DE2633202C2 - - Google Patents

Description

Die Erfindung geht aus von einem Flächennavigationssystem der in den Oberbegriffen der Ansprüche 1, 10 und 21 genannten Art.

Bei einem bekannten Flächennavigationssystem dieser Art (US-PS 37 05 306) wird zusätzlich eine Vertikalsteuerung des Flugweges vorgenommen. Hierbei wird das Luftfahrzeug entlang eines geradlinigen Vertikalprofils von einem Wegpunkt mit einer ersten Höhe zu einem weiteren Wegpunkt mit einer zweiten Höhe geführt. Der feste Flugwegwinkel wird in Abhängigkeit von der geradlinigen Geometrie berechnet und das Luftfahrzeug wird so gesteuert, daß es den zweiten Wegpunkt in der diesem zugeordneten Höhe erreicht. Die vertikale Navigationssteuerung beruht damit auf Abweichungen des Luftfahrzeuges von diesem geradlinigen Vertikalprofil.

Es ist weiterhin ein Flächennavigationssystem bekannt (US-PS 37 86 505), das ein Landehilfesystem darstellt und eine laterale und vertikale Flugwegebene von einem ersten Wegpunkt zu einem zweiten Wegpunkt berechnet. Der erste Wegpunkt befindet sich an einer vorgegebenen geographischen Position, beispielsweise an einer Funknavigationseinrichtung, die in einer gewissen Entfernung von dem Flughafen angeordnet ist. Der zweite Wegpunkt liegt am Rand der Landebahn. Dieses bekannte Flächennavigationssystem ergibt lediglich eine laterale und vertikale Führung des Luftfahrzeuges in Sichtweite mit der Landebahn, wobei ein vorgegebener vertikaler Gleitweg als Teil des Landeanfluges berechnet wird. Auch hierbei erfolgt damit eine geradlinige Navigation.

Eine derartige geradlinige Navigation ergibt annehmbare Betriebseigenschaften für viele Flugbedingungen, doch werden keine optimalen Betriebseigenschaften während besonders spezialisierter Flugverfahren erzielt. Beispielsweise ist es in vielen Fällen während üblicher Flug- und Anflugverfahren erforderlich, daß das Luftfahrzeug definierte Wegpunkte in einer Minimalhöhe oder in einer Maximalhöhe überquert. Bei Festlegung einer Minimalhöhe für einen Wegpunkt ist es wünschenswert, daß das Luftfahrzeug so schnell wie möglich auf die Reiseflughöhe steigt, um Treibstoff zu sparen. Der Steiggradient ändert sich mit solchen Faktoren wie Luftfahrzeuggesamtgewicht und atmosphärischen Bedingungen. Bei manueller Steuerung wird ein derartiger Steigflug in vielen Fällen mit einer festen Fluggeschwindigkeit oder Mach-Zahl geflogen. Wenn dieses Verfahren jedoch mit Hilfe der bekannten Flächennavigationssysteme ausgeführt werden soll, so ist der Flugweg des Luftfahrzeuges auf eine feste geradlinige Flugbahn beschränkt und wenn diese Flugbahn vordefiniert werden soll, so muß der Winkel für den schlechtesten Fall und für das schwerste Luftfahrzeug ausgewählt werden, wodurch der Betriebswirkungsgrad für die meisten Luftfahrzeuge verschlechtert wird. Der Pilot ist daher gezwungen, jede Wegpunkthöhe manuell aufgrund seiner Schätzungen der Luftfahrzeug-Betriebseigenschaften auszuwählen, was eine unerwünschte Aufgabe für den Piloten darstellt. Alternativ kann bei den bekannten Flächennavigationssystemen, die voraussetzen, daß das Luftfahrzeug einen festen vertikalen Flugwegwinkel beim Steigflug oder Sinkflug fliegt, das Luftfahrzeug in Abhängigkeit von atmosphärischen Bedingungen und Gesamtfluggewicht nicht in der Lage sein, den vorherbestimmten konstanten Flugwegwinkel einzuhalten, so daß der Pilot das System abschalten und das Luftfahrzeug von Hand fliegen muß.

Ein weiteres Problem bei der vertikalen Flugwegsteuerung üblicher Flächennavigationssysteme tritt auf, wenn der Höhenmesser-Bezugswert von dem örtlichen barometrischen Druck auf die Standarddruckeinstellung von 1013.2 mb geändert wird, wenn das Luftfahrzeug durch die vorgegebene Übergangshöhe steigt, und umgekehrt, wenn der Höhenmesser-Bezugswert in entgegengesetzter Richtung geändert werden muß, weil das Luftfahrzeug die Übergangs-Flugfläche beim Sinkflug durchquert. Diese Änderung des Höhenmesser-Bezugswertes erfolgt normalerweise bei 18 000 Fuß, wenn das Luftfahrzeug zwischen Höhen in der Nähe des Bodens und den Reiseflughöhen steigt oder sinkt. Bei den bekannten Flächennavigationssystemen, die eine geradlinige Navigation unter Verwendung eines konstanten vertikalen Flugwegwinkels verwenden, wird eine Diskontinuität in dem vertikalen Steuerfehler festgestellt, wenn die Höhenmessereinstellung geändert wird, weil sich dann eine resultierende Änderung in der scheinbaren bzw. angezeigten Höhe des Luftfahrzeuges ergibt. Diese Diskontinuität bewirkt, daß der Pilot erneut das Flächennavigationssystem abschalten und das Luftfahrzeug manuell durch diese Diskontinuität von einem Flugweg zum anderen steuern muß. Alternativ kann der Pilot langsam die Höhenmessereinstellung ändern, so daß das Luftfahrzeug graduell einen Übergang von einem Flugweg zum anderen ausführt, was jedoch ebenfalls zeitraubend und mühsam ist.

Ein zusätzliches Problem bei der Vertikalsteuerung mit Hilfe bekannter Flugnavigationssysteme tritt auf, wenn das Luftfahrzeug einen Sinkflug von der Reiseflughöhe zum Nahverkehrsbereich eines Flughafens ausführt, weil es in diesem Falle erforderlich ist, daß das im Sinkflug befindliche Luftfahrzeug seine Geschwindigkeit von der Reisefluggeschwindigkeit auf die im Nahverkehrsbereich zulässige Geschwindigkeit während des Sinkfluges zum Flughafen verringert. Beispielsweise schreiben viele Luftfahrtbehörden eine Verringerung der Fluggeschwindigkeit auf 250 Knoten vor, wenn das Luftfahrzeug auf eine Höhe von weniger als 10 000 Fuß sinkt. Typische Düsentransportflugzeuge sind im allgemeinen nicht in der Lage, diese Verringerung der Fluggeschwindigkeit auf normalen Sinkflugpfaden dadurch durchzuführen, daß lediglich der Schub verringert wird. Weil allgemein ein minimaler Schub erforderlich ist, um den Kabinendruck aufrechtzuerhalten, verringert der Pilot üblicherweise die Sinkgeschwindigkeit durch Verringern des Sinkflugwinkels, bis die Fluggeschwindigkeit ausreichend verringert ist, worauf er den Sinkflug erneut beginnt. Während der Zeit, während der die Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges auf die zulässige Fluggeschwindigkeit verringert wird, tritt ein beträchtlicher Höhenfehler auf und es ist allgemein nicht möglich, diesen Fehler auf Null zu verringern, bis der Wegpunkt erreicht ist. Um dieses manuelle Manöver durchzuführen, muß der Pilot das automatische Flugsteuersystem von dem Flächennavigationssystem trennen und/oder die Flugkommandogerät-Befehle mißachten. Zusätzlich muß bei üblichen Flächennavigationssystemen, die lediglich geradlinige Flugwege ermöglichen, ein zusätzlicher Wegpunkt an der Übergangshöhe angegeben werden, um einen ebenen Flugwegabschnitt für die Verringerung der Fluggeschwindigkeit vorzusehen, wodurch das System in unerwünschter Weise kompliziert wird.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Flächennavigationssystem der in den Oberbegriffen der Ansprüche 1, 10 und 21 genannten Art zu schaffen, das die Erzielung eines gleichförmigen Vertikalflugweges selbst bei Auftreten von Sonderbedingungen und ohne manuelle Eingriffe des Piloten ermöglicht.

Diese Aufgabe wird durch die im kennzeichnenden Teil der Patentsprüche 1, 10 und 21 angegebenen Merkmale gelöst.

Vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen der Erfindung sind in den Unteransprüchen angegeben.

Das erfindungsgemäße Flächennavigationssystem ergibt eine kontinuierliche vertikale Flugwegsteuerung des Luftfahrzeuges, die zu optimalen Luftfahrzeug-Betriebseigenschaften führt, ohne daß es erforderlich ist, das automatische Flugsteuersystem von dem Flächennavigationssystem zu trennen und ohne daß zeitlich kritische Maßnahmen von dem Piloten getroffen werden müssen.

Bei dem erfindungsgemäßen Flächennavigationssystem erfolgt die Vertikalsteuerung des Luftfahrzeuges derart, daß eine vorgegebene Bezugs-Fluggeschwindigkeit aufrechterhalten wird, wenn das Luftfahrzeug einen Steigflug oder Sinkflug zu einem Wegpunkt mit einer Minimalhöhenbedingung oder einer Maximalhöhenbedingung ausführt. Eine Warneinrichtung für den Piloten wird betätigt, wenn das Luftfahrzeug nicht zumindestens den geradlinigen Flugweg von dem Luftfahrzeug zur Wegpunkthöhe an dem Wegpunkt zurücklegen kann. Flächennavigationssystem kann Befehle für den vertikalen Flugwegwinkel liefern, die das Luftfahrzeug von ersten und zweiten Wegpunkthöhen steuern, zwischen denen die Übergangshöhe liegt, an der der barometrische Höhenmesser-Bezugswert zwischen der örtlichen barometrischen Höhe und der Druckhöhe geändert wird, um einen gleichförmigen Vertikalweg ohne Diskontinuität an der Übergangshöhe zu erzielen. Das Flächennavigationssystem kann weiterhin eine Zone für die Verringerung der Fluggeschwindigkeit sowie vertikale Flugwegwinkel berechnen, die es dem Luftfahrzeug ermöglichen, die Fluggeschwindigkeit auf Nahverkehrsbereichs-Geschwindigkeiten zu verringern, während das Luftfahrzeug einen Sinkflug zur Übergangshöhe ausführt, bei der eine maximale Fluggeschwindigkeit zulässig ist, wobei gleichzeitig die erforderlichen Wegpunkthöhen erreicht werden.

Das erfindungsgemäße Flächennavigationssystem ergibt somit eine automatische Vertikalsteuerung zur Erzielung gleichförmiger Vertikalflugwege unter allen Flugzuständen, ohne daß es erforderlich ist, das System durch manuelle Eingriffe des Piloten abzutrennen und ohne daß zusätzliche Wegpunkte erforderlich sind. Das erfindungsgemäße Flächennavigationssystem kann weiterhin Signale an die vertikale Steuereinrichtung und/oder den Anzeiger eines Flugkommandogerätes liefern, der während der gesamten Vertikalmanöver durch den Autopiloten oder als Ergebnis der Reaktionen des Piloten auf die Anzeigen des Flugkommandogerätes zentriert bleibt.

