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Navigationsgerät für Flugzeuge Die Erfindung bezieht sich auf eine
Einrichtung für Flugzeuge, durch welche das Flugzeug von Hand oder automatisch an
eine und nach einer Bodenspur gesteuert werden dann, die durch außerhalb des Flugzeugs
befindliche Funkeinrichtungen festgelegt wird. Insbesondere bezieht sich die Erfindung
auf Einrichtungen dieser Art, welche in der Weise arbeiten, daß- ein resultierendes
Regelsignal; als Kombination von verschiedenen Regelsignalen abgeleitet wird, von
denen eines, im folgenden als Verschiebungssignal bezeichnet, als ein Maß der seitlichen
Verschiebung des Flugzeugs von der Erdspur und ein anderes, im folgenden als Kurssignal
bezeichnet, als ein Maß der Winkelabweichung des Flugzeugkurses von einer vorbestimmten
Richtung erzeugt wird, die im allgemeinen in der Richtung der Bodenspur liegt. Bei
einer automatischen Steuerung der erwähnten Art betätigt das resultierende Steuersignal
geeignete Einrichtungen, um das Flugzeug selbsttätig an die Spur heranzuführen und
nach ihr zu steuern. Bei einem Anzeigegerät der erwähnten Art betätigt das Steuersignal
einen Zeiger relativ zu einer Bezugsmarke, um den Piloten bei der Führung des Flugzeugs
zu unterstützen, wenn er es in die Richtung wendet, um es an die Spur heran. und
nach ihr zu führen.
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Das Anzeigegerät ist so ausgebildet, daß, wenn das Flugzeug so geführt
wird, daß der Zeiger relativ zu der Bezugsmarke auf seinem Nullpunkt gehalten wird,
es stetig seinen Kurs ändert, bis es die Bodenspur erreicht und dann nach ihr fliegt.
Dies wird in der folgenden Weise erreicht: Wenn das Flugzeug von der Bodenspur abweicht
und parallel zu der
Bodenspur fliegt, wird ein Verschiebungssignal,
aber kein Kurssignal erzeugt. Das Verschiebungssignal bewegt den Zeiger relativ
zu der Bezugsmarke und zeigt,dadurch dem Piloten an, daß eine Kursänderung des Flugzeugs
erforderlich ist. Der Pilot wendet das Flugzeug in der durch den Sinn des Verschiebungssignals
angezeigten Richtung, um es auf die Spur zurückzuführen. Infolge der Kursänderung
wird in dem Gerät ein Kurssignal erzeugt, welches dem Verschiebungssignal entgegengesetzt
ist. Der Pilot wendet das Flugzeug, bis diese beiden Signale gleich und entgegengesetzt
werden, was eintritt, wenn der Zeiger Null anzeigt. Indem der Pilot das Flugzeug
stetig in dieser Weise führt, folgt es sehr eng einem Weg, dessen Richtung in jedem
Punkt zu der Bodenspur mit einem Winkel geneigt ist, der allmählich mit Annäherung
an die Spur kleiner wird, so daß sich eine asymptotische Annäherung ergibt.
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Automatische Steuerungen der erwähnten Art arbeiten in ähnlicher Weise,
jedoch automatisch, um das Flugzeug einen Flugweg mit den oben geschilderten Eigenschaften
folgen zu lassen.
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Die erwähnten Einrichtungen arbeiten in befriedigender Weise, wenn
in dem Zeitpunkt, wo sie in Tätigkeit gesetzt werden, das Flugzeug gegen die Bodenspur
nicht allzu weit verschoben .ist. Wenn jedoch das Flugzeug zu Anfang gegen die Bodenspur
seitlich in einem großen Abstand verschoben ist und der .Flugzeugkurs in Abhängigkeit
von dem Verschiebungssi nal geändert wird, um das Flugzeug an die Spur heranzuführen
und :dadurch das Verschiebungssignal zu vermindern, kann es eintreten, daß unabhängig
von dem Winkel, um welchen das Flugzeug wendet, das Verschiebungssignal noch größer
bleibt als sogar der -Höchstwert, den das Kurssignal erreichen kann. Es würde dann
ein resultierendes Steuersignal in demselben Sinne wirksam bleiben und .eine weitere
Kursänderung des Flugzeugs in demselben Sinne zur Folge haben, so daß das Flugzeug
dauernd in einem Kreis wenden würde.
