahrzeugen, insbesondere von Luftfahrzeugen
Die
Erfindung bezieht sich auf eine Einrichtung zur Navigation von Fahrzeugen, insbesondere
von Luftfahrzeugen, um das Fahrzeug in einer vorbestimmten Leitfläche oder Leitbahn
zu halten, beispielsweise in einer durch Funkgeräte festgelegten Ebene. Solche Einrichtungen
können verwendet werden, um das Schiff oder Flugzeug in einer durch einen Leitstrahlsender
festgelegten Lotebene zu führen. In einer besonderen Abwandlung kann die Einrichtung
auch dazu dienen, um ein Flugzeug auf einer Landebahn zu führen, die durch den Schnitt
einer Funldeitebene und einer Gleitwegebene bestimmt wird.
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Es sind Navigationsgeräte mit einem Anzeigegerät bekannt, dessen
Zeiger sich von einer festen Bezugsmarke unter der Wirkung einer Steuergröße ver6chiebt,
die nach Größe und Richtung die Abweichung des Fahrzeuges aus einer vorbestimmten
Leitfläche oder Leitbahn mißt, so daß der Zeiger die Abweichung des Fahrzeuges von
der Bahn anzeigt. Bei diesen Geräten muß jedoch, wenn das Fahrzeug von der Bahn
abweicht, der Pilot, wenn er in die Bahn sanft oder asymptotisch zurückkehren möchte,
die erforderlichen Anderungen des Steuerkurses abschätzen. Dies ist schwierig und
führt dazu, daß das Fahrzeug über die Bahn mehrere Male hinausschießt. Es ist daher
praktisch mit den bekannten Geräten nicht möglich, einen stetigen Kurs längs der
Bahn einzuhalten.
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Die Erfindung bezweckt die Ausbildung einer Einrichtung, mit deren
Hilfe der Pilot in der Lage ist, sein Fahrzeug in der Bahn zu steuern oder,
wenn
das Fahrzeug von der Bahn abweicht, es in die Bahn sanft oder asymptotisch zurückzusteuern,
wobei der Pilot ider Notwendigkeit enthoben ist, die erforderliche Änderung des
Steuerkurses abzuschätzen.
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Gemäß der Erfindung wird daher eine Navigationseinrichtung mit einem
Anzeigegerät, dessen Zeiger sich von einer Bezugsmarke unter der Wirkung einer Steuergröße
verschiebt, welche nach Größe und Richtung die Abweichung des Fahrzeuges von der
vorbestimmten Bahn mißt, in der Weise ausgebildet, daß der Zeiger zusätzlich in
Abhängigkeit von einer weiteren Steuergröße beeinflußt wird, welche nach Größe und
Richtung den Winkel zwischen dem Steuerkurs des Fahrzeuges (im Azimut oder in der
Steigungslage) und einer vorbestimmten Richtung mißt, welche der Richtung der vorbestimmten
Bahn entsprechend einstellbar ist.
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Der Pilot braucht daher bei Benutzung der erfindungsgemäßen Einrichtung,
um sein Fahrzeug auf der vorbestimmten Bahn zu halten oder in diese Bahn nach einer
Abweichung sanft oder asymptotisch zurückzukehren, lediglich das Fahrzeug so zu
steuern, daß der Zeiger relativ zu der Bezugsmarke auf seinem Nullpunkt gehalten
wird. Wenn das Fahrzeug aus der vorbestimmten Bahn verschoben wird und der Pilot
das Fahrzeug so steuert, daß der Zeiger auf dem Nullpunkt gehalten wird, wird das
Fahrzeug seinen Steuerkurs stetig bis zum Erreichen der Bahn ändern und sich dann
längs der Bahn bewegen.
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Wenn das Fahrzeug aus der Bahn verschoben wird und sich etwa parallel
zu ihr fortbewegt, wird ein Verschiebungssignal erzeugt, aber kein Kursabweichungssignal.