Ausführungsbeispiele der Erfindung werden im folgenden anhand der Zeichnung noch näher erläutert. In der Zeichnung zeigen

Fig. 1 bis 3 Vertikale Flugwegdiagramme, die übliche geradlinige Navigationsverfahren mit Hilfe bekannter Flächennavigationssysteme darstellen,

Fig. 4, 5, 6 und 7 vertikale Flugwegdiagramme, die Flugwege zeigen, die bei Anwendung der Ausführungsform des Flächennavigationssystems geflogen werden,

Fig. 8 ein vertikales Flugwegdiagramm, das vertikale Navigationsparameter für eine Ausführungsform des erfindungsgemäßen Flächennavigationssystems zeigt,

Fig. 9 ein vereinfachtes Blockschaltbild einer Ausführungsform einer Einrichtung, die einen Teil der Ausführungsform des Flächennavigationssystems bildet, wobei die Einrichtung eine vertikale Flugwegsteuerung bei Steigflügen oder Sinkflügen zu Wegpunkten durchführen kann, die Minimal- oder Maximal-Höhenbedingungen aufweisen,

Fig. 10 ein vertikales Flugwegdiagramm, das eine alternative Anwendung zeigt,

Fig. 11 ein vertikales Flugwegdiagramm, das vertikale Navigationsparameter bezüglich eines Steigfluges durch die Übergangshöhe von barometrischen Höhen zu Druckhöhen zeigt,

Fig. 12 ein vertikales Flugwegdiagramm, das vertikale Navigationsparameter bezüglich eines Sinkfluges durch die Übergangshöhe von Druckhöhen zu barometrischen Höhen zeigt,

Fig. 13 ein Blockschaltbild, das Einrichtungen für die vertikale Flugwegsteuerung beim Steigflug oder Sinkflug durch die Übergangshöhe zeigt,

Fig. 14 ein vertikales Flugwegdiagramm, das einen üblichen Flugweg zeigt, der bei der Verringerung der Fluggeschwindigkeit während eines Sinkfluges verwendet wird,

Fig. 15 ein vertikales Flugwegdiagramm, das den Vertikalflugweg zeigt, der von einem Luftfahrzeug geflogen wird, dessen Fluggeschwindigkeit während eines Sinkfluges bei Anwendung der Ausführungsform des Flächennavigationssystems verringert wird,

Fig. 16 ein schematisches Blockschaltbild einer Ausführungsform einer Einrichtung zur Steuerung des vertikalen Flugweges zur Verringerung der Fluggeschwindigkeit während eines Sinkfluges,

Fig. 17 ein schematisches Blockschaltbild einer abgeänderten Ausführungsform des Navigationssystems,

Fig. 18 ein Programmablaufdidagramm der Berechnung, die in dem System nach Fig. 17 durchgeführt werden, um die Vertikalsteuerung des Luftfahrzeuges zu steuern, wenn dieses einen Steigflug oder Sinkflug zu einem Wegpunkt mit einer Minimal- oder Maximal-Höhenbedingung ausführt,

Fig. 19 ein Programmablaufdiagramm für die Berechnungen, die das System gemäß Fig. 17 zur Lieferung der vertikalen Flugwegsteuerung liefert, wenn das Luftfahrzeug einen Steigflug oder Sinkflug durch die Übergangshöhe ausführt,

Fig. 20 ein Programmablaufdiagramm der Berechnungen, die das System gemäß Fig. 17 durchführt, um eine Vertikalflugwegsteuerung zu liefern, die es dem Luftfahrzeug ermöglicht, während eines Sinkfluges die Fluggeschwindigkeit zu verringern.

In Fig. 1 ist ein üblicher Vertikalflugweg bei der Durchführung einer Punkt-zu-Punkt-Navigation dargestellt. Das übliche Flächennavigationssystem verbindet einen Wegpunkt A mit einer ausgewählten Höhe H _A mit einem Wegpunkt B mit einer ausgewählten Höhe H _B mit Hilfe einer geraden Linie 10. Das System berechnet üblicherweise den Winkel α₁, der die Neigung der geraden Linie 10 bezüglich der Horizontalen darstellt. Das Luftfahrzeug wird in der Hauptsache entsprechend der Abweichung und der Abweichungsgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges über oder unter die Linie 10 mit Hilfe eines Autopiloten oder mit Hilfe eines Flugkommando-Anzeigers gesteuert, wie er beispielsweise in der US-Patentschrift 26 13 352 beschrieben ist. Fig. 2 zeigt eine abgeänderte Art der Punkt-zu-Punkt-Navigation nach Fig. 1, bei der der Punkt, an der die gewünschte Höhe H _B erreicht ist, durch ein versetztes Stück Y _B entlang des Flugweges modifiziert ist. Hierdurch kann die ausgewählte Höhe, um die ausgewählte Entfernung Y _B vor oder hinter dem Wegpunkt B erreicht werden. Das Flächennavigationssystem berechnet in einer der vorstehend an Hand der Fig. 1 beschriebenen Weise ähnlichen Weise den geeigneten Winkel α₂ für die geradlinige Navigation. Fig. 3 zeigt eine weitere abgeänderte Form der Punkt-zu-Punkt-Navigation nach Fig. 1, bei der ein vorher ausgewählter Vertikalwinkel α₃ anstell der berechneten Winkel α₁ und α₂ nach den Fig. 1 bzw. 2 verwendet wird. Auf diese Weise kann der Pilot einen gewünschten Flugwegwinkel beispielsweise für einen Sinkflug von 3°, beispielsweise bei einem Anflug, auswählen. Bei den üblichen Punkt-zu-Punkt-Flugwegen, die graphisch in den Fig. 1, 2 und 3 sowie in den Spezialfall-Flugwegen nach den Fig. 11, 12 und 15 dargestellt sind, wird das der Nickachse des Autopiloten und/oder dem Vertikalführungsanzeiger des Flugkommandogerätes zugeführte Steuersignal R _c aus einem Signal erzeugt, das proportional zur Abweichung Δ H des Luftfahrzeuges von dem berechneten geradlinigen Flugweg, der durch den Vertikalwinkel α definiert ist, und zu einem Dämpfungsausdruck, der proportional zur Änderungsgeschwindigkeit Δ der Abweichung entsprechend der allgemeinen nachfolgenden Beziehung ist:

R _c =K (Δ H _D +Δ )

Darin ist K ein Verstärkungsfaktor, der eine Funktion der Luftfahrzeuggeschwindigkeit einschließen kann, um Beschleunigungen zu begrenzen. Weiterhin kann ein genauer Δ -Ausdruck als Funktion der Höhenänderungsgeschwindigkeit von einem Flugdatenrechner, dem Vertikalwinkel α und der Geschwindigkeit V _G des Luftfahrzeuges über Grund berechnet werden.

Bei den Minimal- oder Maximal-Flugwegen nach den Fig. 4, 5, 6 und 7, die durch die Ausführungsform des Flächennavigationssystems nach Fig. 9 erzeugt werden, ist das Steuersignal ein Nickbefehl R _c , der hauptsächlich auf dem Fehler zwischen einer Soll-Fluggeschwindigkeit (oder Mach-Zahl) und der Ist-Fluggeschwindigkeit (oder Mach-Zahl) beruht, und nicht auf einem Bezugs-Flugweg. Wenn der Wegpunkt jedoch eine Minimal- oder Maximal-Höhenbedingung aufweist, wird der auf Wegpunkte bezogene Flugweg von einem üblichen Vertikalsteuer-Rechner 38 geliefert, der auf die dargestellten Parameter anspricht, nämlich Luftfahzeug-Höhe H _AC , Wegpunkthöhe H _W , Bodenentfernung D zum Wegpunkt und irgendwelche Versetzungsstrecken entlang des Flugweges. Die momentane Höhe des Luftfahrzeuges auf diesem geradlinigen Flugweg wird entsprechend der verallgemeinerten Beziehung

H _D =H _W -D tan α₀

berechnet, worin H _D die momentane gewünschte Höhe auf dem geradlinigen Flugweg, H _W die Höhe des angeflogenen Wegpunktes, α₀ der Winkel des Flugweges und D die Entfernung des Luftfahrzeuges zum Wegpunkt ist.

Weiterhin wird in dem "üblichen Vertikalsteuerrechner" 38 nach Fig. 9 das Steuersignal R _c berechnet, das unter Verwendung der Daten für die tatsächliche Höhe des Luftfahrzeuges, für die Höhenänderungsgeschwindigkeit und für die Flugwegwinkel-Änderungsgeschwindigkeit zusammen mit den vorstehenden Parametern entsprechend der verallgemeinerten Steuersignal-Gleichung erzeugt wird, wie sie vorstehend angegeben wurde.

Bei den Übergangsflugwegen nach den Fig. 11, 12 und 15, die durch die Einrichtungen nach den Fig. 13 bzw. 16 erzeugt werden, ist das Steuersignal ein Nickbefehl R _c , der auf der Abweichung des Luftfahrzeuges von einer Anzahl von geradlinigen oder Bezugs-Flugwegen beruht, die an Hand der Wegpunktdaten und der Daten bestimmt werden, die sich auf den speziellen durchquerten Übergang beziehen. Diese Flugwege und Steuersignale werden durch die Flugweg- und Steuersignalrechner 75 und 76 nach den Fig. 13 bzw. 16 berechnet.

Beispielsweise werden bei dem Übergang von barometrischer Höhenmessung zur Druckhöhenmessung zwei geradlinige Flugwege berechnet, von denen einer auf einen Flugwegwinkel vor dem Übergang und die Entfernung zum angeflogenen Wegpunkt bezogen ist, während der andere auf den Flugwegwinkel nach dem Übergang und die Entfernung zum angeflogenen Wegpunkt bezogen ist. Der Flugweg- und Steuersignal-Rechner 75 nach Fig. 13 liefert die Flugweg-Bezugssignale allgemein entsprechend der folgenden Gleichungen für einen Steigflug durch die Übergangshöhe, die graphisch in Fig. 11 dargestellt ist (für einen Sinkflug sind die Beziehungen ähnlich):

(vor Übergang)H _D = H′ _β V - tan a _A (D _TOTAL - D ₁ ± Y _B ) (nach Übergang)H _D = H _B - tan α _B (D _TOTAL - D ₁ ± Y _B )

In diesen Gleichungen ist:

H _D die momentane gewünschte Höhe auf dem geradlinigen Übergangsflugweg,α _A und α _B die Flugwegwinkel vor bzw. hinter der Übergangshöhe, H′ _B die scheinbare Höhe am Wegpunkt B, d. h. bezogen auf die barometrische Höhe, H _B die Höhe des Wegpunktes B, bezogen auf eine Druckhöhe, D _TOTAL die Entfernung zwischen dem Wegpunkt A und dem Wegpunkt B entlang der Flugstrecke, D ₁die momentane Entfernung des Luftfahrzeuges vom Wegpunkt A, Y _B irgendeine ausgewählte oder programmierte Versetzung entlang der Bahn (Fig. 2).

Wenn auf diese Weise die gewünschte Höhe H _D berechnet wurde, wird das H _D -Fehlersignal oder Δ H _D , das für die Erzeugung des Steuersignals benötigt wird, einfach dadurch erzeugt, daß die gewünschte Höhe mit der tatsächlichen Höhe H _AC des Luftfahrzeuges verglichen wird. Der Δ _D -Dämpfungsausdruck wird in der vorstehend beschriebenen Weise erzeugt. Somit ist der Ausgang des Steuerrechners nach Fig. 13 nunmehr für das Autopilotsystem des Luftfahrzeuges sowie für die Steuerung des Horizontalzeigers des Flugkommandogerätes geeignet. Das Δ H _D -Signal, die Abweichung des Luftfahrzeuges von dem geradlinigen Flugweg, kann auf dem Gleitpfadzeiger des Flugkommandogerätes ADI und/oder an dem Horizontalsituationsanzeiger HSI angezeigt werden, wenn dies erwünscht ist.

Bei dem Sinkflug-Geschwindigkeitsverringerungs-Übergangsflugweg nach Fig. 15 von einer Reiseflughöhe zu einer vorgegebenen Höhe an einem vorgegebenen Wegpunkt werden drei voneinander getrennte geradlinige Flugwege berechnet. Der erste Flugweg verläuft unter einem ersten Winkel α _B von einem Sinkflug-Einleitungs-Wegpunkt bei einer Reiseflughöhe H _A zu einer vorgegebenen Fluggeschwindigkeits-Verringerungseinleitungshöhe H _DECEL nach einer ersten Entfernung (D _TOTAL -D _A ) von dem angeflogenen Wegpunkt B; ein weiterer Flugweg verläuft unter einem zweiten Winkel a _T von H _DECEL zur Übergangshöhe H _TRANS (typischerweise 10 000 Fuß) in einer zweiten Entfernung (D _TOTAL -D _A -D _TRANS ) von dem angeflogenen Wegpunkt, wobei während dieses Flugweges die Geschwindigkeit derart verbraucht wird, daß an der Übergangshöhe die Luftfahrzeug-Geschwindigkeit einen vorgegebenen niedrigen Wert (typischerweise 250 Knoten) aufweist, und ein dritter Flugweg verläuft unter einem dritten Winkel, der gleich dem ersten Winkel α _B ist, zur Höhe H _B des Wegpunktes B. Der Flugweg- und Steuersignal-Rechner 76 nach Fig. 16 berechnet die Abweichung des Luftfahrzeuges von jedem dieser Übergangs-Flugwege in der gleichen Weisen wie in Fig. 13, und das Luftfahrzeug-Steuersignal wird ebenfalls in gleicher Weise berechnet. Beispielsweise wird die momentan gewünschte Höhe des Luftfahrzeuges auf dem ersten Sinkflugweg entsprechend der allgemeinen Beziehung:

H _D = H _DECEL - tan α _B (D _A - D ₁)

bestimmt, worin H _DECEL eine vorgegebene Höhe ist, bei der die Verringerung der Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges beginnt, α _B der Winkel des ersten Flugwegabschnittes, D _A die Entfernung vom Wegpunkt A zur Übergangshöhe H _TRANS und D₁ die Entfernung des Luftfahrzeuges vom Wegpunkt A ist.