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Es sind Anzeigegeräte der erwähnten Art vorgeschlagen worden, welche
frei von diesem Mangel sein sollen und bei welchen ein Kurssignal durch einen Geber
erzeugt wird, welcher mit einem eine Bezugsrichtung festlegenden Gerät verbunden
ist. Dabei ändert sich die Größe des Ausgangssignals dieses Gebers sinusförmig von
Null bei o° auf ein Maximum bei 9o°, auf Null bei iSo° und dann in gleicher Weise
.in der entgegengesetzten Richtung von 180 bis 36o°. Es wird ein Verschiebungssignal
durch einen Funkempfänger in dem Flugzeug erzeugt, welcher Signale von der außerhalb
des Flugzeugs befindlichen Funkeinrichtung empfängt, wobei ein Begrenzer vorgesehen
ist, um den Höchstwert, welchen die Größe des Verschiebungssignals annehmen kann,
auf einen Wert zu begrenzen, welcher kleiner ist als der Wert des Kurssignals, der
bei einem Kurs von 9o° erreicht wird.
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Auf diese Weise wird das Flugzeug, gleichgültig wie weilt es zu Anfang
von der Spür entfernt sein mag, nur in Übereinstimmung mit der Tätigkeit,des Gerätes
in Abhängigkeit von dem Verschiebungssignal gewendet, bis es mit der Spur einen
Winkel bildet, bei welchem das Kurssignal den für das Verschiebungssignal gegebenen
Grenzwert erreicht. Dieser Winkel, bei welchem das beschränkte Verschiebungssignal
gleich dem I,',-urssignal wird, kann als charakteristischer Winkel des Gerätes bezeichnet
werden.
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Wenn also ein Flugzeug, das mit einem Gerät ,dieser Art ausgerüstet
ist, zu Anfang sich in großem Abstand von der Bodenspur befindet, wird das Flugzeug
in Richtung auf die Spur wenden und eine mehr oder weniger geradlinige Bahn mit
einem etwa konstanten Kurs verfolgen, welcher mit der Bodenspur diesen charakteristischen
Winkel bildet, bis es einen vorbestimmten Abstand von der Spur erreicht, in welchem
.das von dem Funkgerät erzeugte Verschiebungssignal den Grenzwert unterschreitet,
welcher dem Verschiebungssignal auferlegt ist. Von da an wird die Flugbahn eine
asymptotische Annäherung an die Bodenspur. Dieser vorbestimmte Kurswinkel zwischen
der Flugrichtung und der Richtung :der von dem Flugzeug schließlich zu verfolgenden
Spur wird im folgenden als Anflugwinkel bezeichnet. Der Anflugwinkel ist also gleich
dem charakteristischen Winkel des Systems, bei welchem das Kurssignal gleich dem
begrenzten Verschiebungssignal wird.
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Der erwähnte Vorschlag hat jedoch den Nachteil, daß der Winkel des
anfänglichen Anfluges in der Praxis mit Sicherheit nicht größer gemacht werden kann
als 6o°. Der Grund dafür ist der, daß, wenn der charakteristische Winkel des Gerätes,
bei welchem das Kurssignal gleich .dem begrenzten Verschiebungssignal wird, etwas
größer gemacht wird, z. B. 8o°, so daß ,der Anflugwinkel 8o° ist, ünd wenn dann
das Flugzeug zeitweilig von diesem Kurs schert, so daß mit der Bödenspur ein Winkel
von 85 oder 9o° gebildet wird, das Kurssignal, welches bei dem vorgeschlagenen Gerät
dem Sinus des Kurswinkels proportional ist, praktisch unverändert bleibt und daher
in dem resultierenden Steuersignal, welches die Scherung berichtigen soll, keine
genau bestimmte Änderung eintritt. Außerdem wird der Spielraum zwischen dem Kurssignal
bei 9o° und dem begrenzten Verschiebungssignal, welches dann dem bei 8o° erhaltenen
Kurssignal entspricht, so klein, daß keine Sicherheit dafür vorhanden wäre, daß
Veränderungen in einzelnen Teilen des Gerätes, z. B. Verstärkern oder Begrenzereinrichtungen,
den Spielraum nicht ganz zum Verschwinden bringen würden.