Dieses Verschiebungssignal wird dem Zeiger zugeführt, sodaß er sich relativ zu der
Bezugsmarke bewegt und dadurch dem Piloten anzeigt, daß eine Anderung des Steuerkurses
erforderlich ist, worauf der Pilot sein Fahrzeug in der passenden Richtung, welche
durch die Richtung des Verschiebungssignals angezeigt wird, wendet, um es zu der
Bahn hin zurüclçzusteuern.
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Infolge der Anderung des Steuerkurses wird in der Einrichtung ein
Kurssignal hervorgebracht, welches dem Venschiebungssignal entgegenwirkt, und der
Pilot wendet das Fahrzeug, bis diese beiden Signale gleich und entgegengesetzt sind,
was dadurch zum Ausdruck kommt, daß der Zeiger auf Null steht. Indem er das Fahrzeug
in dieser Weise stetig steuert, führt der Pilot das Fahrzeug auf einer Bahn, deren
Richtung in jedem Punkt gegen die Bodenspur in einem Winkel geneigt ist, der zunehmend
kleiner wird, wenn sich das Fahrzeug der Spur nähert, so daß es sich an die Bahn
sanft oder asymptotisch annähert.
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Nach einer bevorzugten Ausführungsform zur Anwendung bei Flugzeugen
sind zwei Zeiger vorgesehen, von denen einer von einem Signal, das die Verschiebung
des Fahrzeuges aus einer Leitstrahlebene mißt und von einem Signal beeinflußt wird,
welches den Winkel zwischen dem Steuerkurs des Flugzeuges im Azimut und einer vorbestimmten
Richtung mißt, welche der Richtung der Lotebene entsprechend einstellbar ist, ährend
der andere Zeiger von einem Signal, welches die Verschiebung des Flugzeuges von
einer Gleitbahnebene mißt, und einem Signal beeinflußt wird, welches den Winkel
zwischen dem Höhensteuerkurs und einer vorbestimmten Richtung mißt, welche der Richtung
der Gleitbahnebene entsprechend einstellbar ist.
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Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird an Hand der Zeichnung
)beschrieben.
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Fig. I ist eine Darstellung einer Funkbake, deren Leitweg durch die
Symmetrieachse von zwei sich überlappenden Funkstrahlschleifen gebildet wird; Fig.
2 ist eine vereinfachte Darstellurig einer Navigationseinrichtung mit einem Kreuzzeilgergerät
und der Empfangsausrüstung; ferner ist die Einrichtung gezeigt, durch welche das
Anzeigegerät den Abtriftwinkel, die Lage des Flugzeuges und die Verschiebung von
einer vorbestimmten Fluglinie angiibt; Fig. 3 zeigt eine Leitbahn und Einflugbahnen
zu dieser Leitbahn sowie die verschiedenen, von dem Pilot beobachteten Stellungen
eines lotrechten Zeigers, der durch Signale beeinflußt wird, welche die Verschiebung
von der Leitbahn und die Abweichung des Steuerkurses im Azimut darstellen.
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Im einzelnen zeigt Fig. I in schematischer Darstellung einen Sender
T mit einem Strahlersystem R, welches eine schleifenförmige elektromagnetische Strahlung
B aussendet, deren Symmetrieachse den Leitweg L darstellt, auf welchem das Fahrzeug
sich bewegen soll. Das Richtdiagramm der Strahlung B divergiert etwas in der waagerechten
oder lotrechten Ebene, je nach der Verwendung des Systems. Wenn die Erfindung z.
B. zur Blindlandung benutzt wird, kann sich die eine Schleife oberhalb der anderen
erstrecken, so daß die Flugleitbahn L in einem Winkel von einigen Grad zu dem waagerechten
Landeplatz verläuft. Wenn das System als Richtfunkbake dient, sind die betreffenden
Strahlen in einer waagerechten Ebene getrennt, wobei die Leitbahn L je nach der
gewünschten Kursrichtung im Azimut entsprechend ausgerichtet ist. Die betreffenden
Schleifen werden in verschiedener Weise moduliert, z. B. durch Morsesignale der
Buchstaben A und N oder indem eine Kenngröße der Trägerwelle mit verschiedenen Tonfrequenzen
geändert wird, insbesondere durch Amplitudenmodulation der Trägerwelle mit 6oo bzw.
