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Navigationseinrichtung für Flugzeuge Die Erfindung bezieht sich auf
eine Navigationseinrichtung für Flugzeuge, durch welche das Flugzeug von Hand oder
selbsttätig auf eine bestimmte Flugbahn angesteuert und auf dieser geführt werden
kann. Insbesondere betrifft die Erfindung eine derartige Navigationseinrichtung,
bei welcher aus einer Kombination von Meß-größen, welche verschiedene Flugzustände
des Flugzeuges wiedergeben, eine Regelgröße abgeleitet wird. Diese Meßgrößen können
beispielsweise eine Verschiebungsgröße enthalten, die im wesentlichen der seitlichen
Verschiebung des Flugzeuges von einer bestimmten Flugbahn entspricht, ferner eine
Änderungsgröße, welche im wesentlichen der Winkelabweichung der Kurslage des Flugzeuges
in bezug auf die Flugbahnrichtung entspricht, und eineBeschleunigungsgröße, welche
im wesentlichen der Winkelabweichung der Querneigung des Flugzeuges von einer Bezugsquerlage
entspricnt.
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Die Flugbahnen, welche die Flugzeuge ansteuern und später einhalten
sollen, können durch ihre Höhe bestimmt werden, wobei in diesem Fall die seitliche
Verschiebung des Flugzeuges von der festgelegten Bahn durch eine höhenempfindliche
Einrichtung, z. B. durch einen barometrischen oder Funkhöhenmesser, gemessen werden
kann. Die Flugbahnen können jedoch auch durch Funkstrahlen festgelegt werden, wobei
die Verschiebung des
Flugzeuges von diesen Strahlen durch Funkstrahlempfänger,
Rundsichtempfänger und Gleitbahnempfänger gemessen werden kann.
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Benutzt man. eine Navigationseinrichtung der erwähnten. Art bei einem
automatischen Steuersystem bekannter Art, so wird die Regelgröße zur Betätigung
einer entsprechenden Vorrichtung, z. B. eines Seitenruders, Querruders od. dgl.,
herangezogen, um das Flugzeug automatisch in die Funkleitbahn einzusteuern und auf
ihr zu halten. Andererseits wird, wenn man eine solche Navigationseinrichtung in
Verbindung mit einem an sich bekannten Handsteuersystem benutzt, die Regelgröße
zur Betätigung einer Anzeigevorrichtung, z. B. eines Kreuzzeigermeßgerätes, verwendet.
Bei einer Anordnung der letzteren Art steuert der Pilot das Flugzeug,so, daß der
Nullausschlag des Anzeigegerätes erzielt wird, wobei er d-as Flugzeug in der passenden
Richtung wendet, um es in. die Funkleifibahn einzusteuern und auf ihr zu führen.
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Bei der erwähnten Bauart eines Anzeigesystems werden die Größen der
Verschiebung, Kürsabweichung und Querneigung durch Signale dargestellt, welche algebraisch
in einem. Additionsverstärker zusammengesetzt werden; dessen Ausgangskreis zur Betätigung
des, Anzeigegerätes geschaltet ist. Wenn das Flugzeug sich seitlich aus der Funkleifibahn
verschiebt, wird das Anzeigegerät betätigt und zeigt dem Piloten an, daß eine Kursänderung
erforderlich ist. Der Pilot wendet dann das Flugzeug nach der Funkleiübahn gemäß
.der Richtung des Verschiebungssignals, wobei- infolge der Kursänderung ein gegenwirkendes
Änderungssignal und ein gegenwirkendes Beschleunigungssignal erzeugt wird, wenn
mit der Kursänderung eine Änderung der Querlage einhergeht. Der Pilot stellt die
Querlage des Flugzeuges laufend so ein, daß die algebraische Summe der Signale für
die Verschiebung, Änderung und Beschleunigung den. Wert Null ergibt, der durch :den
Nullausschlag des Anzeigegerätes festzustellen ist. Mit Hilfe einer Anordnung dieser
Art kann der Pilot, indem er den Nullausschlag ran dem Anzeigegerät aufrechterhält,
das Flugzeug so steuern, da.ß es sich der Funkleitbahn asymptotisch nähert.
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Die asymptotische Annäherung wird in ähnlicher Weise, jedoch automatisch
:durchgeführt, wenn die Regelgröße zur Betätigung eines automatischen Steuersystems
ausgenutzt wird, 'was als bekannt vorausgesetzt werden kann.
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Wenn das Kurssignal in einer nichtlinearen Weise zunimmt, wenn die
Differenz zwischen Bezugsrichtung und dem Flugzeugkurs von Null ansteigt, ist es
zur Erzielung der höchsten Empfindlichkeit wünschenswert, an einem Punkt zu arbeiten,
wo die Zunahme des Kurssignals, für eine bestimmte Kursänderung am größten ist.
Ändert sich das Kurssignal nach einer Sinnsförm, wobei sein Ursprung dann auftritt,
wenn. die Bezugsrichtung und der Flugzeugkurs übereinstimmen, wird durch diesen
Ursprung ein Punkt von maximaler Steilheit und somit von größter Empfindlichkeit
festgelegt. Bei bekannten Systemen ist diie Änderung des Kurssignals im allgemeinen
sinusförmig, und: der Kurs der Funkleitbahn oder des Funkstrahles dient gewöhnlich
als Bezugsrichtung. Um den Strahl zu erreichen, muß das Flugzeug mit einem von der
Strähl- oder Bezugsrichtung abweichenden Kurs fliegen. Dabei arbeitet das Flugzeug
jedoch auf einem Punkt von verminderter Steilheit auf der Sinuskurve, an welchem
die Empfindlichkeit geringer als im Ursprungspunkt ist.