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Es gibt Umstände, unter welchen ein Anflugwinkel im Bereich von 6o°
nicht ausreichend ist, und es kann erwünscht sein, einen Anflugwinkel von annähernd
9o° oder sogar über 9o° zu haben. Beispielsweise kann es in :dem Falle, wo die festgelegte
Erdspur eine Ortungsbahn in Verbindung mit einer Landestrahlführung zu dem Rollfeld
eines Flugplatzes ist, erwünscht sein, daß man das Gerät auf dem Flugzeug einschalten
kann, wenn sich das Flugzeug an irgendeinem Punkt innerhalb eines gewissen Bereiches
befindet, ider durch Flugbaken in der Nähe des Flugplatzes festgelegt wird, und
es kann sein,
daß wenigstens für manche Punkte innerhalb dieses
Bereiches die Bahn, welche nach einem Gerät verfolgt würde, das einen Anflugwinkel
von 6o° mit der Ortungsbahn vorsieht, das Flugzeug in die Ortungsbahn an einen Punkt
bringen würde, der auf der Ortungsbahn zu weit liegt, als daß das Flugzeug eine
richtige Landung auf dem Rollfeld ausführen könnte, während eine Bahn, die mit der
Ortungsbahn einen Anflugwinkel von go° oder einen stumpfen Winkel bildet, das Flugzeug
in befriedigender Weise zu einem Punkt auf der Spur führen würde, von welchem aus
eine richtige Landung ausgeführt werden könnte.
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Demgemäß bezweckt die Erfindung eine Ausbildung einer Einrichtung
der erwähnten Art, bei welcher das Flugzeug nicht nur von der Einrichtung ohne die
Gefahr gesteuert wind, daß es bei großen Abständen von der Spur vollständige Kreise
ausführt, sondern das Flugzeug auch in der Lage ist, falls erwünscht, einen Anflugwinkel
von go° oder darüber zu bilden.
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Die Erfindung sieht ein Navigationsgerät für Flugzeuge vor, durch
welches das Flugzeug von Hand oder automatisch an eine durch eine äußere Funkeinrichtung
festgelegte Bodenspur herang eführt und mach ihr gesteuert werden kann und welches
darauf beruht, daß ein resultierendes Steuersignal, welches zur Bestimmung der Wenderichtung
des Flugzeugs benutzt wird, in dem Gerät als Kombination von verschiedenen Steuersignalen
gebildet wird, welche ein Verschiebungssignal, das als Maß der seitlichen Verschiebung
des Flugzeugs von der Bodenspur erzeugt wird, und ein Kursabweichungssign:alumfassen,
das als Maß der Winkelabweichung des Flugzeugkurses von einer vorbestimmten Richtung
erzeugt wird, die in .der allgemeinen Richtung der Bodenspur liegt, z. B. in einer
Richtung, die mit der Richtung der Bodenspur einen Winkel bildet, um den Seitenwindabtrieb
auszugleichen, wobei Begrenzungseinrichtungen vorgesehen sind, welche die Größe
des Verschiebungssignals begrenzen. Das erfindungsgemäße Gerät kennzeichnet sich
dadurch, daß die Begrenzungseinrichtung die Größe des Verschiebungssignals in der
Weise begrenzt und das Kursabweichungssignal in ;der Weise erzeugt wird, daß das
begrenzte Verschiebungssignal immer größer ist als das Kursabweichun@gssign.al für
Kursabweichungswinkel, die kleiner sind als ein gewünschter charakteristischer Winkel
z. B. im Bereich von go°, und daß es danach kleiner .ist als das Kursabweichungssign.alfür
Kursabweichungswinkel über einen erheblich über go° hinausgehenden Bereich, d. h.
um wesentlich mehr als die Differenz zwischen diesem charakteristischen Winkel um
go°.
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Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird an Hand ,der Zeichnung
besehrieben, welche in schematischer Darstellung ein Anzeigegerät für ein Flugzeug
veranschaulicht, durch welches d as Flugzeug von Hand an eine durch eine äußere
Funkeinrichtung festgelegte Bodenspur herangeführt und nach ihr gesteuert werden
kann.
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Ein in dem Flugzeug eingebauter Ortungsempfänger i spricht auf die
von einem Bodenfunksender empfangenen Funksignale an und liefert eine Gleichstromsignalsp:annung,
welche ein Maß für die seitliche Verschiebung des Flugzeugs von einer durch die
äußere Funkeinrichtung festgelegte Bodenspur darstellt. Diese Gleichspannung wird
einem Modulator 2 zugeführt, welcher an einen Verstärker 3 eine entsprechende Wechselspannung
liefert. Die Ausgangsgröße des Verstärkers 3 wird in der unten näher beschriebenen
Weise begrenzt und einer Mischstufe 4 zugeführt, welche die die Verschiebung des
Flugzeugs von der Bodenspur darstellende Wechselspannung in dem passenden Sinne
mit einer Wechselspannung mischt, welche die Azimutwinkelabweichung des Flugzeugs
von einer vorbestimmten Richtung darstellt, die normalerweise zu der Richtung der
Bodenspur parallel verläuft, aber vorzugsweise gegen diese Richtung versetzt ist,
wenn Seitenwind auftritt.