900 Hz. Die aus den betreffenden Strahlen empfangene Energie liefert ein neutrales
oder symmetrisches Signal, wenn die Energie längs der Leitbahn L empfangen wird.
Jede Abweichung von diesem Kurs führt jedoch zu einem unsymmetrischen Zustand, bei
welchem in dem Flugzeugempfänger entsprechende Verschiebungssignale auftreten, die
von der Verschiebung des Flugzeuges gegen den Kurs L bei jedem gegebenen Abstand
von dem Sender T abhängen.
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Fig. I zeigt verschiedene Annäherungswege an einen Kurs oder eine
bestimmte Flugbahn. Das Problem besteht darin, das Flugzeug A an die gewünschte
Flugbahn t in der Weise anzunähern, daß die Bewegung des Flugzeuges der Richtung
der
gewünschten Flugbahn L folgt, wenn es diese Bahn erreicht. Demgemäß
muß das Flugzeug einer gekrümmten Bahn P folgen, die in Fig. I durch die ausgezogene
Linie 4 bzw. durch die strichpunktierten Linien 5 und 6 für verschiedene Annäherungswinkel
angedeutet ist.
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Fig. 2 zeigt ein schematisches Schaltbild einer Ausführungsform der
Erfindung, welche für seitliche und lotrechte Führung ausgebildet ist. Das Anzeigegerät
für dieses Leitsystem ist ein Ibesonderes Gerät 10 mit vier Zeigern II, I2, I3 und
14 und mit vier Triebsystemen, z. B. Drehspulgalvanometertriebsystemen 17, i8, 32,
37, welche mit dem Anzeigegerät verbunden sind, so daß die Zeiger nach oben und
unten bzw. seitlich quer über die Skala des Ge.rätes bewegt werden. Vorzugsweise
können die Triebsysteme 17, i8, 32 und 37 in dem Gehäuse des Gerätes 10 untergebracht
werden, jedoch wurden sie aus Gründen der Klarheit außerhalb dargestellt, wobei
die Einheiten 18 und 32,' unmittelbar mit den Zeigern 12 bzw. 14 und die EinheitenI7
und 37 mit den Zeigern im bzw. I3 durch Getriebe 66 bzw. 65 gekuppelt sind. Der
Zeiger 12 kann von dem Zeiger II z. B. durch seine Farbe oder Breite unterschieden
sein, und entsprechend kann der Zeiger 14 von dem Zeiger I3 unterschieden werden.
Wie in Fig. 3 gezeigt, braucht bei der einfachsten Form des Gerätes nur der Zeiger
12 benutzt zu werden.
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Die in ihrer Polarität umkehrbare Ausgangsspannung eines Blindlantdefunkstrahlempfängers
20 wird unmittelbar der Galvanometereinheit I7 zugeführt, um den Zeiger 11 je naoh
der seitlichen Verschiebung des Flugzeuges von der Blindlandebahn seitlich ausschlagen
zu lassen. In gleicher Weise sind die eine Spannung mit umkehrbarer Polarität führenden
Ausgangsklemmen eines Blindlandegleitbahnempfängers 33 unmittelbar mit der Galvanometereinheit
37 verbunden, um den Zeiger 13 je nach der Verschiebung des Flugzeuges unterhalb
oder oberhalb der Blindlandebahn nach oben oder unten ausschlagen zu lassen.