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Nach einem ihrer Merkmale sieht die Erfindung eine Navigationseinrichtung
für Flugzeuge vor, bei welcher ein Steuersignal erzeugt wird, nach welchem das Flugzeug
zu steuern ist und welches von den größenmäßigen und :richtungsmäßigen Abweichungen
von zwei oder mehreren bezogenen Veränderlichen gegen entsprechende Bezugswerte
abhängt. Diese Einrichtung kennzeichnet sich du-rch einen ersten: Signalgenerator
@zurErzeugung eines Signals, welches die Abweichung einer ersten bezogenen Veränderlichen
von einem ersten Einstellbezugswert maßt, einen, zweiten Signalgenerator zur Erzeugung
eines. Signals, welches die Abweichung' einer zweiten bezogenen Veränderlichen von
einem zweiten Bezugswert mißt, und durch eine Einrichtung, um fortlaufend die Einstellung
des ersten. Bezugswertes in. Abhängigkeit von :dem Signal zu regeln, welches die
Abweichung der zweiten bezogenen Veränderlichen von dem zweiten Bezugswert mißt.
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Es sei hervorgehoben, daß unter »bezogenen Veränderlichen« solche
Veränderliche zu verstehen sind, welche sich auf die Flugzeuglage um eine Achse
oder auf die Flugzeuglage in bezug auf eine Flugbahn :beiziehen und welche miteinander
bei Abwesenheit von auf das Flugzeug einwirkenden S törkräften durch eine Zeitfunktion
verknüpft sind. Bezogene Veränderliche können also die Verschiebung des Flugzeuges
gegen eine durch Funk festgelegte Bodenspur, die ersteZeitäbleitung derVerschiebung
aus. der Bahn (welche dem Kurswinkel im Azimut entspricht) und die zweite Zeitableitung
der Verschiebung aus der Bahn (welche dem Querneigungswinkel oder der Wendegeschwindigkeit
des Flugzeuges entspricht) sein. Bezogene Veränderliche können auch die Verschiebung
aus einer Gleitbahn und der Längsneigungswinkel sein oder auch die Verschiebung
des Flugzeuges aus einer Bezugshöhe und sein Längsneigungswinkel.
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Ferner können bezogene Veränderliche einfach der Flugzeugkurs im Azimut
und der Querneigungs-Winkel oder -die Wendegeschwindigkeit des Flugzeuges sein.
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Nach . einer besonderen Ausführungsform sieht die Erfindung eine Einrichtung
vor, durch welche d'ie Bezugsrichtung gegen die Strahlrichtung um einen Betrag verschoben
wird, welcher von der seitlichen Verschiebung des Flugzeuges. gegen den Strahl abhängt
und bei welcher das Flugzeug durch das- Kurssignal direkt gesteuert werden kann:
Das. Flugzeug wird daher so gesteuert, daß der Kurs des Flugzeuges in Übereinstimmung
mit der veränderlichen Bezugsrichtung gebracht wird, woben an dem Ursprungspunkt
der Sinuskurve und folglieh
an. einem Punkt höchster Empfindlichkeit
gearbeitet wird, und .zwar unabhängig von der Beziehung dieser zusammenfallenden
Flugzeug- und Bezugsrichtung zu der Strahlrichtung. Ferner ist die Soll- oder Bezugsrichtung,
von welcher die Winkelabweichung des Flugzeugkurses zur Erzeugung eines Kurs- oder
Änderungssignals gemessen wird, vorzugsweise so beschränkt, daß sie sich von einer
Richtung, welche eine vorher gewählte maximale Abweichung von der Funkstrahlrichtung
hat, bis zu einer letzten Richtung ändert, welche mit der Bahnrichtung zusammenfällt
und bei Ausrichtung .des Flugzeuges auf diese Bahn erreicht wird. Das so gebildete
Änderungs- oder Kurssignal kann dann in einem Additionsverstärker algebraisch zu
einem Beschleunigungs- oder Querlagesignal addiert werden, um ein die Handsteuerung
oder automatische Steuerung des Flugzeuges erleichterndes Regelsignal herzustellen,
durch welches das Flugzeug dazu gebracht werden kann, die Funkleitbahn zu erreichen
und beizubehalten.
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Nach dem Grundgedanken der Erfindung kann auch der Bezugswert des
Beschleunigungs- oder Querlagesignals jeweils entsprechend .den Änderungen der Größe
der Ausgangswerte eines Additionsverstärkers. geändert werden, welcher die Verschiebungs-
und Änderungssignale algebraisch addiert. Außerdem kann die Soll- oder Bezugsquerlage,
von welcher die Winkelabweichung der Querneigung des Flugzeuges gemessen wird, um
ein Querlage- oder Beschleunigungssignal zu erzeugen, so begrenzt werden, daß sie
sich von der waagerechten Lage bis in eine Lage ändert, welche von dieser waagerechten
Lage um einen bestimmten Betrag abweicht, und zwar bei Werten der algebraischen
Summe der Verschiebungs- oder Änderungssignale, welche einen vorgegebenen Höchstwert
übersteigen.
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Nach einer anderen Ausführungsform der Erfindung werden Einrichtungen
vorgesehen, durch welche der Bezugswert, welcher der Messung des Änderungs- oder
Kurssignals zugrunde liegt, entsprechend einem Funkverschiebungssignal geändert
wird, wobei das Änderungssignal als eine Größe dient, welche die Grundlage für eine
Änderung des Bezugswertes des Beschleunigungs- oder Querlagesignals ist. Die Bezugsquerlage
kann daher entsprechend dem Änderungssignal veränderlich gemacht werden, wobei das
letztere auf Grund einer Bezugsrichtung gemessen wird, die sich entsprechend einem
Signal ändert, welches der Verschiebung des Flugzeuges von einer Funklekbahn proportional
ist.
