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Navigationsgerät für Flugzeuge
Die Erfindung bezieht sich auf Navigationsgeräte
für Flugzeuge, und zwar insbesondere auf solche Geräte, bei welchen eine Mehrzahl
von den Flug betreffenden Angaben koordiniert und vorzugsweise mittels der betreffenden
Zeiger von Kreuzzeigerinstrumenten oder anderen Anzeigegeräten zur Anzeige gebracht
wird. Die Quellen dieser Angaben sind ein Lotbezugsgerät, eine Höhenmeßvorrichtung,
ein Azimutbezugsgerät, ein Funkrichtstrahlempfänger sowie ein aus Landekurs- und
Gleitwegempfänger bestehendes Landegerät.
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Nach seiner besonderen Ausbildung ist das Gerät zur Navigation eines
Luftfahrzeuges beim Überlandflug, ferner beim Flug entlang einem Funkrichtstrahl
und endlich für die Zwecke des Blindlandeverfahrens verwendbar. In allen diesen
Fällen braucht der Pilot das Fahrzeug nur entsprechend den Angaben des Anzeigegerätes
zu steuern, um auf eine gewünschte Flugroute oder in eine bestimmte Bewegungsrichtung
zu kommen und das Flugzeug auf dieser Route zu halten. Wenn das System für Überlandflüge
benutzt wird, wird der vertikale Zeiger des Anzeigeinstrumentes mittels eines Signals
vom Azimutbezugsgerät und ferner durch ein Qnerneigungssignal vom Lotanzeiger aus
gesteuert. Der horizontale Zeiger des Instrumentes wird durch ein Längsneigungssignal
vom Lotanzeiger und außerdem durch ein Signal von der Höhenmeßvorrichtung aus beeinflußt.
Wenn das Flugzeug längs eines Funkrichtstrahles fliegen soll, wird ein Signal des
Hochfrequenzempfängers zu den erwähnten Signalen zur Steuerung des verti-
kalen
Zeigers des Anzeigeinstruments addiert. Soll das System aber zur Steuerung des Flugzeugs
bei Blindlandung dienen, so wird ein Signal des Landekursempfängers mit den Querneigungs-
oder Rollsignalen und den Azimutsignalen kombiniert und dadurch der vertikale Zeiger
des Kreuzzeigerinstrumentes gesteuert. Außerdem wird ein Signal vom Gleitwegempfänger
mit einem Längsneigungssignal vom Lotanzeiger dazu benutzt, um den horizontalen
Zeiger des Kreuzzeigerinstrumentes zu verstellen.
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Es ist bekannt, daß eine übliche Blindlandung ein schwieriges Problem
darstellt und außerordentliche Genauigkeit seitens des Piloten erfordert. Bei erheblicher
Übung kann der Pilot zwar eine bemerkenswerte Gewandtheit in der Benutzung der heutigesl
Leitstrahl-Landeeinrichtungen erwerben, aber es besteht doch noch eine nicht zu
unterschätzende Wahrscheinlichkeit dafür, daß er den richtigen Landeweg verfehlt.
Die Schwierigkeiten rühren daher, daß das Flugzeug sehr genau längs der vorgeschriebenen
Landekurve gesteuert werden muB. Der Pilot muß, um diese vorgeschriebene Landekurve
entlang zu fliegen, das Kreuzzeigerinstrument nämlich sehr genau beobachten und
darf außerdem die anderen übliche'n Meßinstrumente im Flugzeug nicht außer acht
lassen. Wenn das Flugzeug sich dem Flughafen nähert, wird der Landestrahl immer
schmäler, bis seine Abmessung ungefähr 25 m Breite und 3 m Höhe am Ende der Rollbahn
betragen. Man sieht ohne weiteres, daß es höchst schwierig ist, eine bestimmte Flugroute
innerhalb dieser kleinen Querschnittsfläche einzuhalten, besonders, wenn das zur
Anzeige des Strahls dienende Instrument, d. h. das Kreuzzeigerinstrument, wie es
bisher der Fall war, nur die Größe und Richtung der Flugzeugabweichung von der Anflugroute
anzeigt, die durch den Landestrahl vorgeschrieben wird. Außerdem bleibt bei der
Annäherung an den Flughafen die für einen gegebenen Anzeigewert der Ablage erforderliche
Korrektur nicht konstant, sondern nimmt mit der Breite des Strahles zu und ab.