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Nach einem wichtigen Merkmal der Erfindung ist eine Einrichtung vorgesehen,
um den Zeiger 12 je nach der relativen Größe und Richtung der seitlichen Verschiebung
des Flugzeuges und der Gier-oder Steuerkursabweichung zu betätigen, d. h. je nach
dem Vergleich zwisohen der seitlichen Verschiebung und dem Gierwinkel. Zu diesem
Zweck ist ein Galvanometertriebsystem I8 an die gegeneinandergeschalteten Ausgangskreise
des Funkstrahlempfängers 20 angeschlossen, und ein phasenempfindlicher Detektor
44 ist so angeordnet, daß er eine Ausgangsspannung mit umlsehrbarer Polarität liefert,
welche sich entsprechend den Abweichungen des Steuerkurses des Flugzeuges von einem
Steuerkurs ändert, welcher der Richtung der Blindlandebahn entspricht. Ein kreiselmagnetischer
Kompaß 22 speist über Drehfeldübertrager 2I bzw. 50 einen Eingangskreis des Phasendetektors
44 mit einer Wechselspannung von umkehrbarer Phase und veränderlicher Größe in Abhängigloeit
von dem Steuerkurs. Eine gemeinsame Wechselspannungsquelle 46 speist die drehbare
Wicklung 47 des Drehfeldgeibers 21 und außerdem den Bezugsphasenkreis des Phasendetektors
44.
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Die beiden gegeneinander verdrehbaren Teile des zweiten Drehfeldübertragers
50 sind mit drehbaren Einstellvorrichtungen versehen, wobei der die Mehrfachwicldung
tragende Teil 49 durch ein von Hand verdrehbares Organ 29 und der die Einfachwicklung
tragende Teil 25 durch das von Hand verstellbare Organ 58 eingestellt werden kann.
Der Drebfeldübertrager 50 ist als Signalgenerator geschaltet, so daß er eine Ausgangsspannung
liefert, welche sich gemäß der algebraischen Summe der relativen Winkelverschiebung
zwischen Läufer 47 und Stator48 des Drehieldgeb.ers2 bei Verdrehung der Primärwicklung
47 durch den Kompaß 22 und der relativen Winkelstellung zwischen den Wicklungen
25 und 49 (bei einer bestimmten Einstellung der Organes und 29) ändert. Der Zeiger
14 schlägt in gleicher Weise nach oben und unten aus, je nach den relativen Größen
der durch den Empfänger 33 festgestellten lotrechten Verschiebung des Flugzeuges
und seines Höhensteuerkurses gegenüber einer vorbestimmten Neigung der Längsachse
des Flugzeuges. Zu diesem Zweck ist ein stabiles Bezugsgerät, z. B. ein Kreiselhorizont
41 mit einem Drehfeldübertragersystem 42, 64 ausgerüstet, wobei der Drehfeldgeber
42 mit dem Gerät 41 um die Querachse gekuppelt ist, während die Ausgangsspannung
des Signalgenerators 64 in einem Phasendetektor 45 mit der Bezugsphasenspannung
verglichen wird; welche aus der den Drehfeldgeber speisenden Quelle 46 kommt. Die
Ausgangsspannung des Phasendetektors 45 wird einem Triebsystem 32 in Opposition
zu der Ausgangsspannung des Empfängers 33 zugeführt um den Zeiger 14 gemäß der algebraischen
Differenz zwischen den Ausgangsspannungen des Phasendetektors 45 und des Empfängers
33 zu betätigen.
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Der Gleitbahnempfänger 33, der Phasendetektor 45 und das Galvanometersystem
37 sind so geschaltet, daß der Zeiger 14 in der neutralen Lage verbleibt, wenn die
Längsneigung und die Position des Flugzeuges in einer Beziehung stehen, welche entweder
dem idealen Flug hinsiohtlich der Landebahn oder der schnellsten Annäherung an die
Bahn entspricht. Wenn sich das Flugzeug längs der Bahn mit der dieser angepaßten
Längsneigung bewegt, der ideale Flugzustand längs der Funklandebahn, so liefern
die Geräte 33 und 45 die Ausgangsspannung Null, während eine steilere Gleitneigung
des Flugzeuges bei Verschiebung oberhalb der Bahn oder eine geringere Gleitneigung
unterhalb der Bahn entgegengesetzte Ausgangsspannungen der Geräte 33 und 45 zur
Folge hat, welche den Zeiger I4 in der neutralen Lage belassen. Da die Ausgangsspannung
des Gleitbahnempfängers 33 etwa proportional ist zu der Verschiebung aus der Bahn
und die Ausgangsspannung des Phasen,detektor,s 45. etwa proportional zu dem Ausmaß
der Winkel abweichung der Flugzeuglängsachse von der normalen, der Bewegung längs
der Gleitbahn entsprechenden Längsneigung, bleibt der Zeiger 14 in
der
neutralen oder Nullstellung solange wie die Längsneigung des Flugzeuges so geregelt
wird, daß es längs der Landebahn abwärts geht und mit ihr asymptotisch konvergiert
Bei Verwendung dieses Anzeigegerätes braucht der Pilot lediglich den Zeiger 14 in
der Mittel- oder Nullstellung zu halten, wie an Hand der Fig. 3 näher erläutert
wird.