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Durch die beschriebene Anordnung kann ein Flugzeug so gesteuert wenden,
daß es sich einer Funkleitbahn mit größeren Schnittwinkeln und mit' größerer Empfindlichkeit
als bei bisher bekannten Einrichtungen dieser Art nähert und schließlich in die
Bahn. asymptotisch einfliegt. Außerdem kann, indem man die Bezugsquerlage wie erwähnt
verändert, das Flugzeug so gesteuert werden, daß es eine wesentlich steilere Querlage
einnimmt,- als -dies bei bekannten- Systemen dieser Art möglich war. Ferner kann
der Anflug in geringerer Entfernung von dem die Funkleibbahn erzeugenden Sender
begonnen worden, @d. h. man kann beispielsweise das Flugzeug so steuern, daß es
seinen Anflug von einem Punkt aus beginnt, der näher an dem Landeplatz und an-dem
dort befindlichen Funkstrahlsender gelegen ist.'Überdies wird die kürzeste Wendung
in die Anflugrichtung unveränderlich benötigt, unabhängig von der anfänglichen Kursrichtung
des Flugzeuges. Dazu kommt, daß bei Anwendung der Erfindung das Flugzeug engere
Wendungen bei höheren Geschwindigkeiten .ausführen kann und dadurch eine weitere
Zeitersparnis ermöglicht wird.
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Die anzusteuernden und einzuhaltenden Flugbahnen, seien sie durch
Funk, Kompaß oder Höhenmessung festgelegt, werden-in dieser Beschreibung so betrachtet,
als ob sie bestimmte Lagenh:aben, und diese Lagen sind diejenigen, welche schließlich
das Flugzeug einnimmt, wenn es längs einer oder mehreren von diesen Bahnen fliegt.
Dies bedeutet, daß die von einem Höhenmesser festgelegte Bezugslage eine Lage von
konstanter Höhe ist, während die Lage einer durch Funkstrahl festgelegten Flugbahn
oder von einem Kompaß eine Kurslage und die Lage einer Gleitlandebahn der Winkel
ist, welchen diese Bahn mit dem Rollfeld des Landeplatzes bildet.
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Der Grundgedanke der Erfindung ist nicht auf die Anwendung zur Azimutsteuerung
eines Flugzeuges beschränkt, sondern kann ebenso auch zur Höhensteuerung benutzt
werden. Beispielsweise kann man eine Verschiebungsgröße, die aus einer die Flugbahn
festlegenden Einrichtung, z. B. einem Leitsträhllandeempfänger oder einem höhenempfindlichen
Gerät, abgeleitet wird, benutzen, um die Bezugslage, gegen welche die Längsneigung
des Flugzeuges gemessen wind, zu verändern, wobei die so erhaltene Längsneigungsmessung
:in ein steuerndes Verhältnis zu dem Höhenteil des Anzeigegerätes gebracht werden
.kann. Andererseits kann es nicht als notwendig erachtet werden, von dieser Maßnahme
Gebrauch zu machen. In diesem Fall kann in an sich bekannter Weise die eine oder
andere Verschiebungsgröße algebraisch mit der Änderungsgröße (Längsneigung) in einem
Additionsverstärker zusammengesetzt werden.
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Demgemäß ist das. Hauptziel der Erfindung die Verbesserung der Navigationseinrichtungen
für Flugzeuge. Weiterhin bezweckt die Erfindung die Ausbildung einer Navigationseinrichtung,
welche -ohne Rücksicht auf die von ihr herbeigeführte Fluglage bei etwa höchster
Empfindlichkeit arbeitet.
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Weiterhin bezweckt die Erfindung die Ausbildung einer Navigationseinrichtung,
bei welcher ein die ,seitliche Verschiebung des Flugzeuges. aus einer gegebenen.
Bahn darstellendes Signal und ein weiteres, die Flugzeuglage in bezug auf die Bahn
darstellendes Signal so zusammengesetzt werden, daß ein Kurs herbeigeführt wird,
der die Bahn schneidet, und die Navigationseinrichtung etwa auf höchster Empfindlichkeit
arbeitet, wenn das. Flugzeug.sich nach dieseln Annäherungskurs bewegt.
Weiterhin
bezweckt dieErfindung die Ausbildung einer Einrichtung zur Erzeugung eines Steuersignals,
welches von der Flugzeuglage abhängt, die gegen eine Bezugslage gemessen wird, wobei`
diese dauernd von der Richtung einer gegebenem Flugbann. um einen Betrag abweicht,
der im Verhältnis zu der seitlichen Verschiebung von der gegebenen Bahn steht.
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Weiterhin .bezweckt d -ieErfindung dieAusbildung einer Einrichtung,
durch welche der: Betrag begrenzt wird; um welchen die erwähnte Bezugslage von der.
Richtung der .gegebenen Flugbahn abweicht.
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Außerdem erstreckt sich die Erfindung auf die-Ausbiildungeines Fluganzeigesystems,
durch welches das Flugzeug m-it etwa geradlinigem Kurs in eine gegebene Flugbahn
eingesteuert werden kann, bis die seitliche Verschiebung des Flugzeuges von der
Flugbahn einen vorbestimmten Betrag . erreicht, worauf es in die Flugbahn asymptotisch
und nichtlinear einfliegt.
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Weitere Einzelheiten und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus -der
folgenden Beschreibung an Hand der Zeichnung. In der Zeichnung zeigt Fig. i ein
Schaltungsschema einer bevorzugten Ausführung einer Fluganzeigeeinrichtung gemäß
der Erfindung, Fi.g.2 das Schaltungsschema eines zur Höheneinstellung dienenden
Teils der Navigationseinrichtung gemäß der Erfindung, Fig. 3 das Diagramm der Ausgangsleistung
eines üblichen Signalgenerators, welcher nach der Selsyn-oder einer anderen Bauart
ausgebildet ist; in dem Diagramm ist die Ausgangsspannung des Signalgenerators bzw.
der Winkelfehler oder die relative Verschiebung des Rotors und Stators aus einer
Ausgangs- oder Nullstellung wiedergegeben, Fig. 4 das Schaltungsbild` einer Ausführung
des die Azimutlage regelnden Teils der Navigationseinrichtung, in welcher die Signale
des Kurses und der Verschiebung in einem Verstärker algebraisch addiert werden,
Fig.5 das Schema einer Ausführung des -die Azimutlageregelnden Teils der Navigationseinrichtung,
bei welcher das Querlagesignal und das umgeformteKurssngnal in einem Verstärker
algebraisch addiert werden.