In gleicher Weise wird die momentan gewünschte Höhe des Luftfahrzeuges auf den zweiten und dritten Flugwegabschnitten durch die allgemeinen Beziehungen:

H _D = H _DECEL - tan α _T (D _A + D _TRANS - D₁)

worin α _T der Winkel des zweiten Flugwegabschnittes ist, auf dem die Fluggeschwindigkeit verringert wird, und

H _D = H _B - tan α _B (D _TOTAL - D₁)

bestimmt, worin α _B der Winkel des dritten Flugwegabschnittes ist und worin D _TOTAL der Abstand von dem Wegpunkt A, an dem der Sinkflug begonnen wird, zum angeflogenen Wegpunkt B ist.

Nachdem die gewünschte momentane Höhe H _D für die drei Flugwegsektoren berechnet wurde, wird die Abweichung des Luftfahrzeuges von dieser Höhe wiederum in einfacher Weise dadurch abgeleitet, daß diese gewünschte Höhe mit der tatsächlichen Höhe H _AC des Luftfahrzeuges verglichen wird. Das Steuersignal R _c wird so erzeugt, wie es weiter oben an Hand der Fig. 13 beschrieben wurde.

Nachdem nunmehr allgemein der Teil, der als Ausgabeabschnitt des beschriebenen Flächennavigationssystems betrachtet werden kann, beschrieben wurde, folgt eine ausführliche Erläuterung hauptsächlich des Eingabeabschnittes des Flächennavigationssystems.

In den Fig. 4, 5, 6 und 7 sind annehmbare Flugwege für Wegpunkte mit Minimal- und Maximal-Höhenbedingungen gezeigt. In Fig. 4, in der das Luftfahrzeug von der Höhe H _A des Wegpunktes A zur Höhe H _B des Wegpunktes B fliegt, der in oder oberhalb dieser Höhe geflogen werden soll, sind typische annehmbare Flugwege dargestellt, die Flugwegwinkel aufweisen, die größer als der minimale Flugwegwinkel des geradlinigen Flugweges 11 sind. Es ist zu erkennen, daß der Flugweg 11 die Grenze für annehmbare Flugwege für den Steigflug auf die Höhe H _B oder darüber des Wegpunktes B darstellt. Unter den in Fig. 4 dargestellten Bedingungen sind dem Flugweg 11 ein minimaler Grenzflugwegwinkel sowie eine minimale Grenzhöhenänderungsgeschwindigkeit zugeordnet. Fig. 5 zeigt einen Grenzflugweg 12 sowie typische annehmbare Flugwege für einen Sinkflug von der Höhe H _A des Wegpunktes A auf die Höhe H _B des Wegpunktes B oder darüber. Es ist zu erkennen, daß dem Grenzflugweg 12 ein minimal annehmbarer Flugwegwinkel und eine minimal annehmbare Höhenänderungsgeschwindigkeit zugeordnet ist. Fig. 6 zeigt typische annehmbare Flugwege und einen Grenzflugweg 13 für ein Luftfahrzeug, das einen Steigflug von der Höhe H _A am Wegpunkt A zu einer Höhe H _B am Wegpunkt B oder darunter durchführt. Dem Grenzflugweg 13 ist ein maximaler Flugwegwinkel und eine maximale Höhenänderungsgeschwindigkeit zugeordnet. In gleicher Weise zeigt Fig. 7 typische annehmbare Flugwege sowie einen Grenzflugweg 14 für ein Luftfahrzeug, das einen Sinkflug von der Höhe H _A am Wegpunkt A zur Höhe H _B am Wegpunkt B oder darunter ausführt. Dem Grenzflugweg 14 ist ein maximal annehmbarer Flugwegwinkel und eine maximal annehmbare Höhenänderungsgeschwindigkeit zugeordnet. Es ist aus den Fig. 4, 5, 6 und 7 zu erkennen, daß der Flugwegwinkel und die Höhenänderungsgeschwindigkeiten mit Vorzeichen versehene Größen sind, wobei Steigflug-Größen positiv sind, während Sinkfluggrößen negativ sind. So ist z. B. in Fig. 5 der minimale Flugwegwinkel des Grenzflugweges 12 negativer als die Flugwegwinkel der annehmbaren Flugwege.

In Fig. 8 sind die vertikalen Navigationsparameter, die bei der Steuerung des Luftfahrzeuges 15 auf dem gewünschten Flugweg verwendet werden, dargestellt. Das Luftfahrzeug 15 ist an einer momentanen Höhe H _AC mit einer angezeigten Fluggeschwindigkeit von V _AC dargestellt und es fliegt zum Wegpunkt 16 mit einer Höhe H _W . Die gerade Linie 17 von dem Luftfahrzeug 15 zum Wegpunkt 16 stellt die Grenze für annehmbare Flugwege mit einem Grenzflugwegwinkel von α₀ dar. Das Luftfahrzeug 15 ist an einer lateralen Entfernung D von dem Wegpunkt 16 mit einem momentanen Flugwegwinkel von α _AC dargestellt.

Das Luftfahrzeug 15 wird so gesteuert, daß es mit einer festgelegten angezeigten Fluggeschwindigkeit (LAS) auf eine nicht genau festgelegte Höhe steigt oder sinkt, die mindestens gleich bzw. höchstens gleich der Wegpunkt-Höhe H _W ist. Dies enspricht einer Minimal- bzw. Maximal-Höhenbedingung für den Wegpunkt 16. Diese nicht genau festgelegten Höhenforderungen werden im Gegensatz zu einer genauen Höhenforderung verwendet, bei der das Luftfahrzeug 15 den Wegpunkt 16 "in" der Höhe H _W überqueren muß. Die optimale angezeigte Fluggeschwindigkeit für das Manöver (V _REF ) kann manuell von dem Piloten oder automatisch in noch zu erläuternder Weise ausgewählt werden. Die Fluggeschwindigkeit kann alternativ auf eine bestimmte Mach-Zahl bezüglich einer Bezugs-Mach-Zahl M _REF gesteuert werden. Das System ergibt eine Warnung für den Piloten, wenn die ausgewählte angezeigte Fluggeschwindigkeit und der resultierende Flugwegwinkel nicht ausreichend sind, um die Höhenforderungen zu erfüllen.

In Fig. 9 ist ein schematisches Blockschaltbild einer Ausführungsform der Einrichtung für die vertikale Flugwegsteuerung beim Steigflug oder Sinkflug auf Wegpunkte mit Minimal- oder Maximal-Höhenbedingungen dargestellt. Die Einrichtung nach Fig. 9 schließt eine Vielzahl von Funktionsblöcken ein, die in Form irgendeiner einer Vielzahl von bekannten Einrichtungen ausgeführt werden können. Beispielsweise können die Funktionsblöcke als diskrete analoge oder digitale Spezialzweck-Schaltungen ausgeführt werden oder sie können alternativ in Form einer Allzweck-Digital- oder Analog-Recheneinrichtung ausgeführt werden. Die Schaltungen nach Fig. 9 können in einer Weise ausgeführt werden, die der ähnlich ist, wie sie in den DE-OS 26 24 095 und 26 24 096 beschrieben ist.

Ein übliches Flugdatensystem 20 liefert Signale V _AC , M _AC , H _AC , TAS und _AC , die die angezeigte Fluggeschwindigkeit, die Mach-Zahl des Luftfahrzeuges, die Höhe des Luftfahrzeuges, die wahre Fluggeschwindigkeit bzw. die Höhenänderungsgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges darstellen. Die Einrichtung schließt weiterhin einen VOR-Empfänger 21 zur Lieferung der VOR-Peilung Ω sowie einen DME-Empfänger 22 ein zur Lieferung der DME-Entfernung R in Abhängigkeit von Signalen von einer VORTAC-Station, wie dies in den oben erwähnten beiden deutschen Offenlegungsschriften beschrieben ist. Die Einrichtung schließt weiterhin ein Kompaßsystem 23 ein, das den Steuerkurs des Luftfahrzeuges HDG in üblicher Weise liefert.

Die Einrichtung nach Fig. 9 schließt weiterhin einen Rechner 24 zur Speicherung der Navigationsdaten sowie der dem Wegpunkt zugeordneten Daten bezüglich des Flugplanes des Luftfahrzeuges ein. Beispielsweise können in den Rechner 24 vor einem bestimmten Flug die geographischen Lagen, die zugehörigen Höhen und die zugehörigen Daten aller Wegpunkte entlang des Flugplanes sowie die Lagen der zugehörigen VORTAC-Stationen eingegeben werden. Der Rechner 24 ist in üblicher Weise so aufgebaut, daß er die erforderlichen Daten liefert, während das Luftfahrzeug den Flugplan bezüglich der aufeinanderfolgend erreichten Wegpunkte ausführt. Der Rechner 24 empfängt Signale von einer manuellen Dateneingabeeinrichtung 25 für den Piloten, mit deren Hilfe der Pilot die in dem Rechner 24 gespeicherten Daten ändern oder neue Daten eingeben kann. Die Einrichtung 25 kann beispielsweise in Form einer üblichen Tastatur-Eingabeeinrichtung für alphanumerische und diskrete Daten ausgeführt sein, um die Daten dem Rechner 24 in gut bekannter Weise zuzuführen. Die Einrichtung 25 kann beispielsweise dann verwendet werden, wenn der Pilot von dem Flugplan, wie er in dem Rechner 24 gespeichert ist, abweichen möchte oder wenn der Pilot speziell darin gespeicherte Werte ändern will.

Der Rechner 24 liefert Signale V _REF und M _REF , die die angezeigte Bezugsgeschwindigkeit bzw. die Bezugsmachzahl darstellen. Diese Größen kann der Pilot über die Einrichtung 25 eingeben oder sie können alternativ bezüglich der derzeitigen Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges zu dem Zeitpunkt gebildet werden, zu dem die zugehörige Systembetriebsweise ausgewählt ist, sofern der Pilot keinen unterschiedlichen Geschwindigkeitsbefehl gibt. Der Rechner 24 liefert weiterhin ein Signal M₀, das eine Grenz-Machzahl definiert, oberhalb der Machzahlenwerte verwendet werden, während unterhalb die angezeigte Fluggeschwindigkeit zur Lieferung der Steuerbefehle in noch zu beschreibender Weise verwendet wird. M₀ ist eine vorher in dem Rechner gespeicherte Konstante, die für einen speziellen Luftfahrzeugtyp repräsentativ ist, in dem das System eingebaut ist.

Weil der optimale Steigflugweg des von der Einrichtung nach Fig. 9 gesteuerten Luftfahrzeuges kein festgelegter Weg ist, wird ein Höhenfehler in noch zu beschreibender Weise angezeigt, der die Differenz zwischen der Luftfahrzeug-Höhe H _AC von dem Flugdatensystem 20 und der ersten festen Höhe ist, die für einen darauf folgenden Wegpunkt in dem Flugplan festgelegt ist. Diese feste Höhe (keine Höhe, die Maximal- oder Minimal-Höhenbedingungen darstellt) ist die Höhe, zu der ein Steigflug oder ein Sinkflug führt. Die erste feste Höhe wird durch das H _FIRM -Signal von dem Rechner 24 geliefert. Diese Möglichkeit wird beispielsweise dann verwendet, wenn das Luftfahrzeug von einem Flughafen auf eine Reiseflughöhe entlang eines Flugweges steigt, der durch eine Folge von Wegpunkten definiert ist, denen Höhen zugeordnet sind, in denen oder oberhalb von denen das Luftfahrzeug den Wegpunkt beim Steigflug bis zum ersten Wegpunkt mit der Reiseflughöhe überqueren muß.