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Diese Kursabweichungsspannung wird von einem Signalgenerator 5 abgenommen,
der von einem Signalgeber 32 gespeist wird, welcher mit einem (nicht dargestellten)
kursanzeigenden, Gerät, z. B. einem Kreiselmagnetkompaß, verbunden ist. Der Signalgenerator
5 ist nach Art eines Drehfeldübertragers ausgebildet, jedoch ist sein Rotor mit
zwei rechtwinklig zueinander angeordneten Wicklungen 6 und 7 ausgestattet.
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Das Kursabweichungssignial wird aus der Wicklung 7 entnommen, welche,
wenn das Flugzeug in der vorbestimmten Richtung Kurs hält, im rechten Winkel zu
einem Feld eingestellt ist, das in dem Stator 8 von dem Drehfeldgeber erzeugt wird.
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Wenn das Flugzeug von der vorbestimmten Richtung abweicht, wird das
Feld in dem Stator um einen entsprechenden Betrag gedreht, und in der Wicklung 7
wird eine Wechselspannung erzeugt, welche zu dem Sinus des Winkels proportional
ist, den die Wicklung mit dem Feld in dem Stator 8 bildet, d. h. proportional zu
dem Sinus der Winkelabweichung des Flugzeugs von der vorbestimmten Richtung. Dieses
Signal wird über die Leitung g der Mischstufe 4 zugeführt, in welcher es, wie erwähnt,
mit der Wechselspannung gemischt wird, die die Verschiebung des Flugzeugs von der
Bodenspur darstellt.
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Die .aus der Mischstufe 4 abgehende Signalspannung wird in dem Verstärker
io verstärkt und durch eine Begrenzerstufe i i geschickt, welche verhindert, daß
die resultierende Spannung eine vorbestimmte Größe überschreitet. Sie wird dann
in einer Mischstufe 12 mit einer Signalspannung gemischt, welche proportional ist
zu dem Seitenneigungswinkel des Flugzeugs, der von einem Geber 13 abgeleitet wird,
welcher mit einem (nicht dargestellten) Lotgerät, z. B. einem Kreiselhorizont, verbunden
ist. Die resultierende Spannung aus der Mischstufe 12 wird in. dem Verstärker 14
verstärkt und in einen Demodulator 15 geschickt, welcher aus ihr eine entsprechende
Gleichspannung ableitet. Diese Gleichspannung steuert die Einstellung eines Zeigers
16 eines Anzeigegerätes 17. Der Zeiger 16 ist ein vertikaler Zeiger, der sich nach
links oder rechts von einer Nullbezugsmiarke
bewegt, um dem Piloten
anzuzeigen, daß die Lage des Flugzeugs geändert werden muß.
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Wie erwähnt, ist die Anordnung so ausgebildet, daß, wenn der Pilot
das Flugzeug so steuert; daß der Zeiger 16 relativ zu der Bezugsmarke in seiner
Nullstellung gehalten wird, das Flugzeug seinen Kurs stetig ändert, bis es die Bodenspur
erreicht, und dann. mach der Bodenspur fliegt.
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Wie eingangs erwähnt wurde, muß das Signal, welches. die Verschiebung
des Flugzeugs von der festgelegten Bodenspur darstellt, in .irgendeiner Weise begrenzt
werden. Es wurde vorgeschlagen, dieses Signal in einer besonderen Weise zu begrenzen,
nämlich so, daß sein Höchstwert niemals den Höchstwert des Signals überschreiten
kann, welches die Azimutwnnkelabweichung des Flugzeugs. von einem festgelegten Kurs
mißt. Die Erfindung sieht einen anderen und zweckmäßigeren Weg für die Begrenzung
des Verschiebungssignals vor. Ein Beispiel für die gemäß der Erfindung vorgesehene
Art der Begrenzung ist in der Zeichnung veranschaulicht, und ihre Wirkungsweise
ist die folgende.