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Aus der britischen Patentschrift 496 52I ist bereits ein Richtstrahlsystem
bekannt, welches in einem einzigen Anzeigegerät Angaben liefert, die aus Geräten
der folgenden Art abgeleitet werden: Kurskreisel, Kreiselhorizont, Luftgeschwindigkeitsmesser,
Wende- und Querneigungsanzeiger, Landebahnempfänger, Leitstrahlempfänger und Höhenmesser.
Diese Angaben werden jedoch als eine Anzahl von mehr oder weniger beziehungslosen
Anzeigen an einer einzigen Instrumentfläche geliefert, und alle Angaben müssen von
dem Piloten getrennt beobachtet und ausgewertet werden. Nur bei richtiger Auswertung
aller Angaben ist der Pilot in der Lage, das Flugzeug richtig zu steuern.
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Der Pilot muB alle beobachteten Angaben im Kopf kombinieren und daraus
auf die erforderlichen Steuermaßnahmen schließen, ehe er sie tatsächlich ausführen
kann.
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Gemäß der Erfindung werden die Angaben selbsttätig kombiniert und
dem Piloten so geliefert, daß er das Flugzeug lediglich danach zu steuern hat, daß
die Zeiger des Anzeigegerätes in der Nullstellung verbleiben. Das Anzeigegerät oder
Meßgerät zeigt dem Piloten die Richtung und das Ausmaß der Steuermaßnahme, welche
erforderlich ist, um das Flugzeug asymptotisch in eine vorbestimmte Flugroute zu
bringen, ohne darüber hinauszuschießen, und es darin zu halten. Da das System die
Angaben für den Piloten kombiniert, bevor sie an dem Anzeigegerät erscheinen, wird
der Pilot von der Notwendigkeit entlastet, die Angaben im Kopfe zu kombinieren.
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Indem der Pilot den Angaben eines Kreuzzeigerinstruments nach dem
erfindungsgemäßen Gerät als Hauptfluganzeiger bei Überlandflug und als Navigationsgerät
bei Funkrichtstrahlflug folgt, wird ihm die Möglichkeit gegeben, mit dem Kreuzzeigeranzeigegerät
geübt und vertraut zu werden, welches er auch bei Blindlandungen benutzt, bei denen
es die Lage des Flugzeuges in bezug auf eine durch einen Funkstrahl festgelegte
Landebahn anzeigt.
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Die Erfindung bezieht sich auf ein Navigationsgerät für Flugzeuge
mit einem Anzeigeinstrument, dessen Zeiger aus einer Bezugslage verschiebbar ist,
und sie ist gekennzeichnet durch eine erste Einrichtung, die ein Signal erzeugt,
das proportional zu der Winkelabweichung des Flugzeugs gegen eine vorbestimmte Kursrichtung
ist, eine zweite Einrichtung, die ein Signal erzeugt, das proportional zu dem Querneigungswinkel
des Flugzeuges ist, und eine Einrichtung, die den Zeiger des Anzeigeinstrumentes
in Abhängigkeit von der algebraischen Summe dieser beiden Signale betätigt, wobei
den beiden Summanden dann das gleiche Vorzeichen zugeordnet wird, wenn die dem Querneigungswinkel
entsprechende Änderung der Kurs richtung mit der Winkelabweichung des Flugzeugs
gegen die vorbestimmte Kurs richtung gleichgerichtet ist, so daß sich eine Nullanzeige
ergibt, wenn das von der vorbestimmten Richtung abgewichene Flugzeug mit einer entsprechenden
Querneigung auf die vorbestimmte Richtung hin wendet.