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Bei dem in Fig. i veranschaulichten Ausführungsbeispiel findet .die
Erfindung vorzugsweise Anwendung bei einem handgesteuerten oder nach Anzeige gesteuerten
System für Flugzeuge. Das Anzeigegerät i ist vorzugsweise ein: solches der korn'binierten
Art, bei welcher ein Tochterkompa'ß und ein Kreuzzeigerger.ät für Nullablesung zu
einem einzigen Gerät vereinigt sind. Der horizontale Zeiger oder die Stange :2 liefert
dem Pilot eine Anzeige, wenn die Höhenlage des. Flugzeuges korrigiert werden muß,
während der vertikale Zeiger oder die Stange 3 anzeigt, wenn eine Korrektion der
Azimutlage erforderlich ist. Beide Zeigerstangen befinden sich normalerweise in
ihrer mittleren oder Nüllablesestellung, wenn die Navigationseinrichtung keine Berichtigung
der Azimut- und Höhenlage des Flugzeuges verlangt. Der zu dem Tochterkompaß .gehörende
Teil de; Anzeigegerätes i umfaßt eine Kompaßrose¢ unc einen Zeiger 5, welcher nach
dem jeweiligen Flug zeugkurs angetrieben wird. Dieser wird durch einer Kompaß 6
festgestellt, -,welcher vorzugsweise eir magnetisch gesteuerter Kreisel'kompaß ist.
Um der Zeiger 5 in Übereinstimmung mit dem- Flugzeugkurs, zu bewegen, ist eine übliche
Nachfolgeservoschleife vorgesehen, die vorzugsweise aus einem Selsynsteuertransformdtor
7 besteht, dessen Statoz aus dem Kompaß 6 die Kursangabe zugeführt wird. Der Verstärker
8 verstär=kt das :in dem Rotor des Transformators 7 erzeugte Abweichungssignal und
treibt einen Motor j an, um diesen Rotor zu verstellen und dadurch dieses Abweichungssignal
auf Null zu vermindern.
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Der Motor 9 ist vorzugsweise so angeschlossen, daß er eine Eingangsseite
eines mechanischen Differentialgetriebes io antreibt, dessen andere Eingangsseite
mit einem Knopf 12 in Verbindung steht, durch welchen- die Rose 4 nach einer Märke
ii eingestellt werden kann. Die Eingangsverbindungen des Differentials io können
so ausgebildet werden, daß sie im Vergleich zu der Abgangsseite des Differentials
einen hohen mechanischen Widerstand aufweisen. In anderer Weise könnten auch die
Eingangsverbind-üngen nicht umkehrbare Einrichtungen 16, 17, wie z. B. eine aus
Schnecke und Schneckenrad bestehendeÜbertragung, enthalten, so dlaß diese Eingangsverbindungen
nicht aufeinander einwirken können, es sei denn über die Abgangsseite. Während die
Eingangsverbindungen des Differentials io in dieser Weise angeordnet sind, wird
der Abgang zum Antrieb des Tochterzeigers 5 herangezogen, so daß dieser Zeiger an
der Rose 4 dem Kompaßkurs entsprechend eingestellt wird, unabhängig von den durch
den Knopf 12 herbeigeführten Bewegungen der Rose 4.
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Der Knopf i2 'ist vorgesehen, um die Rose 4 auf eine letzte Bezugsrichtung
einzustellen,. welche normalerweise die Richtung eines zu verfolgenden Funkstrahles
ist. Zu diesem- Zweck ist der Knopf 12 vorzugsweise auch so eineschaltet; daß er
den Rotor eines Differentialselsyngenerators 13 verstellt, welcher elektrisch zwischen
Kompaß 6 und einem Selsynsteuertransformator 14 angeordnet ist. Durch diese Anordnung
ergibt sich ein Regelsignal aus dem Rotor des Transformators 14, welches von der
Differenz zwischen dem Kompaßkurs und der normalerweise an der Rose 4 eingestellten
Strahlrichtung abhängt.
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Die Strahlrichtung liefert daher die Bezugsrichtung, mit welcher der
Kompaß- oder Flugzeugkurs verglichen wird, um ein der so ermittelten Differenz proportionales
Regelsignal zu erzeugen. Dieses Kurssignal wird jedoch: nicht unmittelbar verwendent,
sondern umgeformt, indem die Einstellung der Strahlrichtung an der Rose 4 um einen
Betrag verschoben wird, der im Verhältnis zu der seitlichen Verschiebung des Flugzeuges
von dem Strahl steht.
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Würde man diese Verschiebung der Einstellung der Strahlrichtung an
der Rose 4 entsprechend der
seitlichen Verschiebung des Flugzeuges
von dem Strahl nicht vornehmen, so würde das Kursregelsignal Null sein, wenn. das
Flugzeug auf die Strahlrichtung ausgerichtet ist, jedoch brauchte das Flugzeug,
um diesen Zustand herbeizuführen, die durch den Strahl festgelegte Bahn nicht zu
.schneiden. Andererseits wird, wenn man diese Verschiebung der Einstellung vorsieht,
das Kurssignal auf Null gebracht, wenn das Flugzeug nach einer schneidenden Richtung
fliegt, welche von der Strahlrichtung entsprechend dieser Verschiebung abweicht.