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In ähnlicher Weise ist der Funkstrahlempfänger 20 und der Kursabweichungsphasendetektor
44 mit dem Galvanometersystem I8 so geschaltet, daß der Zeiger 12 in der neutralen
Lage gehalten wird, wenn das Flugzeug sich in der durch das Blindlandesystem festgelegten
Lotebene befindet und der Steuerkurs des Flugzeuges auf sie ausgerichtet ist.
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Außerdem wird dieser Zeiger in der neutralen oder Nullstellung gehalten,
wenn das Flugzeug seitlich von der Landebahn verschoben wird und der Steuerkurs
des Flugzeuges gegen die Funklotebene einen Winkel bildet, welcher der Positionsverschiebung
aus dieser Ebene mit dem vorbestimmten Proportionalitätsfaktor für ideale Bahnkionvergenz
proportional ist.
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Aus der vorstehenden Beschreibung ergibt sich, daß, wenn auch die
Zeiger 12 und 14 für sich keine vollständige Anzeige der Flugzeugbewegung vermitteln,
diese Anzeige dennoch bei der Führung eines Flugzeuges sehr nützlich ist, und die
Zeiger I2, 14 körnern ohne die Zeiger 11 und I3 benutzt werden. Da die Zeiger 11
und I3 lediglich gemäß der Bahuverschiebung des Flugzeuges betätigt werden, ergänzen
sie die Angaben der Zeiger 12 und, I4 so, daß der Pilot vollständig unterrichtet
und ihm eine unzweild,eutige Anzeige der Flugzeugbewegung vermittelt wird.
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Bei der in Fig. 2 gezeigten Einstellung schneiden sich die in der
neutralen Lage befindlichen Zeiger II und I3 in einem Punkt in der Mitte des Beobachtungsschirmes
3I, der sich mit der mittleren Marke 15 deckt, die auch als ,Nullmarke für die Zeiger
12 und 14 dient, und sie zeigen an, -daß das Flugzeug sich in der Landebahn befindet.
Die Zeiger 12 und 14, welche nach rechts bzw. nach oben ausschlagen, schneiden sich
in einem Punkt, der rechts und diagonal über dem Mittelpunkt liegt und anzeigt,
daß die Flugzeuglage für die Bewegung längs der Bahn falsch eingestellt ist, weil
der Flugzeugbug zu hoch und zu weit nach rechts ausgerichtet ist. Ohne die durch
die Zeiger II und I3 vermittelten Angaben könnte diese diagonale Verschiebung des
Schnittpuctes der Zeiger I2 und 14 auf einen Zustand bezogen werden, bei welchem
,das Flugzeug kurzzeitig in der Gleitbahn liegt, aber eine falsche oder verschobene
Kursrichtung hat.
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Die neutrale Lage 15 des Schnittpunktes der Zeiger II und I3 beseitigt
diese Zweideutigkeit, die andernfalls vorhanden wäre, und vermittelt zusamen mit
den Zeigern 12 und 14 dem Pilot die Unterrichtung, daß das Flugzeug sich kurzzeitig
in der Bahn befindet, aber die Kursrichtung im Azimut und in der Höhenlage so ist,
daß sich eine Abweichung nach oben und rechts von der Bahn ergibt.