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Weitere Einzelheiten und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus
der folgenden Beschreibung an Hand der Zeichnung, in welcher Fig. 1 eine schematische
Darstellung und ein Schaltbild eines Systems gemäß dem Erfindungsgedanken darstellt,
Fig. 2 eine zeichnerische Darstellung, die zur Beschreibung der Wirkungsweise des
Fliegens längs eines Gleitflugweges dient, und Fig. 3 eine der Fig. 2 ähnliche Darstellung,
die zur Beschreibung der Betätigung der erfindungsgemäßen Einrichtung beim Zielanflug
bestimmt ist.
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Wie in Fig. I dargestellt, enthält das Gerät ein Anzeigegerät Io
nach Art eines Kreuzzeigerinstru--ments mit einem vertikalen Zeiger II und einem
horizontalen Zeiger 12. Der Zeiger kann sich parallel zu sich selbst nach rechts
oder links verschieben, und zwar in bezug auf eine Nullmarke 13, die auf der Vorderfläche
des Instrumentes angebracht ist, das aus einem Drehspulgalvanometer mit
Antriebswerk
I4 besteht. Gemäß der Erfindung steuert der Pilot sein Flugzeug für den Kursflug
derart, daß der Zeiger II auf die Bezugsmarke I3 einspielt. Der Zeiger 12 kann sich
nach oben oder unten, von der Marke 13 aus gerechnet, bewegen und - wird durch ein
Drehspulsystem I5 von ähnlicher Ausbildung wie das Drehspulmeßwerk 14 angetrieben.
Der Pilot steuert sein Flugzeug auch hinsichtlich der Höhenneigung entsprechend
dem Zeiger 12 derart, daß dieser Zeiger stets mit der Bezugsmarke I3 zusammenfällt.
Die Meßwerke 14 und I5 besitzen den üblichen Aufbau und steuern die Zeiger 1 1 und
12 des Anzeigeinstrumentes. Man sieht, daß die Nullage der beiden Zeiger II und
12 mit der Marke I3 des Anzeigeinstrumentes zusammenfällt. Der Zeiger II wird aus
dieser Nullage durch das Meßwerk 14 abgelenkt, wenn das Flugzeug von dem vorbestimmten
Kurs abweicht, während der Zeiger I2 durch das Meßwerk 15 dann aus der Nullage abgelenkt
wird, wenn das Flugzeug von der Bezugslage um seine Querachse abweicht.
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Das Wort »Zeiger« wird dabei als allgemeiner Ausdruck für ein beobachtbares
Anzeigemittel verwenwelches zu einer Bezugsmarke in der beschriebenen Weise beweglich
ist.
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Der Bezugskurs oder das Bezugsazimut des erfindungsgemäßen Systems
kann durch einen magnetischen Kompaß, wie er in der britischen Patentschrift 638
97I beschrieben ist, angezeigt werden.
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Ein derartiger Richtungs- oder Seitenabweichungsanzeiger (Kompaß)
ist mit I6 bezeichnet. Das Bezugsrichtungsgerät I6 stellt den Rotor eines Fernübertragungsgebers
ein, dessen Stator bzw. Geber mit I7 bezeichnet ist und dessen Empfänger das Bezugszeichen
18 trägt. Der Rotor des Gebers I7 wird mittels einer Wechselspannungsquelle erregt.
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Der Rotor des Empfängers I8 wird von Hand mittels eines Verstellknopfes
20 oder Wählers entsprechend der gewünschten Kursrichtung des Flugzeugs eingestellt.