Folglich wird, da die Einstellverschiebung mit abnehmender Verschiebung des Flugzeuges
ebenfalls abnimmt, auch der Differenzbetrag zwischen Flugzeugkurs und Strahlrichtung,
welcher benötigt wird, um das Kurssignal auf Null zu bringen, abnehmen, so daß nur,
wenn die Verschiebung des Flugzeuges und somit die Einstellverschiebung Null wird,
das Kurssignal auf Null gebracht wird, wenn Flugzeugkurs und Strahlrichtung die
gleichen sind. Mit anderen Worten wird, wenn die Einstellung der Bezugs- oder Strahlrichtung
in der beschriebenen Weise gemäß der - Funkverschiebung verschoben wird, das Kurssignal
sich in der Weise ändern, daß es eine asymptotische Annäherung an die Funkstrahlbahn
herbeiführen kann.
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Während die obenerwähnte Verschiebung vorgenommen werden kann, indem
man die Rose 4 von einem Motor 23 antreiben läßt, der einen Teil einer üblichen
Servoschleife bildet, deren Eingangsgröße aus einem Funknavigationsempfänger 2o,
z. B. einem normalen Leitstrahlempfänger, abgeleitet wird, wird vorzugsweise statt
.dessen eine solche Servoschleife verwendet, um den Rotor des Transformators 14
zu verstellen und so eine Wirkung zu erzielen, welche im wesentlichen einer tatsächlichen
Verschiebung der Rose 4 gleichkommt. In der erwähnten Servoschleife wird ein Gleichstromverschiebungssignal
aus dem Empfänger 2o einem üblichen Modulatorverstärker 21 zugeführt und aus diesem
in einen Servoverstärker 22 zur Steuerung des Motors 23 geschickt. Ein Signalgenerator
24, welcher ein aus einer Spannungsquelle gespeistes Potentiometer sein kann, ist
mechanisch mit der Abgangswelle des Motors 23 verbunden, um ein Rückführungssignal
an den Verstärker 22 in an sich bekannter Weise zu liefern. Während für diese Rückführung
ein Generator der linearen Art verwendet werden kann, wird man zweckmäßig einen
Generator der nichtlinearen Art in den Fällen vorsehen, wo eine erhöhte Stabilität
in der Servoschleife angestrebt wird, wie dies aus der folgenden Beschreibung hervorgeht.
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Durch die beschriebene Anordnung wird der Transformator 14 fortlaufend
eingestellt, um eine abnehmende Verschiebung der Bezugsrichtung hervorzubringen
und dadurch eine asymptotische Einsteuerung des Flugzeuges in die Funkleitbahn zu
ermöglichen. Während jedoch eine asymptotische Annäherung an eine Funkleitbahn von
ihrem äußeren Rande aus unter gewissen Umständen zufriedenstellend sein würde, kann
sie in anderen Fällen dazu führen, daß das Flugzeug über den Landeplatz hinausfliegt.
Bei Anwendung der Erfindung wird daher das Flugzeug von den äußeren Rändern des
Strahles aus in einem vorbestimmten festen Kurs zu der Strahlrichtung gesteuert,
bis der größte Teil des seitlichen Abstandes zu der Strählbahn zurückgelegt ist,
worauf die asymptotische Annäherung beginnt.
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Um diese Operation durchzuführen, ist eine Begrenzungseinrichtung
vorgesehen, welche verhindert, daß der Transformator 14 gegen die Bezugsrichtung
über eine vorgegebene Höchstgrenze hinaus verschoben wird. Vorzugsweise besteht
die Begrenzungseinrichtung aus Anschlägen 27, 28, welche mit einem drehbaren Arm
26 zusammenwirken, der in der von dem Motor 23 zu dem Rotor des Transformators 14
führenden Verbindung vorgesehen ist. In dieser Verbindung ist ferner eine Schleifkupplung
25 neben der dem Motor zugewendeten Seite des Armes 26 angeordnet, so daß die Anschläge
27, 28 die normale Tätigkeit des Motors 23 nicht beeinträchtigen, sondern lediglich
verhindern, daß der Rotor des Transformators 14 über ein gegebenes Ausmaß hinaus
verdreht wird.
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Durch diese Begrenzung der Verdrehung des Rotors des Transformators
14 wird die höchste Verschiebung der Bezugsrichtung auf einen Wert beschränkt, der
durch den Abstand .der Anschläge 27,:28 bestimmt ist. Solange wie also das Verschiebungssignal
des Leitstrahlempfängers genügend stark ist, um den Arm 26 gegen einen Anschlag
27 oder 28 zu halten, wird die Verschiebung der Bezugsrichtung konstant ihren Höchstwert
haben, und das Kurssignal wird Null erreichen, indem das Flugzeug auf einem geradlinigen,
festen Anflugkurs fliegt, welcher diesem konstanten Verschiebungswert entspricht.
Wenn jedoch die Verschiebung des Flugzeuges aus der Funkstrahlbahn so weit abgenommen
hat, daß der Motor 23 allmählich den Arm 26 von dem Anschlag wegbewegt und der Rotor
des Transformators 14 in seine neutrale Stellung zurückgeführt wird, nimmt die Verschiebung
der Bezugsrichtung ebenfalls ab, bis sie den Wert Null erreicht, wenn die Verschiebung
des Flugzeuges aus der Strahlbahn Null wird. Von dem Punkt aus, wo das Verschiebungssignal
nicht mehr ausreicht, um den Arm 26 an einem Anschlag 27 oder 28 festzuhalten, wird
also das Ausgangssignal des Rotors des Transformators 14 so sein, daß es das Flugzeug
in die Strahlbahn asymptotisch einsteuern kann.
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Wie in Fi,g. r ersichtlich, ist der Teil, welcher den Servoverstärker
22, Motor 23, Schleifkupplung 25, Anschläge 26 bis 28 und den Rückführungsgenerator
24 umfaßt, als Stufe A bezeichnet. Ebenso ist der Teil, welcher die Gleichlaufgeräte
7, 13, 14 sowie den Verstärker 8, Motor g und das' Getriebe ro, 16, 17 umfaßt,
als Stufe Y bezeichnet.
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Der Rückführungsgenerator 24 ist an der dem Transformator zugewendeten
Seite des Armes 26 angeordnet, um zwischen dem Ausgang des Generators 24 und der
Rotorstellung des Transformators 14 eine zwangläufige Beziehung aufrechtzuhalten.