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Die den Verstärker 3 mit. der Mischstufe q, verbindende Leitung ist
von dem Punkt 18 an einen Punkt 19 zwischen zwei in Reihe geschalteten Gleichrichtern
2o, 21 angeschlossen. Die andere Seite des Gleichrichters 21 ist mit einem Punkt
22 zwischen zwei Widerständen 23, 24 verbunden, die in einer Leitung zwischen
einer konstanten Spannungsquelle 25 und Erde 26 liegen. Die andere Seite des Gleichrichters
2o ist an einen Punkt 27 angeschdossen., in welchem eine Spannung erzeugt wird,
deren Größe von dem Kurs des Flugzeugs in bezug auf die Bodenspur abhängt, aber
niemals die Größe der konstanten Spannung übersteigt. Das positive Potential an
dem Punkt 27 wird aus der Wicklung 6 des Signalgenerators 5 in der anschließend
beschriebenen Weise: gewonnen.
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Wie erwähnt, ist die Wicklung 6 im rechten Winkel zu der -Wicklung
7 angeordnet, so daß, wenn das Flugzeug seinen Kurs in der festgelegten Richtung
nimmt, das Feld in .dem- Stator 8 etwa parallel zu der Achse der Wicklung 6 verläuft
und in ihr eine Wechselspannung mit der maximalen Amplitude erzeugt wird. Wenn der
Flugzeugkurs im rechten Winkel zu der festgelegten Richtung gerichtet ist, wird
das Feld in, dem Stator 8 um 9o° verdreht, so daß es im rechten Winkel zu der Wicklung
6 steht und in der Wicklung 6 kein. Signal erzeugt wird. Wenn das Flugzeug noch
weiter wendet, so daß sein Kurs entgegengesetzt zu der festgelegten Richtung gerichtet
ist, wird in der Wicklung 6 eine Wechselspannung mit dem negativen Maximumwert erzeugt.
Die Amplitude des .in der Wicklung 6 erzeugten Signals ist daher der Kosinus der
Winkelabweichung des Flugzeugs von der festgelegten Richtung.
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Die Ausgangsspannung an der Wicklung 6 wird über die Leitung 28 der
Sekundärwicklung 29 eines Transformators 30 zugeführt. Die Primärwicklung
31 des Transformators wird mit einer Bezugswechselspannung mit derselben Frequenz
wie das in der Wicklung 6 erzeugte Signal gespeist. Die Phasen der Wicklungen 29
und 6 und die Größe der in der Wicklung 29 infolge der Erregung der Primärwicklung31
erzeugten Spannung sind so, daß, wenn die Wicklung 6 ihren positiven Maximumwert
abgibt, d. h. wenn das Flugzeug in der festgelegten Richtung Kurs hält, .die von
der Wicklung 6 :abgegebene Spannung der Spannung in der Wicklung 29 gleich und entgegengesetzt
ist, so daß aus der Sekundärwicklung 29 kein resultierendes Ausgangssignal entnommen
wird. Wenn das Flugzeug mit der festgelegten Richtung einen Winkel von 9o° bildet,
ist die in der Wicklung 29 erzeugte Spannung diejenige, welche allein von der Erregung
der Primärwicklung 31 herrührt, .da die Ausgangsspannung der Wicklung 6 Null ist.
Wenn das Flugzeug entgegengesetzt zu der festgelegten Richtung fliegt, wird das
von der Wicklung 6 abgegebene Signal umgekehrt, und das Ausgangssignal der Sekundärwicklung
29 wird doppelt so groß wie das von der Primärwicklung 31 erzeugte Signal. Wie ersichtlich,
erzeugt also die Sekundärwicklung 29 eine Wechselspannung, welche von Null auf das
Maximum der Amplitude ansteigt, wenn der Kurs des Flugzeugs von der festgelegten
Richtung biss zu einer zu dieser entgegengesetzten Richtung geändert wird.
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Die Ausgangsspannung der Sekundärwicklung 29 wird einem Vollweggleichrichter
und Glättungskreis zugeführt, der als Ganzes mit 32' bezeichnet ist. Die am Ausgang
dieses Kreises auftretende Spannung ist im wesentlichen eine Gleichspannung, welche
von Null auf ein Maximum .ansteigt, wenn der Kursabweichungswinkel sich von o bis
18o° ändert. Diese Gleichspannung tritt in dem Punkt 27 auf.