Der Rechner 24 liefert weiterhin ein Signal an einer Leitung, die mit W/P DATA bezeichnet ist, wobei dieses Signal den Wegpunkten des Flugplanes zugeordnete Parameter darstellt. Diese gespeicherten Wegpunkt-Daten geben im einzelnen an, ob dem Wegpunkt eine Minimal- oder Maximal-Höhenbedingung zugeordnet ist und sie sind in irgendeinem geeigneten Format durch das W/P DATA-Signal an der zugehörigen Leitung von dem Rechner 24 dargestellt. Der Rechner 24 liefert weiterhin ein H _W -Signal, das die jedem der Wegpunkte des Flugplanes zugeordnete Höhe darstellt. Der Rechner 24 liefert weiterhin ein Ψ₁-Signal, das den lateralen Anflugskurs bezüglich der Nordrichtung für jeden der Wegpunkte des Flugplanes darstellt. Der Parameter Ψ₁ ist in der Technik gut bekannt und wird ausführlich in den obengenannten beiden Deutschen Offenlegungsschriften beschrieben. Der Rechner 24 liefert weiterhin Signale, die mit R und r bezeichnet sind und die Peilrichtung bzw. Entfernung jedes Wegpunktes bezüglich der zugehörigen VORTAC-Station darstellen. Diese Parameter sind für den Fachmann gut bekannt und außerdem ausführlich in den vorstehend genannten beiden Deutschen Offenlegungsschriften beschrieben. Der Rechner 24 liefert weiterhin das weiter oben erläuterte Signal Y _B .

Wie dies weiter oben erläutert wurde, können in den Rechner 24 vor einem betimmten Flug alle Daten eingegeben werden, die sich auf die Wegpunkte des Flugplanes sowie die Luftfahrzeug-Eigenschaften beziehen. Wie es weiter oben erläutert wurde, ist der Rechner 24 in üblicher Weise so aufgebaut, daß er die oben erwähnten vorher gespeicherten Daten liefert, während das Luftfahrzeug den Flugplan bezüglich der aufeinanderfolgend erreichten Wegpunkte ausführt. Die vorstehend erläuterten Parameter V _REF und M _REF können weiterhin durch den Piloten über die Dateneingabeeinrichtung 25 entsprechend seiner Wünsche geändert werden.

Die R- und r-Signale von dem Rechner 24 sowie die Ω- und R-Signale von den VOR- und DME-Empfängern 21 bzw. 22 werden einem Funktionsblock 26 zugeführt, um die Nord- und Ost-Koordinaten NAW bzw. EAW des Luftfahrzeuges bezüglich des Wegpunktes zu liefern, den das Luftfahrzeug anfliegt. Der Funktionsblock 26 erzeugt eine gut bekannte Funktion F₁ zur Umwandlung der Luftfahrzeug-, Wegpunkt- und VORTAC- Peil- und Entfernungsdaten in die NAW- und EAW-Koordinaten. Die Funktion F₁ kann in der Weise gerätemäßig ausgeführt werden, wie sie in den DE-OS 26 24 095 und 26 24 096 beschrieben ist. Die VOR- und DME-Daten von den Empfängern 21 und 22 werden weiterhin einem Funktionsblock 27 zugeführt, in dem übliche Schaltungen eine Funktion F₂ gerätemäßig ausführen, die die Geschwindigkeit V _G des Luftfahrzeuges über Grund darstellt. Es ist verständlich, daß der Steuerkurs (HDG) des Luftfahrzeuges von dem Kompaßsystem 23 und die wahre Fluggeschwindigkeit (TAS) von dem Flugdatensystem 20 als Eingänge für den Funktionsblock 27 verwendet werden können, um laufend einen genauen Wert der Geschwindigkeit V _G über Grund zu ermitteln. Die Funktion F₂ des Blockes 27 kann gerätemäßig so ausgeführt werden, wie dies in der US-Patentschrift 39 19 529 beschrieben ist.

Die NAW- und EAW-Signale von dem Funktionsblock 26 sowie das Ψ₁-Signal von dem Rechner 24 werden einem Funktionsblock 30 zugeführt. Der Funktionsblock 30 liefert ein Signal D, das die Entfernung des Luftfahrzeuges zum Wegpunkt entsprechend einer Funktion F₃ darstellt. Der Funktionsblock 30 liefert die Entfernung D auf der Grundlage der Nord- und Ost-Koordinaten des Luftfahrzeuges bezüglich des Wegpunktes (NAW, EAW) und des Anflugkurses Ψ₁, entsprechend funktioneller Beziehungen, die in der Flächennavigationstechnik bekannt sind. Der Entfernungsparameter D ist in Fig. 8 dargestellt.

Das Entfernungssignal D von dem Funktionsblock 30, das Luftfahrzeug-Höhensignal H _AC von dem Flugdatensystem 20 und das Wegpunkt-Höhensignal H _W von dem Rechner 24 werden einem Funktionsblock 31 zugeführt, um ein α₀-Signal zu erzeugen, das den vertikalen Winkel des Grenzflugweges 17 (Fig. 8) entsprechend der Funktion F₄ in der folgenden Weise darstellt:

worin Δ H = H _W - H _AC ist.

Es ist ohne weiteres zu erkennen, daß die Funktion F₄ des Blockes 31 in einfacher Weise in Form geeigneter und bekannter Analog- oder Digitalschaltungen ausgeführt werden kann.

Die berechnete Geschwindigkeit V _G des Luftfahrzeuges über Grund und das Luftfahrzeug-Höhenänderungssignal _AC von dem Flugdatensystem 20 werden einem Funktionsblock 32 zugeführt, um ein α _AC -Signal zu erzeugen, das den momentanen Flugwegwinkel des Luftfahrzeuges entsprechend einer Funktion F₅ in der folgenden Weise darstellt:

worin die Höhenänderungsgeschwindigkeit

ist.

Das Wegpunkt-Höhensignal H _W von dem Rechner 24, das Luftfahrzeug-Höhensignal H _AC von dem Flugdatensystem 20 und das Entfernungssignal D von dem Funktionsblock 30 sowie das Signal V _G für die Geschwindigkeit über Grund von dem Funktionsblock 27 werden einem Funktionsblock 33 zugeführt, um ein Signal ₀ zu erzeugen, das die Höhenänderungsgeschwindigkeit auf dem Grenzflugweg (d. h. dem Flugweg 17 gemäß Fig. 8) entsprechend der folgenden Funktion F₆ darstellt:

worin Δ H = H _W - H _AC ist, und worin ₀ in Fuß pro Minute, Δ H in Fuß, V _G in Knoten, D in nautischen Meilen angegeben ist, während K für die beschriebenen Bedingungen mit 60 angenommen wird.

Das den vertikalen Ist-Flugwegwinkel des Luftfahrzeuges darstellende Signal α _AC von dem Funktionsblock 32 und das den Flugwegwinkel des Grenzflugweges darstellende Signal α₀ von dem Funktionsblock 31 sowie das Wegpunkt-Datensignal von dem Rechner 24 werden einem Vergleicherblock 34 zugeführt. Der Vergleicherblock 34 liefert einen Ausgang an eine übliche Piloten-Warneinrichtung 35 sowie einen Ausgang an einer Leitung 36, um eine übliche Vertikalsteuerung zu ermöglichen. Wie es weiter oben erläutert wurde, gibt das Wegpunkt-Datensignal von dem Rechner 24 an, ob dem Wegpunkt eine Minimal- oder Maximal-Höhenbedingung zugeordnet ist. Der Vergleicherblock 34 ist mit üblichen logischen Schaltungen so ausgeführt, daß er die Piloten-Warneinrichtung 35 betätigt, wenn α _AC algebraisch kleiner als α₀ ist und dem Wegpunkt eine Minimal-Höhenbedingung zugeordnet ist. Der Vergleicherblock 34 schließt weiterhin übliche logische Schaltungen zur Betätigung der Piloten-Warneinrichtung 35 ein, wenn α _AC algebraisch größer als α₀ ist und dem Wegpunkt eine Maximal-Höhenbedingung zugeordnet ist. Wenn dem Wegpunkt weder eine Minimal- noch eine Maximal-Höhenbedingung zugeordnet ist, bewirkt das Wegpunkt-Datensignal von dem Rechner 24, daß die Logikschaltung des Vergleicherblockes 34 die übliche Vertikalsteuerung des Luftfahrzeuges über die Leitung 36 betätigt, wie dies in Fig. 9 dargestellt ist. Es ist verständlich, daß die beschriebenen Logikfunktionen in einfacher Weise mit üblichen Kombinationslogik-Anordnungen gerätemäßig ausgeführt werden können. Es ist weiterhin aus den Fig. 4, 5, 6 und 7 zu erkennen, daß, wenn das Luftfahrzeug keinen annehmbaren Flugweg zurücklegt, die Vergleicherschaltung des Blockes 34 die Piloten-Warneinrichtung 35 betätigt, so daß der Pilot darüber informiert wird, daß eine Abhilfemaßnahme erforderlich ist.

Bei dem beschriebenen Ausführungsbeispiel der Erfindung vergleicht der Block 34 den Ist-Flugwegwinkel α _AC mit dem Grenzflugwinkel α₀, um eine Warnung an den Piloten zu liefern. Alternativ kann der Block 34 statt dessen die tatsächliche Höhenänderungsgeschwindigkeit _AC von dem Flugdatensystem 20 mit der Grenz-Höhenänderungsgeschwindigkeit ₀ von dem Funktionsblock 33 vergleichen, um eine Warnung an den Piloten in einer Weise zu liefern, die der vorstehend bezüglich des Flugwegwinkelvergleichs beschriebenen ähnlich ist. Aus Zweckmäßigkeitsgründen werden die Grenzparameter α₀ und ₀ von den Blöcken 31 bzw. 33 dem Piloten auf einer üblichen Anzeigeeinrichtung 37 dargestellt.

Das Signal V _AC für die tatsächliche Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges von dem Flugdatensystem 20 und das Soll-Fluggeschwindigkeitssignal V _REF von dem Rechner 24 werden einer Summierverbindung 40 zugeführt, um ein Δ V-Signal zu liefern, das die Differenz zwischen diesen Signalen darstellt. In ähnlicher Weise werden das Machzahl-Signal M _AC des Luftfahrzeuges von dem Flugdatensystem 20 und die Soll-Machzahl M _REF von dem Rechner 24 einer Summierverbindung 41 zugeführt, um ein Signal Δ M zu erzeugen, das die Differenz zwischen diesen Signalen darstellt. Die Δ V- und Δ M-Signale werden über jeweilige Verstärkungsblöcke 42 und 43 einem Auswahlblock 44 zugeführt. Die Verstärkungsblöcke 42 und 43 multiplizieren die Δ V- und Δ M-Signale mit Verstärkungskonstanten G₁ bzw. G₂ entsprechend dem gewünschten Steuereinfluß. Ein Vergleicherblock 45 empfängt als Eingangssignal das Machzahl-Signal M _AC des Luftfahrzeuges von dem Flugdatensystem 20 und die vorher im Rechner gespeicherte Konstante Machzahl M _AC von dem Rechner 24 und steuert den Auswahlblock 44 derart, daß das Geschwindigkeitssignal mit einer Ausgangsleitung 46 verbunden wird, wenn M _AC <M₀ ist, während das Machzahl-Signal der Ausgangsleitung 46 zugeführt wird, wenn M _AC M₀ ist.