Dieser Generator kann ein solcher mit
linearer Ausgangsgröße sein,
wenn auch statt dessen ein Generator mit nichtlinearer Ausgangsgröße benutzt werden
kann. Durch Verwendung eines nichtlinearen Rückführungsgenerators kann innerhalb
des durch die Anschläge-27,28 zugelassenen Bereiches die Verschiebung der Bezugsrichtung
hinsichtlich des durch Funkmessung gewonnenen Verschiebungssignals in einem nichtlinearen
Verhältnis verändert werden, wodurch man die asymptotische Einsteuerung des Flugzeuges
in die Strahlbahn verändern kann. Der Generator kann also so angeordnet werden,
daß durch den ersten Teil der zugelassenen Bewegung des Generators die Bezugsrichtung
schneller geändert wird, als dies sonst der Fall wäre, -und daß durch den übrigen
Teil die Bezugsrichtung langsamer geändert wird, wodurch aus dem Anflugkurs anfänglich
eine schärfere Wendung herbeigeführt wird, an welche sich am Ende eine weitere Wendung
anschließt. Durch .diese Anordnung kann die Möglichkeit, daß das Flugzeug beim Anfliegen
der Strahlbahn über diese hinausschießt, erheblich vermindert werden.
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Bei bekannten Navigationseinrichtungen wird eine aus einem Signalgenerator
nach Art eines Selsyngerätes gelieferte Ausgangsspannung in einem Additionsverstärker
algebraisch zu einem Funkverschiebüngssignal addiert und das Flugzeug so gesteuert,
daß die algebraische Summe dieser beiden Signale auf Null gehalten wird. Die Ausgangsspannung
des Signalgenerators ändert sich sinusförmig reit der Winkelabweichung oder der
relativen Verschiebung von Rotor und Stator aus einer Stellung, bei welcher die
Ausgangsspannung Null ist. Beispielsweise ist beidem Kurssignalgenerator die relative
Stellung von Rotor und Stator für Ausgangsspannung Null diejenige Stellung, welche
der Rotor einnimmt, wenn er auf den Kurs des Flugzeuges eingestellt wird. Wenn also
der Rotor auf eine Bezugsrichtung eingestellt wird, die der Richtung eines Leitstrahles
entspricht, kaün man eine Ausgangssignalspannung erhalten, deren Größe sich sinusförmig
mit der Winkelabweichung oder der Differenz zwischen Flugzeugkurs und Bezugs- oder
Strahlrichtung ändert.
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Indem das dem Additionsverstärker zugeführte Funkverschiebungssignal
einer Begrenzung unterworfen wird, wurde das Flugzeug bisher nach einer im wesentlichen
geradlinigen Anflugbahn auf den Strahl gesteuert. Während dieses Anfluges wurde
somit an dem Kurssignalgenerator eine Ausgangssignalspannung aufrechterhalten, deren
Größe von den dem Funkverschiebungssignal auferlegten Grenzen abhängt. Beispielsweise
würden diese Grenzen in einem Falle so gewählt, daß der Anflugkurs mit der Strahlrichtung
einen Winkel von etwa 6o° bildet. Dieser Winkel von 6o° ist also die Winkelabweichung
oder der Unterschied zwischen dem Flugzeugkurs und der Bezugs- oder Strahlrichtung,
welcher unter diesen Umständen beizubehalten ist. Aus der in Fig.3 gezeigten Kurve
der in Abhängigkeit von der Winkelabweichung aufgetragenen Signalspannung ergibt
sich, daß eine Schwankung von z. B. io° um die beizubehaltende Winkelabweichung
von 6o° bei bekannten Navigationseinrichtungen `wegen der Sinusform der Kurve eine
verhältnismäßig geringe Zunahme oder Abnahme a der Signalspannung hervorruft. Andererseits
ist ersichtlich, daß eine viel größere Zunahme oder Abnahme b der Signalspannung
erzielt würde, wenn diese Winkelabweichung von io° zwischen Flugzeugkurs und Bezugsrichtung
auftreten würde, wobei die letztere der das Ausgangssignal Null ergebenden Stellung
des Signalgenerators entspricht. ' Dies wird auf Grund.der Erfindung erreicht, indem
nicht die Strahlrichtung, sondern die Anflugrichtung als Bezugsrichtung oder Nullsignalstellung
des 'Signalgenerators benutzt wird, von welcher aus die Winkelabweichungen gemessen
werden. Mit anderen Worten stellen alle Abweichungen des Flugzeugkurses von der
durch das Funkverschiebungssignal vorgeschriebenen Anflugrichtung Abweichungen von
der Nullsignalstellung des Sinalgenerators oder von der Ordinatenachse der Fig.
3 dar. Für das gemäß der Erfindung ausgebildete System ist daher kennzeichnend,
daß es jeden Kurs zuläßt, auf welchem die Leitstrahlbahn erreicht wird, einschließlich
eines zu der Bahn in einem Winkel von mehr als 9o° gerichteten Kurses, und daß es
trotzdem dabei die höchste Empfindlichkeit ergibt.
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Wenn auch der durch die Erfindung erreichte Vorteil der gesteigerten
Empfindlichkeit in Verbindung mit dem erzeugten Kurssignal beschrieben wurde, so
ergibt sich doch aus der folgenden Beschreibung von weiteren Ausführungsbeispielen,
daß derselbe Vorteil auch in Verbindung mit dem Querlage- oder Längslagesignal erreicht
werden kann. Das bedeutet, daß die von einer Querbezugslage und einer Längsbezugslage
auftretenden Abweichungen der Querneigung bzw. Längsneigung des Flugzeuges Abweichungen
um die Ordinatenachse der Fig. 3 darstellen.