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DieAusgangsspannung des Empfängers I8 speist ein Potentiometer 21,
und die diesem Potentiometer zugeführte Spannung ist Null, solange das Flugzeug
längs des gewünschten Kurses fliegt oder sich entsprechend der am Verstellknopf
20 eingestellten Richtung bewegt. Wenn das Flugzeug von diesem Kurs abweicht, tritt
am Potentiometer 21 eine Spannung auf, deren Phase von dem Vorzeichen der Abweichung
und deren Amplitude von der Größe der Abweichung abhängt. Das dem Meßwerk 14 zugeführte
Signal dient, wie im folgenden ausführlicher beschrieben werden wird, zur Steuerung
des vertikalen Zeigers II. Der Kompaß I6 liefert also ein Signal, welches Anderungen
der Flugrichtung des Flugzeuges von einem vorgeschriebenen Kurs erkennen läßt.
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Weiter ist ein die Seitenneigung anzeigendes Signal vorgesehen, und
zwar als eines der Signale, die den vertikalen Zeiger II des Kreuzzeigerinstrumentes
10 steuern. Wie dargestellt, wird dieses Signal von einem Fernübertragungsgeber
22 an der zur Rollachse des Flugzeuges parallelen Achse des Lotanzeigers, z. B.
eines Kreisels 23, abgenommen.
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Die einphasige Wicklung des Gebers 22 wird aus einer Wechselstromquelle
erregt, und die Vorrichtung liefert die Spannung Null, solange das Flugzeug keine
Rollbewegung ausführt.
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Die Phase des Ausgangssignals hängt von der Richtung der Flugzeugneigupg
gegenüber der Nulllage der Querneigung ab und die Amplitude des Signals von der
Größe des Querneigungswinkels.
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Dieses Signal liefert eine Ausgangsspannung entsprechend dem Querneigungswinkel
des Flugzeugs.
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Das Signal des Gebers 22 wird einem Potentiometer 24 aufgedrückt,
welches über eine Leitung 25 mit dem Potentiometer 21 in Reihe geschaltet ist.
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Die Leitung 25 enthält auch einen Spannungsbegrenzer 26 von üblicher
Ausbildung zur Begrenzung des Eingangssignals am Meßwerk 14, welches vom Potentiometer
21 abgegriffen wird. Der Schleifkontakt des Potentiometers 24 ist über eine Leitung
27 mit einem Demodulator 28 verbunden, welcher das Wechselstromsignal auf der Leitung
27 in ein Gleichstromsignal zur Speisung des Meßwerks 14 über die Leitungen 30 und
3I umwandelt. Die Richtungs- und Querneigungssignaleinrichtungen werden additiv
oder subtraktiv mittels der Potentiometer 21 und 24 und der Leitung 25 kombiniert,
und die Leitung 25 ist dabei mit dem Meßwerk 14 über die Leitung 27, den Demodulator
28 sowie die Leitungen 30 und 3I verbunden. Wenn das Flugzeug so gesteuert wird,
daß der Zeiger II sich in der Mitte befindet, d. h. auf die Marke I3 einspielt,
kann der Pilot einen geraden Kurs ohne Rollbewegungen einhalten. Der Kurs ist derjenige,
der am Verstellknopf 20 eingestellt ist, so daß man die .beschriebene Einrichtung
für Überlandflüge, d. h. für Weitstreckenflüge, benutzen kann. Wenn das Flugzeug
von seinem Kurs infolge einer Luftströmung oder einer anderen Ursache abweicht,
erscheint eine Signalspannung am Potentiometer 2I, welche den Zeiger II von der
Nullmarke I3 je nach dem Vorzeichen der Abweichung nach rechts oder links verschiebt.