Auf diese Weise werden Nicksteuerbefehle R _c , die proportional zum Geschwindigkeitsfehler sind, über die Leitung 46 und eine geeignete Auswahlmatrix 48 an den Nickkanal eines automatischen Flugsteuersystems (AFCS) 47 angelegt, das die Nicklage des Luftfahrzeuges über die Nicklagen-Steuerflächen 50 steuert. Die Nicksteuerbefehle an der Leitung 46 werden vorzugsweise oder alternativ weiterhin dem Luftfahrzeug-Flugkommandogerät 51 zugeführt, das den Vertikalsteuerungs- oder Nickbefehls-Balken 52 des Fluglagen-Kommandoanzeigers (ADI) des Flugkommandosystems steuert. Das Flugkommandogerät 51 schließt übliche Dämpfungsausdrücke, wie z. B. Geschwindigkeitsänderungsgeschwindigkeit oder Machzahl-Änderungsgeschwindigkeit und/oder Längsneigungsfluglage ein, wie dies in der US-Patentschrift 26 13 352 beschrieben ist. Weiterhin wird die Auswahlmatrix 48 durch das übliche Steuerlogiksignal an der Leitung 36 gesteuert, wie dies erforderlich ist, um in den Autopiloten und/oder das Flugkommandogerät das übliche Steuersignal von der üblichen Steuerberechnung 38 einzuschalten, wie dies dargestellt ist. Oberhalb einer Machzahl von M₀ liefert daher die Differenz zwischen der Ist-Machzahl M _AC und der Soll-Machzahl M _REF die vertikalen Nicksteuersignale, während unterhalb von M₀ die Differenz zwischen der tatsächlich angezeigten Fluggeschwindigkeit V _AC und der angezeigten Soll-Fluggeschwindigkeit V _REF zur Lieferung der Steuersignale verwendet wird. Ein typischer Wert für M₀ für moderne Düsentransportflugzeuge ist 0,78 Mach. Typischerweise wird das Luftfahrzeug so gesteuert, daß es die Soll-Geschwindigkeit V _REF oder M _REF dadurch erreicht, daß eine nach oben gerichtete Nicklagenänderung befohlen wird, wenn Δ V oder Δ M positiv ist, während eine nach unten gerichtete Nicklagenänderung befohlen wird, wenn Δ V oder Δ M negativ ist. Die Befehle werden dem Piloten durch den Flugkommandogerät-Befehlsbalken 52 an dem Fluglagenkommandoanzeiger (ADI) dargeboten oder die Steuerung erfolgt automatisch über das automatische Steuersystem 47. Wenn das Δ V-Signal verwendet wird, so ist bei Düsentransportflugzeugen eine typische Nickwirksamkeit:

Nickbefehl = 0,352 · Δ V,

worin der Nickbefehl in Grad ausgedrückt ist, während Δ V in Fuß pro Sekunde ausgedrückt wird. Es ist daher verständlich, daß die Konstanten G₁ des Verstärkungsblockes 42 in diesem Fall gleich 0,352 ist. Wenn das Luftfahrzeug entsprechend der Machzahl gesteuert wird, so ist in ähnlicher Weise die typische Nickwirksamkeit für Düsentransportflugzeuge gleich:

Nickbefehl = 215 · Δ M,

wobei der Nickbefehl in Grad ausgedrückt ist. Es ist daher verständlich, daß die Konstante G₂ des Verstärkungsblockes 43 in diesem Fall gleich 215 ist. Wenn daher das Luftfahrzeug einen Steig- oder Sinkflug zu einem Wegpunkt mit einer Minimal- oder Maximal-Höhenbedingung ausführt, sind die Nicksteuerbefehle proportional zum Geschwindigkeitsfehler bezüglich der Soll-Fluggeschwindigkeit V _REF oder der Soll-Machzahl M _REF .

Das Luftfahrzeug-Höhensignal H _AC von dem Flugdatensystem 20 und das H _FIRM -Signal von dem Rechner 24 werden einer Summierverbindung 53 zugeführt, um ein Höhenfehlersignal zu liefern, das die Differenz zwischen diesen Signalen darstellt. Das Höhenfehlersignal wird dem Gleitpfad-Vertikalabweichungsanzeiger 54 des Horizontalsituationsanzeigers (HSI) oder des Flugkommandogerät-Anzeigers zugeführt. Es ist daher verständlich, daß der Höhenfehler dem Piloten im wesentlichen in der gleichen Weise dargeboten wird wie eine Gleitpfadabweichung während eines Instrumentenlandeanfluges. Weil der optimale Steigflug oder Sinkflug kein fester Flugweg ist, wie dies weiter oben beschrieben wurde, ist der dargestellte Höhenfehler gleich der Differenz zwischen der Luftfahrzeug-Höhe H _AC und der ersten festen Höhen H _FIRM , die für einen darauffolgenden Wegpunkt in dem Flugplan festgelegt ist. Diese feste Höhe ist die, zu der der Steigflug oder Sinkflug durchgeführt wird. Es ist verständlich, daß für die übliche Lenkung unter der Steuerung durch die Leitung 36 und die Schaltmatrix 48 übliche Abweichungssignale der vorstehend beschriebenen Art von dem Rechner 38 an den Gleitpfadanzeiger 54 angelegt werden.

Die Fähigkeit der Einrichtung gemäß Fig. 9, das Luftfahrzeug auf eine ausgewählte Geschwindigkeit zu steuern (IAS oder Machzahl), kann außerdem von dem Flächennavigationssystem dazu verwendet werden, einen Übergang zwischen nicht kontinuierlichen Flugwegen durchzuführen. In Fig. 10 ist eine Situation gezeigt, in der die ausgewählte Höhe H _B und der Flugwegwinkel α _B für den Wegpunkt B einen Flugweg definieren, der nicht kontinuierlich zur Höhe H _A am Wegpunkt A führt. Die Diskontinuität wird unter der vorstehend beschriebenen Geschwindigkeitssteuerung geflogen, wobei der Höhenfehler für den gewünschten Flugweg zum Wegpunkt B berechnet wird. Es ist verständlich, daß andere Beispiele von Diskontinuitäten für Steigflüge oder Sinkflüge definiert werden können und in ähnlicher Weise geflogen werden.

Wie es weiter oben hinsichtlich üblicher Flächennavigationssysteme beschrieben wurde, tritt eine Flugwegdiskontinuität in vielen Fällen auf, wenn das Luftfahrzeug die Übergangshöhe durchquert, unterhalb der die Luftfahrzeug-Höhe auf eine barometrisch korrigierte Höhe (QNH-Einstellung) bezogen ist, während oberhalb dieser Übergangshöhe die Luftfahrzeug-Höhe auf die Standarddruckhöhe (Einstellung auf 1013,2 mb) eingestellt ist, wenn das Luftfahrzeug eine Strecke zwischen den Wegpunkten des Flugplans zurücklegt. Das beschriebene Flächennavigationssystem ermöglicht den Steigflug und Sinkflug durch die Übergangshöhe durch erneutes Berechnen der Vertikalwinkel des Flugweges bezüglich der durchquerten Vertikalhöhe, um eine kontinuierliche Navigation ohne Flugwegdiskontinuitäten zu erzielen. Wie bekannt ist, wird der barometrische Höhenmesser des Luftfahrzeuges unterhalb der Übergangshöhe auf den barometrischen Druck eingestellt, während oberhalb der Übergangshöhe die Standardeinstellung von 1013,2 mb verwendet wird. Im Luftraum über den Vereinigten Staaten liegt die Übergangshöhe allgemein bei 18 000 Fuß. Es ist verständlich, daß übliche Flugdatensysteme typischerweise Druckhöhendaten zu allen Zeiten an das Flächennavigationssystem liefern. Wenn sich das Luftfahrzeug unterhalb der Übergangshöhe befindet, werden diese Daten in dem Höhenanzeiger des Piloten oder in dem Flächennavigationssystem auf barometrische Höhen korrigiert, und zwar entsprechend bekannter Flugdatengleichungen, die die Höhenkorrektur auf die Barometereinstellung beziehen. Zu diesem Zweck wird die örtliche Barometereinstellung als ein Eingang dem Flächennavigationssystem über eine externe manuelle Einstelleinrichtung oder über die manuelle Dateneingabe des Piloten in den Flächennavigationsrechner eingegeben, damit das Flächennavigationssystem die Höhenberechnung durchführen kann.

Das in Fig. 11 dargestellte Vertikalflugwegdiagramm zeigt vertikale Navigationsparameter bei einem Steigflug durch die Übergangshöhe. Das Luftfahrzeug nähert sich einem Wegpunkt A, der mit einer barometrischen korrigierten Höhe H′ _A definiert ist, und es soll einen Steigflug durch die Übergangshöhe zu einem Wegpunkt B durchführen, der mit einer Druckhöhe oder einer Flugfläche H _B bezeichnet ist. Weil der Wegpunkt A unterhalb der Übergangshöhe liegt, wird die Wegpunkt-Höhe H′ _A zweckmäßigerweise in Ausdrücken von 1000 Fuß gespeichert. Wenn der Wegpunkt A beispielsweise eine Höhe H′ _A von 13 000 Fuß aufweist, so wird H′ _A als 13 000 Fuß gespeichert. Weil der Wegpunkt B oberhalb der Übergangshöhe liegt, wird die Wegpunkt-Höhe H _B zweckmäßigerweise als Flugfläche gespeichert. Wenn die Wegpunkt-Höhe H _B beispielsweise in einer Druckhöhe von 33 000 Fuß liegt, so wird die Flugfläche 330 als H _B -Höhe für den Wegpunkt gespeichert. In einer weiter unten noch zu beschreibenden Weise berechnet das Flächennavigationssystem einen scheinbaren Wegpunkt B in einer barometrischen korrigierten Höhe H′ _B , die zahlenmäßig gleich der Druckhöhe H _B ist. Wenn beispielsweise die Höhe H _B in der Flugfläche 330 liegt, so ist die Höhe H′ _B gleich 33 000 Fuß. Es ist zu erkennen, daß der scheinbare Wegpunkt B′ im allgemeinen in Vertikalrichtung einen Abstand von dem Wegpunkt B aufgrund der Höhenkorrektur für die spezielle Barometereinstellung und Höhe aufweist.

Der Winkel α _A ist der vertikale Flugwegwinkel, der, wenn er geflogen würde, das Luftfahrzeug zur barometrischen Höhe H′ _B am scheinbaren Wegpunkt B bringen würde. Dies ist der Flugweg, den das Luftfahrzeug unterhalb der Übergangshöhe fliegen soll, wobei dieser Weg in einer Entfernung D _A von dem Wegpunkt A endet, an der dieser Flugweg die Übergangshöhe schneidet. D _TOTAL ist die laterale Entfernung zwischen dem Wegpunkt A und dem Wegpunkt B, während D _B die Differenz zwischen D _TOTAL und D _A ist. Der Winkel a _A wird wie folgt berechnet:

Die Entfernung D _A wird wie folgt berechnet:

Bei Erreichen der Entfernung D _A von dem Wegpunkt A wird ein neuer vertikaler Winkel α _B auf der Grundlage der verbleibenden Entfernung D _B zum Wegpunkt B und der Differenz zwischen der Druckhöhe H _B des Wegpunktes B und der Druckhöhe H′ _TRANS , die der Übergangshöhe H _TRANS äquivalent ist, in der folgenden Weise berechnet:

Das Luftfahrzeug wird auf den Flugweg gesteuert, der durch die Vertikalwinkel a _A und α _B definiert ist, während es von dem Wegpunkt A zum Wegpunkt B fliegt.

In Fig. 12 ist ein Vertikalflugwegdiagramm dargestellt, das vertikale Navigationsparameter bei einem Sinkflug durch die Übergangshöhe von der Druckhöhe zur barometrischen Höhe zeigt. Diese Übergangshöhe wird üblicherweise auch als Übergangsfläche bezeichnet. Das Luftfahrzeug nähert sich einem Wegpunkt A mit einer Druckhöhe von H _A und soll zu einem Wegpunkt B einen Sinkflug durch die Übergangshöhe durchführen, um eine barometrische korrigierte Höhe H′ _B zu erreichen. Der Flugweg unterhalb der Übergangshöhe wird durch Berechnung des Flugwegwinkels a _B für den scheinbaren Wegpunkt A bestimmt, an dem die Flugfläche H _A als numerisch gleich der barometrischen Höhe H′ _A interpretiert wird. α _B wird wie folgt berechnet:

worin D _TOTAL = D _A + D _B ist, wie es weiter oben an Hand der Fig. 11 beschrieben wurde. Es ist verständlich, daß die Betrachtungen bezüglich der Flugflächen-Druckhöhe, der barometrischen Höhe und der Übergangshöhe sowie bezüglich der Entfernung D _A und D _B , wie sie an Hand der Fig. 11 diskutiert wurden, ebenfalls für die Bedingungen der Fig. 12 zutreffen.

Der Punkt, an dem der durch a _B definierte Flugweg die Übergangshöhe durchquert, wird wie folgt berechnet:

Das Flächennavigationssystem berechnet dann den Winkel α _A für den richtigen Flugweg für das Luftfahrzeug, damit dieses die Übergangshöhe an dem gewünschten Punkt erreicht, der durch D _A definiert ist. Der Winkel α _A wird an Hand der Druckhöhe H′ _TRANS , die der Übergangshöhe äquivalent ist, der Druckhöhe H _A des Wegpunktes A und der Entfernung D _A wie folgt berechnet:

Der Winkel α _A wird ausgehend von dem Wegpunkt A geflogen, bis das Luftfahrzeug den Punkt D _A von dem Wegpunkt A erreicht, worauf der Winkel α _B geflogen wird, um den Wegpunkt B in der barometrischen korrigierten Höhe H′ _B zu erreichen.