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Bei der bisher- beschriebenen Anordnung sind Einrichtungen vorgesehen,
um .den Bezugswert des Flugzeugkurses oder das Änderungsverhältnis des Funkverschiebungssignals
entsprechend den Größenänderungen dieses Funkverschiebungssignals des Flugzeuges
zu verändern. Wie oben erwähnt, sieht die Erfindung vor, daß das auf diese Weise
erzeugte Änderungs- oder Kurssignal sodann in einem Additionsverstärker algebraisch
zu einem Beschleunigungs- oder Querneigungssignal zusammengesetzt werden kann, um
ein Steuersignal zur Betätigung der vertikalen Stange 3 des Anzeigegerätes i zu
liefern. Diese Ausführung ist in Fig. 5 veranschaulicht, wo das aus der Stufe Y
(vgl. Fig. i) kommende Ausgangssignal in einem üblichen Additionsverstärker 55 zu
dem Ausgangssignal addiert wird, welches von= dem Querneigungsgeber des Lotkreisels
30 geliefert wird. Das gebildete Summensignal wird über die Leitung 56 zur
Betätigung der vertikalen Stange 3 des Anzeigegerätes i benutzt.
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Bei der bevorzugten Ausführungsform nach Fig. i sind jedoch an Stelle
einer algebraischen
Zusammensetzung des Kurs- und Querneigungssignals
in einem Additionsverstärker Einrichtungen vorgesehen, durch welche die vertikale
Stange unmittelbar durch ein Signal gesteuert wird, welches die gegen eine Querbezugslage
gemessene Querneigung des Flugzeuges darstellt, wobei die Querbezugslage gegen die
horizontale Lage fortlaufend um einen Betrag versetzt wird, der im Verhältnis zu
dem aus dem Rotor des Regeltransformators 14 kommenden Signal steht. Zu diesem Zweck
sind Einrichtungen vorgesehen, welche im wesentlichen den oben beschriebenen Einrichtungen
zur Veränderung des Bezugswertes des Flugzeugkurses gemäß der Verschiebung des Flugzeuges
aus der Leitstrahlbahn entsprechen.
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Dabei ist der Ausgangskreis des Transformators 14 an einen Servoverstärker
31 angeschlossen, welcher zu einer Servoschleife gehört, die einen Motor 32 enthält,
der entsprechend der Ausgangsspannung dieses Verstärkers 31 gespeist wird und den
Rotor eines Regeltransformators 33 antreibt. Dieser Rotor ist über eine Verstärkereinrichtung
39 zu der Azimutwicklung 40 geführt, welche die Ausschläge der vertikalen Stange
3 des Anzeigegerätes 1 steuert. Der Stator des Transformators 33 ist an einen nach
Art eines Selsyngerätes ausgebildeten Querneigungsgeber 29 angeschlossen, der in
an sich bekannter Weise durch einen üblichen L otkreisel 3o betätigt wird. Ein ebenfalls
von dem :Motor 32 angetriebener Signalgenerator 34 liefert an den Servoverstärker
31 ein Rückführungssignal, wie dies oben in Verbindung mit der Arbeitsweise des
Signalgenerators 24 beschrieben wurde.
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Damit das Anzeigegerät i große Querneigungswinkel wenigstens bei großen
Unterschieden zwischen Flugzeugkurs und dem laufend geänderten Bezugskurs einstellen
kann, sind vorzugsweise zwei Anschläge 35, 36 vorgesehen, die mit einem drehbaren
Arm 37 zusammenwirken, welcher zu der Verbindung zwischen Motor 32 und Rotor des
Transformators 33 gehört. In dieser Verbindung liegt auch eine Schleifkupplung 38,
und. zwar auf der dem Motor zugewendeten Seite des Armes 37, so daß die Anschläge
35, 36 die normale Tätigkeit des Motors 32 nicht beeinträchtigen, sondern nur den
Rotor des Transformators 33 in jeder Richtung auf ein bestimmtes Ausmaß der Verdrehung
begrenzen.
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Durch diese Begrenzung der Verdrehung des Rotors des Transformators
33 wird auch der Höchstwert der auf die Querbezugslage ausgeübten Versetzung auf
einen Wert begrenzt, der durch den Abstand der Anschläge 35, 36 bestimmt ist. Sobald
also das von dem Transformator 14 gelieferte Kurssignal stark genug ist, um den
Arm 37 gegen einen der Anschläge 35, 36 anzudrücken, wird die Versetzung der Querbezugslage
ihren Höchstwert haben, und das Ausgangssignal des Transformators erreicht den Wert
Null, wenn das Flugzeug eine gegebene Querlage einnimmt, die diesem Höchstwert der
Versetzung entspricht.
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Wenn also das aus dem Transformator 14 abgegebene Signal kleiner ist
als das Signal, welches der Motor 32 benötigt, um den Arm 37 gegen einen Anschlag
anzulegen, wird der Rotor des Transformators . so eingestellt, daß eine entsprechend
verminderte Versetzung der Querbezugslage eintritt, und das Ausgangssignail des
Transformators 33 wird den Wert Null erreichen, wenn das Flugzeug eine Querneigung
einnimmt, die geringer ist als diese gegebene Querneigung und sich somit der horizontalen
Lage mehr nähert. Dementsprechend tritt keine Versetzung ein, wenn das von dem Transformator
14 abgegebene Signal den Wert Null hat, da bei diesem Zustand die Bezugslage dieser
horizontalen Lage entspricht.