Wenn beispielsweise der Zeiger gegenüber der Marke 13 nach links auswandert, steuert
der Pilot das Flugzeug in eine Linkskurve, worauf ein Signal am Potentiometer 24
in einem solchen Sinne auftritt, daß das Eingangssignal am Meßwerk 14, welches vom
Potentiometer 2I herrührt, kompensiert wird. Wenn das Flugzeug sich der richtigen
Flugrichtung annähert, verschwindet das Signal am Potentiometer 21. Der Pilot vermindert
sodann den Rollwinkel des Flugzeuges, so daß der Zeiger II nicht in eine Lage rechts
von der Marke I3 auswandert, und das Flugzeug kehrt also in die richtige Flugrichtung
zurück, wobei die Eingangsspannungen der beiden Signalquellen den Wert Null annehmen.
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Das erfindungsgemäße System eignet sich außerdem für die Benutzung
bei der Führung des Flugzeuges längs eines drahtlosen Richtstrahles und längs eines
drahtlosen Landestrahles, wie er für die Instrumentenlandung benutzt wird. In Fig.
I ist ein üblicher Richtstrahlempfänger mit 32 bezeichnet. Ein Landekursempfänger
ist bei 33 angedeutet.
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Der Empfänger 33 ist von üblicher Bauart, wie sie
in
Verbindung mit einem Sender zur Ausstrahlung elektromagnetischer Energie beispielsweise
in der USA.-Patentschrift 2 502 72I beschrieben ist. In einer solchen Anlage wird
ein Richtungsweg, wie er bei L in Fig. 3 angedeutet ist, und ein Gleitflugweg G
nach Fig. 2 zur Anzeige gebracht. Ein Dreistellungsschalter 34, der in Fig. I. in
seiner Ausschaltstellung gezeichnet ist, kann so eingestellt werden, daß der Gleichstromeingang
vom Empfänger33 oder vom Empfänger 32 einem Modulator35 zugeführt werden kann, um
den Gleichstrom in Wechselstromenergie zur additiven Mischung mit den Richtungs-
und den Rollsignalen, wie sie oben beschrieben wurden, umzuwandeln. Wie -dargestellt,
wird die Ausgangsspannung des Modulators 35 einem Potentiometer 36 zugeführt, welches
über die Leitung 37 an das Potentiometer 21 angeschlossen ist. Der Eingangskreis
des Modulators enthält zwei zweipolige Schalter für je zwei Einstellungen, die mit
38 und 40 bezeichnet sind. Diese Schalter dienen dazu, die Ausgangsspannungen der
Empfänger 33 und 32 so anzuschließen, daß die'Polarität der Signale am Modulator
35 für die gewünschte Flugrichtung des Flugzeugs die richtige ist. Die Empfänger
33 und 32 stellen eine Signalquelle dar, die eine Äusgangsspannung entsprechend
der seitlichen Entfernung des Flugzeugs von dem Funkleitstrahlweg oder Richtstrahlweg
L liefert. Man sieht, daß, wenn das Flugzeug sich auf dem vorgeschriebenen Flugwege
befindet, die Signalspannung am Potentiometer 36 Null ist. Das Signal am Potentiometer
36 schwankt in seiner Amplitude mit der Größe der Abweichung des Flugzeugs vom Wege
L. Die Polarität des Signals hängt außerdem von der Richtung, d. h. vom Vorzeichen
der Abweichung des Flugzeugs von L ab.
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In der erfin<lungsgemäßen Einrichtung sind ferner Signaleinrichtungen
vorgesehen, deren Ausgangsspannung in Abhängigkeit von dem Längsneigungswinkel des
Flugzeugs schwankt. Wie im folgenden gezeigt wird, enthalten diese Einrichtungen
den Lotkreisel 23 und den Längsneigungsgeber 50. Die Eingangsspannung des Gebers
50 wird durch eine Wechselstromquelle geliefert. Seine Ausgangsspannung liegt an
einem Potentiometer 51 und weiterhin über einen Demodulator 41 am Meßwerk I5. Wenn
die Längsneigung Null beträgt, ist die Ausgangsspannung des Gebers 50 ebenfalls
Null. Stellt sich jedoch eine Abweichung ein, so hängt die Phase des Signals am
Potentiometer 51 von dem Vorzeichen der Abweichung und die Amplitude vom Betrag
der Abweichung ab. Jede Ausgangsspannung vom Potentiometer 51 führt zu einem Ausschlag
des Zeigers 12 nach oben oder nach unten, von der Marke I3 aus gerechnet. Wenn der
Zeiger 12 von der Marke 13 aus nach oben abweicht, betätigt der Pilot das Höhensteuer
des Flugzeugs, um die Längslage des Flugzeugs zu ändern, bis die Ausgangsspannung
des Gebers 50 Null geworden ist, wobei der Zeiger 12 in seine Mittellage zurückkehrt.