In Fig. 13, in der gleiche Bezugsziffern gleich Bauteile wie in Fig. 9 bezeichnen, ist ein schematisches Blockschaltbild einer Einrichtung zur Durchführung der vertikalen Flugwegsteuerung entsprechend Fig. 11 und 12 gezeigt, wenn ein Steigflug oder ein Sinkflug durch die Übergangshöhe durchgeführt wird. Die Einrichtung nach Fig. 13 schließt eine Vielzahl von Funktionsblöcken ein, die in einer Weise ausgeführt werden können, die ähnlich der vorstehend an Hand der Fig. 9 beschriebenen ist. Die Einrichtung nach Fig. 13 schließt weiterhin den Rechner 24 sowie die manuelle Dateneingabeeinrichtung 25 für den Piloten ein, die vorstehend an Hand der Fig. 9 beschrieben wurden. Der Rechner 24 liefert eine Vielzahl von Signalen, die vorher gespeicherte Daten zur Ausführung der Flugwege nach den Fig. 11 und 12 darstellen, und diese Daten können von dem Piloten über die Eingabeeinrichtung 25 manuell geändert werden. Der Rechner 24 liefert ein Signal H _A , das die Höhe des Wegpunktes A darstellt, wie sie in den Fig. 11 und 12 angegeben ist. H _A ist eine vorher gespeicherte Größe des Flugplanes und diese Größe wird zweckmäßigerweise in Ausdrücken der Druckhöhe (Flugfläche) gespeichert, wenn die Höhe des Wegpunktes A oberhalb der Übergangshöhe liegt, oder in Ausdrücken der barometrischen korrigierten Höhe in Fuß, wenn die Höhe des Wegpunktes A unterhalb der Übergangshöhe liegt.

Wenn die Wegpunkt-Höhe in Ausdrücken von Flugflächen gespeichert ist und die Höhe des Wegpunktes 33 000 Fuß beträgt, wird die Flugfläche 330 als die Größe H _A gespeichert. Wenn jedoch die Wegpunkt-Höhe als barometrisch korrigierte Größe in Fuß gespeichert wird und beispielsweise eine Höhe von 13 000 Fuß aufweist, so wird die Zahl 13 000 als die Größe H _A gespeichert. Der Rechner 24 liefert weiterhin ein Signal H _B , das die Höhe des Wegpunktes B gemäß Fig. 11 und 12 darstellt. Die Größe H _B wird in dem Rechner 24 in einer der für die Größe H _A beschriebenen Weise ähnlichen Weise gespeichert, und zwar in Abhängigkeit davon, ob die Höhe des Wegpunktes B unterhalb oder oberhalb der Übergangshöhe liegt. Der Rechner 24 liefert weiterhin ein Signal H _TRANS , das die Übergangshöhe darstellt, die weiter oben an Hand der Fig. 11 und 12 beschrieben wurde. Diese Größe wird zweckmäßigerweise als barometrisch korrigierte Höhe in Fuß gespeichert. Wie es weiter oben erläutert wurde, ist im Luftraum oberhalb der Vereinigten Staaten diese Übergangshöhe H _TRANS eine Höhe von 18 000 Fuß, während sie im europäischen Luftraum in den meisten Fällen wesentlich niedriger und im Bereich von 4000 bis 6000 Fuß liegt.

Der Rechner 24 liefert weiterhin ein Signal D _TOTAL , das die vorher gespeicherte Entfernung zwischen den Wegpunkten A und B darstellt, wie sie in den Fig. 11 und 12 dargestellt ist. Der Rechner 24 liefert zusätzlich Signale Ψ₁, R und r, die den Anflugkurs zum Wegpunkt, die Peilung des Wegpunktes bezüglich der zugehörigen VORTAC-Station bzw. die Entfernung des Wegpunktes von der zugehörigen VORTAC-Station in einer Weise darstellen, wie sie weiter oben an Hand der Fig. 9 beschrieben wurde. Es ist verständlich, daß bezüglich der Flugwege nach den Fig. 11 und 12 die Ψ₁-, R- und r-Größen bezüglich des Wegpunktes B geliefert werden, d. h. bezüglich des Wegpunktes, den das Luftfahrzeug anfliegt. Der Rechner 24 liefert weiterhin das Y _R -Signal, wie es weiter oben beschrieben wurde.

Die Einrichtung nach Fig. 13 schließt weiterhin den VOR-Empfänger 21 und den DME-Empfänger 22 ein, wie es weiter oben an Hand der Fig. 9 beschrieben wurde. Der VOR-Empfänger 21 liefert das Signal Ω, während der DME-Empfänger 22 das Signal R liefert, wobei diese Signale die Peilung bzw. die Entfernung des Luftfahrzeuges bezüglich der VORTAC-Station darstellen, auf die die Empfänger 21 und 22 automatisch durch das Flugplan-Programm abgestimmt werden.

In einer der vorstehend an Hand der Fig. 9 beschriebenen Weise ähnlichen Weise werden die R- und r-Signale von dem Rechner 24 sowie die Ω- und R-Signale von den VOR- und DME-Empfängern 21 und 22 dem Funktionsblock 26 zugeführt, um die Nord- und Ost-Koordinaten NAW bzw. EAW des Luftfahrzeuges bezüglich des Wegpunktes B zu liefern, den das Luftfahrzeug anfliegt. Weiterhin werden wie in Fig. 9 die NAW- und EAW-Signale von dem Funktionsblock 26 sowie die Ψ₁-Signale von dem Rechner 24 dem Funktionsblock 30 zugeführt, der ein Signal liefert, das die Entfernung des Luftfahrzeuges zum angeflogenen Wegpunkt B darstellt. Der Ausgang von dem Funktionsblock 30 und das Signal D _TOTAL von dem Rechner 24 werden einer Summierverbindung 55 zugeführt, um ein D₁-Signal zu liefern, das die Entfernung des Luftfahrzeuges von dem Wegpunkt A darstellt. Dies ist aus der Flugweggeometrie zu erkennen, die in den Fig. 11 und 12 dargestellt ist.

Die Einrichtung nach Fig. 13 schließt eine Eingabeeinrichtung 56 für den barometrischen Druck ein, um die örtliche barometrische Korrektur in das Flächennavigationssystem einzugeben. Die Eingabeeinrichtung 56 für den barometrischen Druck kann ein von Hand einstellbares Potentiometer sein oder die barometrische Korrektur kann in den Rechner 24 über die manuelle Dateneingabeeinrichtung 25 in den Rechner 24 eingegeben werden. Die barometrische Korrektur von der Einrichtung 56 und das H _TRANS -Signal von dem Rechner 24 werden einer Summierverbindung 57 zugeführt, die ein H′ _TRANS -Signal liefert, das die Druckhöhe der Übergangshöhe (Fig. 11 und 12) darstellt, die äquivalent zu dem H _TRANS -Wert in der barometrischen Höhenangabe ist. Im allgemeinen ist der Zahlenwert von H _TRANS nicht gleich dem von H′ _TRANS , es sei denn, daß der örtliche barometrische Druck (QNH) dem Standarddruck von 1013,2 mb entspricht. Es ist verständlich, daß dann, wenn die Bauteile 56 und 57 nicht verwendet werden, und die barometrische Korrektur in den Rechner 24 über die Eingabeeinrichtung 25 eingegeben wird, der Rechner 24 den Wert von H′ _TRANS unter Verwendung üblicher Flugdatengleichungen berechnet, die die Höhenkorrektur auf die barometrische Einstellung beziehen.

Das H _A -Signal, das H _B -Signal und das D _TOTAL -Signal werden einem Funktionsblock 60 zugeführt, um ein α A-Signal zu erzeugen, das den Flugwegwinkel a _A nach Fig. 11 entsprechend einer Funktion F₇ wie folgt darstellt:

Wie weiter oben erläutert wurde, weisen H _B und H′ _B sowie H _A und H′ _A zahlenmäßig gleiche Werte auf. Die nicht mit einem Strich versehenen Größen stellen Wegpunkt-Höhen oberhalb der Übergangshöhe dar, die als Druckhöhe oder Flugfläche ausgedrückt sind. Die mit einem Strich bezeichneten Größen stellen Wegpunkt-Höhen unterhalb der Übergangshöhe dar, die als barometrisch korrigierte Höhe ausgedrückt sind.

Das α _A -Signal von dem Funktionsblock 60 sowie die H _TRANS - und H _A -Signale von dem Rechner 24 werden einem Funktionsblock 61 zugeführt, um ein D _A -Signal zu erzeugen, das die Entfernung Luftfahrzeug D _A gemäß Fig. 11 entsprechend einer Funktion F₈ in der folgenden Weise darstellt:

Das D _A -Signal von dem Funktionsblock 61, das H _TRANS -Signal von der Summierverbindung 57 sowie die Signale H _B und D _TOTAL von dem Rechner 24 werden einem Funktionsblock 62 zugeführt, um ein α _B -Signal zu erzeugen, das den Flugwegwinkel α _B nach Fig. 11 entsprechend einer Funktion F₉ in der folgenden Weise darstellt:

Die Signale H _A , H _B und D _TOTAL von dem Rechner 24 werden einem Funktionsblock 63 zugeführt, um ein α _B -Signal zu erzeugen, das den Flugwegwinkel α _B nach Fig. 12 entsprechend einer Funktion F ₁₀ in der folgenden Weise darstellt:

Das α _B -Signal von dem Funktionsblock 63 sowie die Signale H _A und H _TRANS von dem Rechner 24 werden einem Funktionsblock 64 zugeführt, um ein D _A -Signal zu erzeugen, das die Entfernung D0152 00070 552 001000280000000200012000285915004100040 0002002633202 00004 50033A< _A gemäß Fig. 12 entsprechend der folgenden Funktion F₁₁ darstellt: Das Signal D _A von dem Funktionsblock 64, das Signal H′ _TRANS von der Summierverbindung 57 und das H _A -Signal von dem Rechner 24 werden einem Funktionsblock 65 zugeführt, um ein α _A -Signal zu erzeugen, das den Flugwegwinkel α _A gemäß Fig. 12 entsprechend der folgenden Funktion F₁₂ darstellt: Das Wegpunkt-Höhensignal H _A und das Übergangshöhensignal H _TRANS von dem Rechner 24 werden einer Vergleicherschaltung 66 zugeführt, in der übliche Vergleicherschaltungen ein Ausgangssignal liefern, wenn der Zahlenwert von H _A in Fuß kleiner als die Höhe in Fuß von H _TRANS ist, d. h. wenn die Höhe des Wegpunktes A unterhalb der Übergangshöhe liegt. Die Signale H _A und H _TRANS von dem Rechner 24 werden weiterhin als Eingänge einer Vergleicherschaltung 67 zugeführt, in der übliche Schaltungen einen Ausgang liefern, wenn die Höhe des Wegpunktes A oberhalb der Übergangshöhe liegt. In gleicher Weise wird das Signal H _B und das Signal H _TRANS von dem Rechner 24 einer Vergleicherschaltung 70 zugeführt, in der übliche Schaltungen einen Ausgang liefern, wenn die Höhe des Wegpunktes B oberhalb der Übergangshöhe liegt. Es ist verständlich, daß jeder Ausgang der Vergleicherschaltungen 66, 67 und 70 ein binär bewertetes Signal entsprechend der Tatsache ist, ob der zugehörige Vergleich erfüllt ist oder nicht. Es ist weiterhin bezüglich der Vergleicherschaltungen 66 und 67 verständlich, daß dann, wenn eine der Schaltungen eine binäre Eins liefert, die andere Schaltung eine binäre Null liefern muß, weil sich die durch diese beiden Schaltungen durchgeführten Vergleiche gegenseitig ausschließen. Die Ausgänge von den Vergleicherschaltungen 66, 67 und 70 sowie die D _A -Signale von den Funktionsblöcken 61 und 64 werden einer Auswahllogik 71 zugeführt. Die Auswahllogik 71 umfaßt übliche Schaltungen zur Auswahl des D _A -Signals von entweder dem Block 61 oder dem Block 64 und zur Zuführung des ausgewählten Signals an den Ausgang entsprechend den Binärzuständen der Vergleicherschaltungen 66, 67 und 70. Wenn H′ _B größer als H _TRANS ist und wenn H′ _A kleiner als H _TRANS ist, so wird das D _A -Signal von dem Funktionsblock 61 dem Ausgang der Auswahllogik 71 zugeführt. Dies sind die Bedingungen, wie sie in Fig. 11 dargestellt sind, und es ist daher zu erkennen, daß das Luftfahrzeug einen Steigflug von dem Wegpunkt A zum Wegpunkt B durch die Übergangshöhe hindurch ausführt. Daher wird der Wert von D _A , wie er in Fig. 11 dargestellt ist, und von dem Funktionsblock 61 geliefert wird, verwendet. Wenn H′ _B nicht größer als H _TRANS ist und H′ _A größer als H _TRANS ist, so wird das D _A -Signal von dem Funktionsblock 64 ausgewählt und zum Ausgang der Auswahllogik 71 geführt. Dies sind die in Fig. 12 dargestellten Bedingungen, und es ist daher zu erkennen, daß das Luftfahrzeug einen Sinkflug vom Wegpunkt A zum Wegpunkt B durch die Übergangshöhe hindurch ausführt. Daher wird der Wert von D _A , wie er in Fig. 12 dargestellt ist, und wie er von dem Funktionsblock 64 geliefert wird, verwendet. Das ausgewählte D _A -Signal von der Auswahllogik 71 und das D₁-Signal von der Summierverbindung 55 werden einer Vergleicherschaltung 72 zugeführt, die ein binäres Ausgangssignal in Abhängigkeit davon erzeugt, ob D₁ größer oder gleich D _A ist. Die binären Ausgangssignale von den Vergleicherschaltungen 66, 67, 70 und 72 werden als Auswahleingänge einer Auswahlmatrix 73 zugeführt. Die α _A -Signale von den Funktionsblöcken 60 und 65 sowie die α _B -Signale von den Funktionsblöcken 62 und 63 werden als Eingänge der Auswahlmatrix 73 zugeführt. Ein Signal, das den normalen Vertikalwinkel darstellt, der verwendet wird, wenn das Luftfahrzeug keinen Steigflug oder Sinkflug durch die Übergangshöhe ausführt, wird der Auswahlmatrix 73 über eine Leitung 74 zugeführt. Die Auswahlmatrix 73 verbindet selektiv einen der Eingänge von den Elementen 60, 62, 65 und 74 entsprechend den binären Zuständen der Vergleicherschaltungen 66, 67, 70 und 72. Wie es in Fig. 11 zu erkennen ist, ist, wenn das Luftfahrzeug einen Steigflug durch die Übergangshöhe von dem Wegpunkt A zum Wegpunkt B ausführt, H′ _B größer als H _TRANS , und H′ _A ist kleiner als H _TRANS . Daher wird der D _A -Wert von dem Funktionsblock 61 der Vergleicherschaltung 72 über die Auswahllogik 71 zugeführt. Wenn die Entfernung D₁ des Luftfahrzeuges von dem Wegpunkt A nicht größer oder gleich D _A ist und wenn die Vergleiche zwischen H′ _A und H′ _B bezüglich H _TRANS das gleiche Ergebnis ergeben, wie es bezüglich der Steigflugsituation nach Fig. 11 erläutert wurde, so verbindet die Auswahlmatrix 73 das a _A -Signal von dem Funktionsblock 60 mit dem Ausgang 46, wo es für die Berechnung der Flugwegabweichung und der Steuersignale verwendet wird, wie dies weiter oben erläutert wurde. Weil der Funktionsblock 60 zur Berechnung des Wertes von α _A verwendet wird, wie dies in Fig. 11 dargestellt ist, hat dieser Winkel unter den ausgegebenen Bedingungen eine Steuerwirkung. Wenn jedoch D₁ größer als oder gleich D _A während der Steigflugsituation gemäß Fig. 11 ist, so verbindet die Auswahlmatrix 73 das α _B -Signal von dem Funktionsblock 62 mit dem Ausgang 46, so daß der a _B -Flugwegwinkel gemäß Fig. 11 seine Steuerwirkung auf den Flugweg ausüben kann. Unter den Bedingungen nach Fig. 12 bei einem Sinkflug des Luftfahrzeuges durch die Übergangshöhe ist H′ _B nicht größer als H _TRANS und H′ _A ist größer als H _TRANS . Unter diesen Bedingungen wird, wenn die Entfernung D₁ von dem Wegpunkt A nicht größer oder gleich D _A ist, das α _A -Signal von dem Funktionsblock 65 mit dem Ausgang 46 der Auswahlmatrix 73 verbunden. Wenn jedoch D₁ größer oder gleich D _A ist, so wird das α _B -Signal von dem Funktionsblock 63 mit dem Ausgang 46 der Auswahlmatrix 73 verbunden, und zwar entsprechend den Bedingungen, wie sie in Fig. 12 dargestellt sind. Wenn jedoch H′ _B größer als H′ _TRANS ist und H′ _A nicht kleiner als H _TRANS ist, so fliegt das Luftfahrzeug zwischen zwei Wegpunkten oberhalb der Übergangshöhe und daher wird das normale Vertikalwinkelsignal an der Leitung 74 mit dem Ausgang 46 der Auswahlmatrix 73 verbunden. Umgekehrt wird, wenn H′ _B nicht größer als H _TRANS ist und H′ _A ebenfalls nicht größer als H _TRANS ist, das Luftfahrzeug auf einem Flug zwischen zwei Wegpunkten unterhalb der Übergangshöhe geflogen, und es wird wiederum das normale Vertikalwinkelsignal an der Leitung 74 mit dem Ausgang 46 der Auswahlmatrix 73 verbunden. In einer der vorstehend an Hand der Fig. 9 beschriebenen Weise ähnlichen Weise ist der Ausgang 46 mit dem Flugweg- und Steuersignalrechner 75 verbunden, dessen Ausgang R _c dem automatischen Flugsteuersystem 47 zugeführt wird, um automatisch das Luftfahrzeug entsprechend der ausgewählten Signale α _A und a _B über die Nick-Steuerflächen 50 zu steuern. Der Ausgang R _c wird weiterhin dem Flugkommandogerät 51 zugeführt, das den Vertikalsteuerungszeiger 52 des Flugkommandoanzeigers steuert. Die tatsächliche Abweichung des Luftfahrzeuges von dem durch α _A oder a _B definierten Flugweg kann weiterhin dem Gleitpfadanzeiger 54 des Horizontalsituationsanzeigers HSI oder des ADI zugeführt werden, um dem Pilot eine Anzeige von Abweichungen des Luftfahrzeuges über oder unter dem ausgewählten Flugweg zu liefern, der in den Fig. 11 und 12 dargestellt ist und durch die Flugwegwinkel α _A und a _B definiert ist. Die Einrichtung nach Fig. 13 berechnet daher die Flugwegwinkel α _A oder a _B , die einen gleichförmigen sanften Flug durch die barometrische Übergangshöhe H _TRANS ermöglichen. Große Düsentransportflugzeuge führen typischerweise einen Sinkflug von der Reiseflughöhe mit einer festgelegten Machzahl oder einer festgelegten angezeigten Fluggeschwindigkeit aus. Luftverkehrsvorschriften bestimmen, daß die Reisefluggeschwindigkeit so weit verringert werden muß, daß ein maximaler Wert V _MAX nicht überschritten wird, wenn das Luftfahrzeug eine Übergangshöhe H _TRANS erreicht. Beispielsweise ist im Luftraum oberhalb der Vereinigten Staaten diese Übergangshöhe eine Höhe von 10 000 Fuß und die maximale Geschwindigkeit V _MAX ist eine angezeigte Fluggeschwindigkeit von 250 Knoten. Moderne Düsentransportflugzeuge können nicht immer die erforderliche Geschwindigkeitsverringerung durch einfaches Verringern des Schubes erzielen. Allgemein ist ein minimaler Schub erforderlich, um den Kabinendruck aufrechtzuerhalten. Allgemein beginnt die Verringerung der Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges bei 14 000 Fuß, um die angezeigte Fluggeschwindigkeit von 250 Knoten in einer Höhe bei 10 000 Fuß erreichen, wie dies erforderlich ist. Die Höhe von 14 000 Fuß wird deshalb ausgewählt, weil dies die höchste Höhe ist, bei der Leerlaufleistung ohne Verlust des Kabinendruckes verwendet werden kann. Weil ein minimaler Schub erforderlich ist, um den Kabinendruck aufrechzuerhalten, verringerte der Pilot bei bekannten Systemen üblicherweise die Sinkgeschwindigkeit, bis die Geschwindigkeit ausreichend verringert worden war. In Fig. 14 ist ein vertikales Flugwegdiagramm für einen üblichen Flugweg dargestellt, der bei der Verringerung der Flugweggeschwindigkeit während eines Sinkfluges verwendet wird, und es ist zu erkennen, wie das vorstehend beschriebene bekannte Manöver die vertikalen Betriebseigenschaften beeinflußt. Das von einem Wegpunkt A mit der Höhe H _A zu einem Wegpunkt B mit einer Höhe H _B unter einem konstanten Flugwegwinkel einen Sinkflug ausführende Flugzeug fliegt von einem Punkt zum anderen entlang eines geradlinigen vertikalen Flugweges und verringert die Sinkgeschwindigkeit bei 14 000 Fuß durch ein nach oben gerichtetes Nickbewegungsmanöver derart, daß in einer Höhe von 10 000 Fuß die angezeigte Fluggeschwindigkeit ausreichend verringert worden ist. Es ist aus Fig. 14 zu erkennen, daß während der Zeit, während der das Luftfahrzeug die Fluggeschwindigkeit auf die vorgeschriebene angezeigte Fluggeschwindigkeit verringert, ein erheblicher Höhenfehler entsteht, den das Luftfahrzeug gegebenenfalls nicht bis zu dem Zeitpunkt auf Null verringern kann, zu dem der Wegpunkt B erreicht ist. Wie es weiter oben erwähnt wurde, muß der Pilot in diesem Fall das automatische Flugsteuersystem von dem Flächennavigationssystem trennen, um dieses Manöver durchzuführen. In Fig. 15 ist die vertikale Geometrie zur Durchführung der Geschwindigkeitsverringerung durch eine Ausführungsform des Flächennavigationssystems dargestellt. Eine Übergangszone mit der Länge D _TRANS ist zwischen einer ausgewählten Höhe H _DECEL (typischerweise der 14 000 Fuß-Höhe, wie sie vorstehend beschrieben wurde) und der Übergangshöhe H _TRANS (typischerweise die 10 000 Fuß-Höhe, wie sie vorgeschrieben ist) vorgesehen, in der ein Befehlssignal für einen flachen Winkel α _T vorgesehen ist, damit das Luftfahrzeug seine Fluggeschwindigkeit von der derzeitigen