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Es können vertikale und horizontale Skalen 43 und/oder 16 vorgesehen
werden. Die Skala I6 kann in Verbindung mit dem Zeiger 11 zur Anzeige der Seitenwindabtrift
und die Skala 43 zur Anzeige der lotrechten Verschiebung aus,der Bahn dienen.
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In Fig. 3 sind mehrere Einstellungen des Zeigers 12 angegeben, welche'verschiedenen
Zuständen der Verschiebung und des Flugzeugkurses entsprechen.
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Das Flugzeug erscheint zunächst in der Position A, welche gegen die
durch den Sender T festgelegte Funklandebahn L erheblich nach rechts verschoben
ist, so daß Mer Flugzeugkurs gegen eine zu der Landebahn parallele Richtung nach
rechts divergiert. Unter diesen Umständen schlägt der Zeiger 12 durch die kombinierte
Wirkung der kurzzeitig unterstützenden Ausgangssignale des Empfängers 20 und des
Phasendetektors 44 (Fig. 2) kräftig nach links aus. Auch wenn der Flugzeugkurs gemäß
der gestrichelten Linie S parallel zu dem Kurs L wäre, würde der Zeiger I2 in geringerem
Ausmaß noch nach links ausschlagen, da das den Zeiger 12 betätigende Signal dann
nur durch die Ausgangsspannung des Empfängers 20 gebildet wird. Der Zeiger 12 würde
die Zwischenstellung einnehmeli, die durch eine punktierte Linie in der Darstellung
3a des Meßgerätes 10 angegeben ist.
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Wenn der Pilot beobachtet, daß der Zeiger 12 kräftig nach links ausschlägt,
wendet er das Flugzeug nach links und setzt die Wendung fort, bis Zeiger 12 die
Mittelstellung erreicht, d. h. bis das von dem Kompaß abgegebene Signal -dem Erhpfängersignal
die Waage hält. Das Flugzeug hat nun einen Kurs erreicht, welcher mit dem Landekurs
einen Winkel bildet, der sich für die Bahnrückkehr eignet. In diesem Augenblick
steht der Gierwinkel des Flugzeuges gegen den zu der Bahn L parallelen Kurs in der
passenden Beziehung zu dem Ausmaß der seitlichen Verschiebung gegen die Bahn L.
Die Ausgangssignale aus den Geräten 20 und 24 halten sich dann die Waage, so daß
dem Galvanometer r8 die Restspannung Null zugeführt und dadurch der Zeiger 12 in
die neutrale Stellung gebracht wird.
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Wenn der Kurs bei J unbegrenzt aufrechterhalten würde, würde das
Flugzeug nach der Linie K die Landebahn in dem Punkt N schneiden und sich auf die
links der Bahn gelegene Seite bewegen. Dadurch würde eine Rechts wendung erforderlich
werden, und es würden sich weitere aufeinanderfolgende Kreuzungen der Bahn ergeben.
Ein derartiges Pendeln, d. h. die Unmöglichlçeit, den Kurs mit der festgelegten
Bahn L konvergieren zu lassen, wäre sehr unbefriedigend und könnte zu Unfällen führen.
Mit Hilfe der Erfindung nimmt jedoch die Ausgangsspannung des Empfängers 20, wenn
das Flugzeug sich der Bahn L nähert, ab, und die Ausgangsspannung des Phasendetektors
44 hat dabei das Bestreben, die aus dem Empfänger 20 abgegebene Verschiebungss,pannung
zu überschreiten, so daß der Zeiger 12 sich auf die rechts von der Mitte gelegene
Seite zu bewegen sucht. Der Pilot verändert seinen Kurs etwas nach rechts, wie es
erforderlich ist, um den Zeiger 12 in der neutralen Stellung zu halten, und durch
dieses Verfahren führt er das Flugzeug längs einer asymptotischen
Annäherungslinie,
um es mit der Landebahn L in dem Bereich 0 konvergieren z.u lassen. Die Darstellung
des Meßgerätes bei 3C zeigt die Stellung des Zeigers I2, welche sich bei einem nach
der Linie K fortgesetzten Flug ergeben würde, während bei 3d der Zeiger 12 in der
neutralen Stellung gezeigt ist, in welcher der Flug direkt längs der Bahn erfolgt.