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Bei Benutzung der Einrichtung für Weitstrekkenflüge wird der Zeiger
12 außerdem noch durch ein Signal gesteuert, welches sich entsprechend der Höhenabweichung
des Flugzeugs von einer Bezugshöhe ändert. Die Höhenmeßvorrichtung 42 kann dabei
eine Steuervorrichtung der in der USA.-Patentschrift 2 446 546 beschriebenen Art
sein. Wie dargestellt, enthält die Höhenmeßvorrichtung 42 eine druckabhängige Dose
43, die das bewegliche Element oder den Anker eines Signalgenerators 4% verstellt.
Der Generator 44 kann eine Bauart mit E-Kern sein, wie sie in der genannten USA.-Patentschrift
2 446 546 näher beschrieben ist. Wenn das Fahrzeug sich in der vorgeschriebenen
Höhe befindet, liefert der Geber 44 die Ausgangswechselspannung Null. Wenn das Flugzeug
von der vorgeschriebenen Höhe abweicht, erzeugt der Generator eine Spannung, deren
Phasenlage vom Vorzeichen der Abweichung und deren Amplitude von ihrer Größe abhängt.
Das Signal vom Generator 44 kann dem Potentiometer 45 zugeführt werden, welches
über die Leitung 46, den Dreiwegeschalter 47 (der in Fig. I in seiner Ausschaltstellung
gezeichnet ist) und die Leitung 48 am Potentiometer 5I liegt. Wenn der Schalter
47 in die linke Stellung gelegt wird, werden die Signale der Generatoren 44 und
50 additiv oder subtraktiv zur Einstellung des Zeigers 12 zusammengesetzt und ermöglichen
es dem Piloten, das Flugzeug in gleichbleibender Flughöhe zu steuern, ohne Schwankung
um die Querachse des Flugzeugs. Bei Weitstreckenflügen wird das Kreuzzeigerinstrument
mit Signalen aus der Höhenregelvorrichtung 42, ferner von dem Lotanzeiger, d. h.
dem Kreisel 23, und dem Kompaß I6 gespeist. Bei diesem Zustand befindet sich der
Schalter 34 in seiner Ausschaltstellung und der Schalter 47 in der linken Stellung
in Fig. I.
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Das System el,Lhält außerdem einen Gleitwegempfänger 55, der ein
Gleichstromsignal liefert, dessen Polarität vom Vorzeichen der Abweichung des Flugzeuges
vom Wege G in Fig. 2 und dessen Amplitude von dem Betrag dieser Abweichung abhängt.
Das Signal vom Empfänger 55 wird mittels eines Modulators 56 in Wechselstrom umgewandelt,
wobei die Ausgangsseite des Modulators an ein Potentiometer 57 angeschlossen ist
und dieses wieder über eine Leitung 58 an die rechte Klemme des Schalters 47. Wenn
das'System zur Instrumentenlandung oder Blindlandung des Flugzeugs dient, wird der
Schalter47 in seine rechte Stellung gebracht, so daß die Potentiometer 57 und 51
die Stellung des Zeigers 12 steuern. Der Schalter 34 wird zu diesem Zweck in seine
linke Stellung umgelegt. Fir das zur Erläuterung der Fig.3 gewählte Beispiel werden
die Schalter 38 und Ao geschlossen.