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Anstatt die Querbezugslage in der beschriebenen Weise zu versetzen,
kann gemäß der Erfindung diese Bezugslage auch gemäß der Ausgangsspannung eines
Additionsverstärkers versetzt werden, welcher das Funkverschiebungssignal und ein
Signal algebraisch addiert, das den Unterschied zwischen dem Flugzeugkurs und der
Richtung der Leitstrahlbahn darstellt. Zu diesem Zweck wird nach Fig. 4 das von
dem Funknav igationsempfänger 2o abgegebene Verschiebungssignal einem üblichen Additionsverstärker
57 zugeführt, welcher dem Verstärker 55 der Fig. 5 entspricht. Das Eingangssignal
für die Kursabweichung wird aus einer Anordnung gewonnen, welche im wesentlichen
mit der Stufe Y der Fig. i übereinstimmt, wobei jedoch an Stelle des Differentialgenerators
13 und des Regeltransformators 14 ein Regeltransformator 65 dient. Der Stator des
Transformators 65 ist an den Kompaß 6 angeschlossen, während sein Rotor elektrisch
mit dem Additionsverstärker 57 verbunden ist und mechanisch durch_ den Knopf 12
verstellt werden kann. Indem man den Knopf 12 für die Richtung eines Leitstrahles
einstellt, wird von dem Rotor .des Transformators 65 ein Steuersignal abgegeben,
welches von der Abweichung zwischen Kompaßkurs und Strahlrichtung abhängt, wie bei
dem Signal, welches der Rotor des Transformators 14 (ohne Versetzung) nach Fig.
i liefert.
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Das Ausgangssignal des Verstärkers 57, welches die algebraische Summe
des Funkverschiebungssignals und des Kursabweiehungssignals darstellt, wird über
die Leitung 58 der Stufe X zugeführt, welche mit dem Teil der Fig. i übereinstimmt,
welcher den Verstärker31, Motor32, Kupplung38, Anschläge 35 bis 37 und Generator
34 enthält. Der mechanische Ausgang der Stufe X treibt den Rotor des Regeltransformators
33 wie in Fig. i an, so daß die Querbezugslage gemäß der algebraischen Summe des
Funkverschiebungssignals und des Kursabweiehungssignals versetzt wird.
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Zur Steuerung der Horizontstange 2 oder des Höhenmeßteils des Anzeigegerätes
i kann eine der bekannten Anordnungen benutzt werden. Demgemäß wird beim Ansteuern
einer Funkleitbahn ein Schalter 43 geschlossen, um einen Geber 41, welcher ein zu
der Flugzeughöhe proportionales Wechselstromsignal erzeugt, über einen Begrenzungsverstärker
42 mit einem Additionsverstärker 48 zu verbinden, in welchen dieses Höhenmeßsignal
algebraisch zu einem Signal addiert wird, welches
der Abweichung
des Flugzeuges von einer Bezugslängslage proportional ist. Das Längsneigungssignal
wird durch eine Sollwertübertragung geliefert, zu welcher ein Selsyngeneratof 49,
der als Geber auf der Längsneigungsachse des Lotkreisels 30 sitzt, und ein
Selsynregeltransformators So gehören, der elektrisch an den Generator 49 angeschlossen
ist und dieses Längsneigungssignal dem Additionsverstärker zuführt. DerAusgangskreisdes
letzteren steuert die Höhenmeßwicklung 51, welche die Horizontstange 2 des Anzeigegerätes
r betätigt.
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Wenn das Flugzeug sich jedoch auf der Leitstrahlbahn befindet, wird
ein Schalter 46 geschlossen, um ein Gleitneigungsverschiebung.ssignal anStelle des
Höhensignals zu setzen, welches vorher zu dem durch ein Kreiselgerät gelieferten
Längsneigungssignal addiert wurde. Das Gleitneigungssignal wird aus einem normalen
.Gleitneigungsempfänger 44 entnommen und über einen Modulator 45 dem Begrenzungsverstärker
42 zugeführt. Mit dem Rotor des Regeltransformators 50 ist ein zur Einstellung
der Längsneigung dienender Knopf 52 verbunden, um die Längsbezugslage entsprechend
der Neigung der Gleitbahn und den Eigenschaften des Flugzeuges um einen festen Wert
zu versetzen, wenn der Schalter 46 betätigt wird. Die Schalter 43 und 46 -sind vorzugsweise
gekuppelt und durch einen Knopf 47 gemeinsam zu betätigen, welcher drei Stellungen
einnehmen kann, so daß beide Schalter gleichzeitig geöffnet werden und der eine
Schalter .geschlossen wird, während der andere auf einem blinden Kontakt steht.
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Wenn auch das Signal für die Steuerung des Flugzeuges gemäß einer
bekannten Anordnung vorzugsweise in der vertikalen Ebene erzeugt wird, so sei doch
hervorgehoben, daß auch eine Anordnung zur Verschiebung der Bezugslage verwendbar
ist, die im wesentlichen der oben beschriebenen Anordnung für die Steuerung des
Flugzeuges in seiner horizontalen Ebene entspricht. Es sei dazu auf Fig. 2 verwiesen,
welche eine Anordnung zeigt, bei welcher der Stufe A (vgl. Fig. z) je nach der Stellung
des Knopfes 47 für die Betätigung der Schalter 43, 46 entweder das aus dem Gleitn.eigungsempfänger
44 gewonnene Funkverschiebungssignal oder das von dem Höhenmesser 41 gelieferte
Höhenverschiebungssignal zugeführt werden kann. Der mechanische -Ausgang der Stufe
A treibt den Rotor eines Regeltransformators 6o an. Dieser Rotor ist über eine Verstärkereinrichtung6r
elektrisch mit der Höhenwicklung 5z %=erbunden, welche die Ausschläge der Horizontstange
2 des Anzeigegerätes z steuert, während der Stator des Transformators an den Stätor
des Längsneigungsgebers 49 angeschlossen ist. Indem der Rotor des Transformators
6o in der beschriebenen Weise angetrieben wird, wird der Bezugswert; gegen welchen
das Längsneigungssignal gemessen wird, laufend gemäß dem Gleitneigungssignal oder
dem Höhensignal versetzt. Der feste Wert der Versetzung, welcher für den Betrieb
bei Gleitneigung erforderlich ist; kann durch einen Längsneigungsenstellknopf 62
eingestellt werden, durch welchen über entsprechende mechanische Einrichtungen der
Stator des Transformators.6o verdreht werden kann.