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Die aus den Gleichrichtern 2o, 21 bestehende Begrenzungsleinrichtung
ist in bekannter Weise ausgebildet und begrenzt die Amplitude der aus dem Verstärker
3 entnommenen Wechselspannung auf einen Wert, der etwa der halben Differenz zwischen
der festenBezugsspannung in demPunkt22 und der veränderlichen Spannung in dem Punkt
27 entspricht. Wenn also die Spannung in dem Punkt 27 Null ist, d. h. wenn das Flugzeug
in der festgelegten Richtung fliegt, hat die Amplitude der aus dem Verstärker 3
entnommenen Wechselspannung ihren Höchstwert. Da aber die Spannung in dem Punkt
27 zunimmt, wenn das Flugzeug aus der festgelegten Richtung abdreht und auf die
Spur Kurs nimmt, wird die maximale Amplitude, welche die aus dem Verstärker 3 entnommene
Wechselspannung erreichen kann, in der Größe abnehmen. Die Größe der Spannung in
dem Punkt 22 ist so gewählt, daß die maximale Amplitude, welche die von dem Verstärker
3 abgegebene Spannung erreichen kann, gleich ist der Amplitude der Kursabweichungsspannung
bei irgendeinem gewünschten Kursabweichungswinkel, d. h.. bei dem gewünschten charakteristischen
Winkel. Wenn beispielsweise ein Anflugwinkel von 9o° gewünscht wird, wird die Spannung
in dem Punkt 22 auf einen solchen Wert eingestellt, daß der maximale Wert, welchen
die
Amplitude des Verschiebungssignals erreichen kann, gleich ist
der Amplitude des Kurssignals bei 9o°. Danach nimmt die maximale Amplitude des Verschiebungssignals
ab, wenn das Kursabweichungssignal abnimmt.
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Zeichnet man eine Kurve des Begrenzungswertes des Verschiebungssignals
als Funktion des Kursabweichungswinkels, gemessen von dem Nullwert des Kurssignals,
so würde sie eine fallende Charakteristik haben. Dies wird angestrebt, um die Kurve
der Ausgangsspannung der Wicklung 7 mit einem Winkel im Bereich von 9o°, vorzugsweise
zwischen go und 12o°, zu schneiden (dieser Winkel wird der charakteristische Winkel
des Systems) und um eine fallende Charakteristik in einem erheblichen Winkelbereich
zu erhalten, der über diesem charakteristischen Winkel liegt. Bei dem vorliegenden
Ausführungsbeispiel liegt die Kurve unterhalb der Kurve der Ausgangsspannung der
Wicklung 7 bei allen Kursabweichungswinkeln, die größer sind als der charakteristische
Winkel, bis zu annähernd 18o°.
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Es ist zu bemerken, daß die in der Sekundärw icklung 2g induzierte
Spannung nicht gleich und entgegengesetzt zu der Spannung zu sein braucht, welche
in der Wicklung 6 bei Kurs Null erzeugt wird, sondern sie kann nach besonderen Erfordernissen
gewählt werden.
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Nach einer anderen (nicht dargestellten) Ausführungsmöglichkeit kann
man die Gleichrichter 2o, 21 und die Widerstände 23, 2q. weglassen und die an dem
Punkt 1g erzeugte Spannung benutzen, um den Verstärkungsfaktor der in dem Verstärker
3 verwendeten Röhre in der Weise zu verändern, daß er nicht beeinflußt wird, bis
der Kurswinkel z. B. 9o° erreicht hat und die Verstärkungswirkung vollständig gesperrt
wird, wenn der Kurswinkel z. B. 12o° erreicht. In diesem besonderen Fall würde also
der Anflugwinkel ein Winkel zwischen 9o und 12o° sein.
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Nach einer weiteren (nicht dargestellten) Ausführungsmöglichkeit der
Erfindung kann man für das Kursabweichungssignal einen Signalgenerator von besonderer
Art vorsehen, z. B. ein Potentiometer, oder einen Drehfeldsignalgeber mit einem
besonders gewickelten Rotor, welcher eine zunehmende Ausgangsspannung liefert entsprechend
dem Kursabweichungswinkel von o° bis hinauf zu einem Winkel, .der merklich größer
ist als der gewünschte charakteristische Winkel, vorzugsweise bis zu einem Winkel
von annähernd 18o°, auf jeder Seite der festgelegten Richtung, wobei eine Begrenzungseinrichtung
vorgesehen wird, welche die Verschiebungsspannung auf einen Wert begrenzt, welcher
der Spannung gleich ist, die der Signalgenerator bei einem dem gewünschten charakteristischen
Winkel entsprechenden Kurs erzeugt.