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Für den Betrieb des Systems bei einer Instrumentenansteuerung oder
Blindansteuerung eines Flughafens seien jetzt die Fig. 2 und 3 betrachtet.
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Es ist zu bemerken, daß für diesen Fall die Empfänger 33 und 55 in
die Anordnung eingeschaltet werden. Ferner seien der Deutlichkeit halber der Landekursweg
L und der Gleitweg G getrennt voneinander betrachtet. In Wirklichkeit führt der
Pilot aber beide Flugmanöver auf Grund der Beobach-
tungen der Zeiger
11 und I2 des Instrumentes 10 gleichzeitig aus.
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In Fig. 2 ist ein Richtstrahl dargestellt, der vom Flughafen ausgeht
und den Gleitweg G bildet. Das Flugzeug in der Stellung H befindet sich auf der
unteren Kante des Gleitwegstrahles, und der Empfänger 55 liefert einen vollen Skalenausschlag
mit dem Befehl, nach oben zu fliegen, wie es in der Ansicht H des Anzeigeinstrumentes
I0 dargestellt ist. Der Zeiger 12 ist dabei also über die Bezugsmarke I3 nach oben
ausgewichen, und der Pilot hat Höhensteuer zu geben, um das Flugzeug auf den Gleitflugweg
G zu bringen. Bei I hat das Flugzeug, um auf den Weg G zu gelangen, eine Flugrichtung
nach oben eingenommen. Jedoch wird, wenn das Flugzeug einen gewissen Längsneigungswinkel
erreicht, ein Signal vom Längsneigungsgeber 50 entwickelt, welches das Signal des
Empfängers 55 auslöscht, soweit es den Ausschlag des Zeigers 12 betrifft, und dieser
Zeiger kehrt daher in die Stellung I3 zurück, wie es durch das Zeigerbildfeld 1
in Fig. 2 dargestellt ist. Hierdurch gelangt das Flugzeug in eine Lage, in welcher
es auf den Gleitweg G steigen kann. Wenn es sich diesem Weg G annähert, d. h. wenn
es sich an der Stelle 1 (zugehörige Anzeige J) befindet, wird ein Aufwärtsflugsignal
vom halben Skalenausschlag durch den Gleitwegempfänger 55 geliefert, und der Anstiegswinkel
des Flugzeugs wird infolgedessen vom Piloten reduziert, um den Zeiger 12 in der
Stellung I3 zu halten, in der er im Bildfeld 1 dargestellt ist. Aus dem oben Gesagten
ergibt sich, daß das Flugzeug auf den Gleitweg G gesteuert wird, und zwar sanft
und ohne Übersteuerung, d. h. ohne über diesen Weg hinauszufliegen, wenn man den
Zeiger I2, durch geeignete Steuerung des Flugzeuges nicht über oder unter die Marke
13 ausschlagen läßt. Wenn sich das Flugzeug bei K befindet, hat es den Gleitweg
G erreicht. In diesem Punkte befindet sich der Zeiger 12 in seiner Mittelstellung,
und die Eingangsspannung am Meßwerk 15 ist von beiden Gebern 50 und 55 gleich Null.
Wenn die Längslage des Flugzeugs durch eine Böe gestört wird, so wird dies sofort
durch eine Bewegung des Zeigers 12 angezeigt. Das Flugzeug kann dann vom Piloten
durch Betätigung des Höhensteuers sofort wieder in die richtige Lage zurückgebracht
werden, bevor es den Gleitweg G nach oben oder unten verläßt. Man sieht also, daß
der Pilot das Flugzeug längs des Weges G durch Betätigung des Höhensteuers entlang
steuern kann, indem er den Zeiger I2 stets auf die Marke I3 einspielen läßt.