Diese neutrale Stellung bleibt bei fortgesetzter Flugzeugbewegung längs der Bahn
bestehen, wie in dem Abschnitt OQ bzw. bei 3e in Fig. 3 veranschaulicht ist.
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Es ist auch eine Einrichtung zur Berücksichtigung der Abtrift vorgesehen.
Es kann nämlich vorkommen, daß der Pilot, nachdem er zuerst das Regelorgan 29 nach
der Skala 27 eingestellt hat, um die Richtung des Landfunkstrahles einzuhalten,
und nachdem er dann die Steuerung des Flugzeuges sorgfältig betätigt hat, um den
Zeiger 12 in der neutralen Stellung zu halten, feststellen muß, daß der Zeiger II
seinen seitlichen Ausschlag aus der neutralen Stellung beibehält, d. h. etwas nach
links verschoben bleibt. Ein derartiger Zustand zeigt an, daß Seitenwind von links
das Flugzeug auf die rechts von der Bahn gelegene Seite verschieìbt.
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Unter diesen Umständen hat der Pilot, dem Zeiger 12 folgend, den Flugzeugkurs
etwas links von dem der Landerichtung entsprechenden Kurs eingestellt, und zwar
in dem Maße, daß die Ausgangsspannungen des Empfängers 20 und des Phasendetektors
44 gleiche Werte erhalten und somit an den Eingangsklemmen des Galvanometers I8
die Restspannung Null zugeführt wird.
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Wenn der Pilot weiterhin beobachtet, daß der Zeiger II nach links
ausschlägt, regelt er das Organ 58 so weit, bis der Zeiger I2 bis zum Zeiger II
ausschlägt. Dann richtet er gemäß - der neuen Stellung des Zeiger 12 den Flugzeugkurs
weiter nach links, um den Zeiger 12 in die neutrale Stellung zurückzubringen. Wenn
der Flug gemäß dem Zeiger 12 fortgesetzt wird, bewegt sich der Zeiger II in die
neutrale Stellung zurück und zeigt dadurch an, daß die Verschiebung des Flugzeuges
aus der Landebahn beseitigt ist. Der Pilot kann dann an der Skala60 das Ausmaß der
durch den Seitenwind erforderlichen Kursänderung, d. h. den Vorhaltewinkel für den
Flug längs der Funkstrahlbahn, ablesen.
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PATENTANSPROCHE: I. Einrichtung zur Navigation von Fahrzeugen, insbesondere
von Luftfahrzeugen, um das Fahrzeug in,der Azimutebene oder in der Lotebene zu steuern
und es in einer vorbestimmten Bahn, z. B. in einer durch einen Leitstrahlsender
bestimmten Lotebene, zu halten, mit einem Anzeigegerät, dessen Zeiger sich aus einer
auf eine Bezugsmarlce ausgerichteten Stellung unter der Wirkung einer Steuergröße
verschiebt, die beispielsweise von einem Funkgerät als ein Maß der Größe und Richtung
der Abweichung des Fahrzeuges aus der vorbestimmten Bahn geliefert wird, dadurch
gekennzeichnet, daß der Zeiger (12 oder I4) zusätzlich in Abhängigkelt von einer
weiteren Steuergröße beeinflußt wird, die beispielsweise von einem Kreiselhorizont
(4I) oder einem Kreiselmagnetkompaß (22) als ein Maß für die Größe und Richtung
des Winkels zwischen dem Steuerkurs des Fahrzeuges (im Azimut oder in der Steigungslage)
und einer vorbestimmten Richtung geliefert wird, welche Ider Richtung der vorbestimmten
Bahn entsprechend einstellbar ist, wobei die Einwirkung auf den Zeiger (12 oder
14) gemäß der algebraischen Summe der beiden Steuergrößen erfolgt.