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Die Wirkungsweise des Systems bei Flug nach dem Landekursweg L ist
in Fig. 3 dargestellt. Der Pilot stellt in diesem Falle den Knopf 20 in Fig. I auf
die Kursrichtung des Weges L ein. Bei A schlägt der Zeiger II durch das Signal des
Landekursempfängers 33 voll aus und gibt dadurch den Befehl zum Fluge nach links,
wie es in der mit A. bezeichneten Ansicht des Anzeigeinstrumentes zum Ausdruck kommt.
Das Flugzeug besitzt in diesem Augenblick noch eine Flugrichtung parallel zum Landekursweg
L. Der Pilot wendet dann das Flugzeug zu einer Linkskurve und erhält ein Querneigungssignal
vom Geber 22 und ein Kurvensignal vom Kompaß I6, welches proportional dem Zentriwinkel
der Linkskurve ist. Der durch den Piloten eingestellte Querneigungswinkel bestimmt
die Wendegeschwindigkeit des Flugzeugs.
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Im Punkt B ist das Signal des Landekursempfängers 33 für den Zeiger
durch die Summe der Signale aus beiden Gebern I7 und 22 kompensiert, und der Zeiger
II kehrt auf die Nullmarke I3 zurück. Die Anzeige des Instrumentes ist dann wie
bei B dargestellt.
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In der Stellung C des Flugzeugs kompensiert das Signal des Gebers
I7 dasjenige des Empfängers 33, und d'as Flugzeug fliegt sodann geradeaus, und zwar
unter einem Winkel Y zum Wege L. In diese Fluglage wird das Flugzeug dadurch eingesteuert,
daß der Pilot das- Quersteuer d,es Flugzeugs betätigt, um den Zeiger II mit der
Marke 13 in Deckung zu halten.
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Im Punkt D in Fig. 3 beginnt das aus dem Empfänger 33 abgegebene
Signal abzunehmen, und der Pilot muß, um den Zeiger 11 in der Mitte zu halten, das
Flugzeug in eine Rechtskurve legen. Hierdurch vermindert sich das aus dem Geber
I7 kommende Signal, das Flugzeug bewegt sich durch die Stellüng E und nähert sich
der Lage F, in welcher es sich auf dem Weg L mit dem richtigen Kurs und ohne Querneigung
befindet. Das Flugzeug folgt einem Kurs, welcher sich dem Strahl sanft anschmiegend
nähert, wobei keine Übersteuerung eintritt, wenn der Zeiger II immer auf Mitte gehalten
wird.
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Wenn das Flugzeug sich auf dem Weg L befindet, steuert der Pilot
derart weiter, daß der Zeiger seine Mittelstellung beibehält bzw. bei einer Abweichung
nach rechts oder links wieder in seine Mittellage und damit das Flugzeug wieder
auf den richtigen Weg zurückgebracht wird.
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Der Einfluß von Seitenwind auf das beschriebene System läßt sich
folgendermaßen abschätzen. Wenn der Wind quer zum Weg L gerichtet ist, wird die
Flugrichtung abgelenkt. Der Winkel zwischen dem Kurseinstellknopf 20 und dem Zeiger
des Richtungskompasses I6 ist der Abtnftwinkel. Indem man den Knopf entsprechend
dem Kompaßzeiger einstellt, kann der Querwind in dem System berücksichtigt und die
Abtrift augenblicklich kompensiert werden.
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Wenn das System zur Navigation eines Flugzeugs längs eines Funkrichtstrahles.
anstatt des Landekursstrahles benutzt wird, arbeitet es in ähnlicher Weise, wie
dies an Hand der Fig. 3 beschrieben wurde. In diesem Falle wird jedoch der Schalter
34 auf seine rechte Stellung umgelegt, um den Empfänger 32 einzuschalten, während
der Schalter 47 in seine linke Stellung geschaltet wird, um den Gleitbahnempfänger
55 auszuschalten und die Höhenmeßvorrichtung 42 einzuschalten.