Fluggeschwindigkeit V _AC auf die gewünschte Geschwindigkeit V _MAX verringern kann. Die Ausführungsform des Flächennavigationssystems berechnet den vertikalen Sinkflugwinkel α _B , der es ermöglicht, daß die Verringerung der Fluggeschwindigkeit unter dem flacheren Übergangswinkel α _T vor dem Erreichen der Übergangshöhe H _TRANS durchgeführt wird. Nach der Verringerung der Fluggeschwindigkeit in der Übergangszone wird der Sinkflugwegwinkel α _B erneut wieder aufgenommen, so daß das Luftfahrzeug den Wegpunkt B in der Höhe H _B überquert. Um die erforderlichen Vertikalwinkel zu berechnen, berechnet das Flächennavigationssystem zuerst die Entfernung D _TRANS , die für den Übergang erforderlich ist, in der folgenden Weise: worin t die Zeit ist, die benötigt wird, um die Fluggeschwindigkeit von V _AC auf V _MAX zu verringern, während a die gewünschte Rate der Verringerung der Fluggeschwindigkeit im Übergangsbereich ist. Typische Düsentransportflugzeuge führen eine Verringerung der Fluggeschwindigkeit mit 2 ft/sec² durch. Wenn daher V _AC und V _MAX in Fuß pro Sekunde angegeben sind, ergibt sich aus der vorstehenden Gleichung: Die Übergangsentfernung ergibt sich dann aus: Die Gleichung kann für die typische Rate von 2 ft/sec² der Verringerung der Fluggeschwindigkeit wie folgt vereinfacht werden: Die Vertikalwinkel für den Sinkflug werden dann wie folgt berechnet: Die Entfernung D _A gemäß Fig. 15 wird wie folgt berechnet: In Fig. 16, in der gleiche Bezugsziffern gleich Bauteile wie in Fig. 9 und 13 bezeichnen, ist ein schematisches Blockschaltbild gezeigt, das eine Einrichtung zur Durchführung der vertikalen Flugwegsteuerung gemäß Fig. 15 bei einem Sinkflug von dem Wegpunkt A zum Wegpunkt B zeigt, wobei die Geschwindigkeitsverringerungs-Übergangshöhe durchquert wird. Die Einrichtung nach Fig. 16 schließt eine Vielzahl von Funktionsblöcken ein, die in einer Weise gerätemäßig ausgeführt werden können, die der an Hand der Fig. 9 und 13 beschriebenen ähnlich ist. Die Einrichtung nach Fig. 16 schließt ein Flugdatensystem 20 ein, das das die angezeigte Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges darstellende V _AC -Signal sowie die H _AC - und _AC -Signale liefert, wie dies weiter oben an Hand der Fig. 9 beschrieben wurde. Die Einrichtung nach Fig. 16 schließt weiterhin den Rechner sowie die manuelle Dateneingabeeinrichtung 25 für den Pioten ein, wie sie weiter oben an Hand der Fig. 9 und 13 beschrieben wurden. Der Rechner 24 liefert eine Vielzahl von Signalen, die vorher gespeicherte Daten zur Durchführung des Flugweges nach Fig. 15 darstellen, und diese Daten können von dem Piloten über die manuelle Dateneingabeeinrichtung 25 geändert werden. Der Rechner 24 liefert ein Signal V _MAX , das die maximale Fluggeschwindigkeit unter der Geschwindigkeitsverringerungs-Übergangshöhe darstellt. Im Luftraum über den Vereinigten Staaten ist die vorgeschriebene Geschwindigkeit für V _MAX gleich 250 Knoten (angezeigte Fluggeschwindigkeit). Der Rechner 24 liefert weiterhin ein Signal H _TRANS , das die in Fig. 15 dargestellte Übergangshöhe darstellt. Wie es beschrieben wurde, hat diese Größe normalerweise den konstanten Wert von 10 000 Fuß. Der Rechner 24 liefert weiterhin einen Luftfahrzeug-Betriebseigenschaftsparameter H _DECEL , der die Höhe darstellt, die typischerweise verwendet wird, um die Verringerung der Fluggeschwindigkeit zu beginnen. Wie es weiter oben erläutert wurde, wird diese Höhe typischerweise als Größe von 14 000 Fuß ausgewählt. Der Rechner 24 liefert weiterhin Wegpunkt-Parametersignale D _TOTAL , H _B und H _A , die die vorher gespeicherte Entfernung zwischen den Wegpunkten A und B, die Höhe des Wegpunktes B bzw. die Höhe des Wegpunktes A darstellen, wie dies in Fig. 15 dargestellt ist. Wie es weiter oben an Hand der Fig. 13 beschrieben wurde, werden die Signale D _TOTAL , H _B und H _A von dem Rechner 24 geliefert und sie werden zusätzlich in der Einrichtung nach Fig. 16 verwendet. In einer Weise, die der vorstehend an Hand der Fig. 13 beschriebenen ähnlich ist, liefert der Rechner 24 die Signale Ψ₁, R und r, die den Anflugskurs zum Wegpunkt, die Peilung des Wegpunktes bezüglich der zugehörigen VORTAC-Station bzw. die Entfernung des Wegpunktes bezüglich der zugehörigen VORTAC-Station darstellen. Es ist zu erkennen, daß bei dem Flugweg nach Fig. 15 die Größen Ψ₁, R und r bezüglich des Wegpunktes B geliefert werden, d. h. bezüglich des Wegpunktes, den das Luftfahrzeug auf einem Anflugskurs anfliegt. Der Rechner 24 liefert weiterhin das Y _B -Signal, wie es weiter oben erläutert wurde. Die Einrichtung nach Fig. 16 schließt zusätzlich den VOR-Empfänger 21 und den DME-Empfänger 22 ein, wie es weiter oben an Hand der Fig. 9 und 13 beschrieben wurde. Der VOR-Empfänger 21 liefert das Signal Ω, während der DME-Empfänger 22 das Signal R liefert, wobei diese Signale die Peilung bzw. die Entfernung des Luftfahrzeuges bezüglich der VORTAC-Station darstellen, auf die die Empfänger 21 und 22 abgestimmt sind. In einer Weise, die der vorstehend an Hand der Fig. 13 beschriebenen ähnlich ist, werden die Signale R und r von dem Rechner 24 sowie die Signale Ω und R von den VOR- bzw. DME-Empfänger 21 bzw. 22 dem Funktionsblock 26 zugeführt, um die Nord- und Ost-Koordinaten NAW bzw. EAW des Luftfahrzeuges bezüglich des Wegpunktes B zu liefern, den das Luftfahrzeug anfliegt. In einer Weise, die der an Hand von Fig. 13 beschriebenen ebenfalls ähnlich ist, werden die NAW- und EAW-Signale von dem Funktionsblock 26 sowie das Signal Ψ₁ von dem Rechner 24 dem Funktionsblock 30 zugeführt, der das Signal liefert, das die Entfernung des Luftfahrzeuges vom angeflogenen Wegpunkt B darstellt. Wie es ebenfalls an Hand der Fig. 13 gezeigt und beschrieben wurde, werden der Ausgang von dem Funktionsblock 30 und das Signal D _TOTAL von dem Rechner 24 der Summierverbindung 55 zugeführt, um das D₁-Signal zu liefern, das die Entfernung des Luftfahrzeuges vom Wegpunkt A darstellt. Das Signal V _AC von dem Flugdatensystem 20 und das Signal V _MAX von dem Rechner 24 werden einem Funktionsblock 80 zugeführt, um ein D _TRANS -Signal zu erzeugen, das die in Fig. 15 gezeigte Übergangsentfernung entsprechend der folgenden Funktion F₁₃ darstellt: Das Signal D _TRANS von dem Funktionsblock 80 sowie die Signale H _TRANS und H _DECEL von dem Rechner 24 werden einem Funktionsblock 81 zugeführt, um ein α _T -Signal zu erzeugen, das den Übergangszonen-Flugwegwinkel a _T gemäß Fig. 15 entsprechend der folgenden Funktion F₁₄ darstellt: Das Signal D _TRANS von dem Funktionsblock 80 sowie die Signale H _TRANS , H _DECEL , D _TOTAL , H _B und H _A von dem Rechner 24 werden einem Funktionsblock 82 zugeführt, um ein α _B -Signal, das den Flugwegwinkel α _B nach Fig. 15 darstellt, entsprechend einer Funktion F₁₅ zu erzeugen: Das α _B -Signal von dem Funktionblock 82 sowie die Signale H _DECEL und H _A von dem Rechner 24 werden einem Funktionsblock 83 zugeführt, um ein D _A -Signal, das die Entfernung D _A gemäß Fig. 15 darstellt, entsprechend der folgenden Funktion F₁₆ zu erzeugen: Das D₁-Signal, das die Entfernung des Luftfahrzeuges von dem Wegpunkt A darstellt und das von der Summierverbindung 55 geliefert wird, sowie das Signal D _A von dem Funktionsblock 83 werden einer Vergleicherschaltung 84 zugeführt, in der übliche Vergleicherschaltungen einen Ausgang erzeugen, wenn D₁ kleiner als D _A ist. Das Signal D _TRANS von dem Funktionsblock 80 und das Signal D _A von dem Funktionsblock 83 werden als Eingänge einer Summierverbindung 85 zugeführt, die ein Signal liefert, das die Summe D _A +D _TRANS darstellt. Der Ausgang D₁ der Summierverbindung 55 und der Ausgang D _A +D _TRANS von der Summierverbindung 85 werden einer Vergleicherschaltung 86 zugeführt, in der übliche Schaltungen einen Ausgang liefern, wenn D₁ kleiner als D _A +D _TRANS ist. Es ist zu erkennen, daß jeder der Ausgänge der Vergleicherschaltungen 84 und 86 ein binär bewertetes Signal in Abhängigkeit davon ist, ob der zugehörige Vergleich erfüllt ist oder nicht. Die Ausgänge von den Vergleicherschaltungen 84 und 86 sowie das Signal α _T von dem Funktionsblock 81 und das Signal α _B von dem Funktionsblock 82 werden einer Auswahlmatrix 87 zugeführt. Die Auswahlmatrix 87 umfaßt übliche Schaltungen zur Auswahl entweder des α-Signals von dem Funktionblock 81 oder des α _B -Signals von dem Funktionsblock 82 und zur Zuführung des ausgewählten Signals an den Ausgang 46 entsprechend der Binärzustände der Vergleicherschaltungen 84 und 86. Wenn D₁ kleiner als D _A ist, oder wenn D₁ nicht kleiner als D _A +D _TRANS ist, so wird das α _B -Signal dem Ausgang 46 der Auswahlmatrix 87 zugeführt. Wenn D₁ nicht kleiner als D _A ist, jedoch kleiner als D _A +D _TRANS ist, so wird das Signal α _T dem Ausgang 46 der Auswahlmatrix 87 zugeführt. Aus der Geometrie von Fig. 15 ist zu erkennen, daß entsprechend der vorstehenden Logik die passenden Flugwegwinkel verwendet werden, um die zugehörigen Abschnitte des dargestellten Flugweges zu steuern. Die Flugwegwinkel-Signale α _T und a _B werden von der Auswahlmatrix 87 auf der Grundlage der Entfernung D₁ von dem Wegpunkt A ausgewählt. Alternativ können diese Winkel entsprechend der Luftfahrzeug-Höhe bezüglich der Größen H _TRANS und H _DECEL aus dem Rechner 24 ausgewählt werden. In einem derartigen Ausführungsbeispiel liefert das Flugdatensystem 20 das Signal H _AC , das die Luftfahrzeug-Höhe darstellt. In diesem alternativen Ausführungsbeispiel wird α _B ausgewählt, wenn H _AC kleiner als H _TRANS ist oder wenn H _AC größer als H _DECEL ist. Der Winkel α _T wird ausgewählt, wenn H _TRANS kleiner als H _AC ist und H _AC kleiner als HDE _DECEL ist. In einer Weise, die der vorstehend an Hand der Fig. 9 und 13 beschriebenen ähnlich ist, ist der Ausgang 46 mit dem Flugweg- und Steuersignal-Rechner 76 zur Steuerung des automatischen Flugsteuersystems 47 verbunden, um automatisch den Flugweg des Luftfahrzeuges entsprechend den ausgewählten Flugwegwinkelsignalen α _B und α _T über die Nicksteuerflächen 50 zu steuern. Der Ausgang des Steuersignalrechners 76 wird weiterhin dem Flugkommandogerät 51 zugeführt, das den Vertikalsteuerungszeiger 52 des ADI steuert. Die tatsächliche Abweichung des Luftfahrzeuges von dem α _B und α _T definierten Flugweg kann weiterhin dem Gleipfadanzeiger 54 an dem HSI oder ADI zugeführt werden, um dem Piloten eine Anzeige der Abweichungen des Luftfahrzeuges über oder unter den ausgewählten Flugweg zu geben, wie er in Fig. 15 dargestellt ist und wie er durch die Flugwegwinkel α _B und α _T definiert ist. Die Einrichtung nach Fig. 16 wird zur Steuerung des Luftfahrzeuges entsprechend dem in Fig. 15 dargestellten und berechneten Flugweg verwendet, der durch die Flugwegwinkel α _B und α _T definiert ist. Der Rechner 24 liefert die von den Luftverkehrsbehörden vorgeschriebene Geschwindigkeit V _MAX , während das Flugdatensystem 20 die Geschwindigkeit V _AC liefert, wobei diese Geschwindigkeiten bei der Bestimmung des Ausmaßes der Geschwindigkeitsänderung verwendet werden, die erforderlich ist, um V _MAX zu erreichen. Die Größe D₁ (Entfernung des Luftfahrzeuges von dem Wegpunkt A) wird berechnet, um zu bestimmen, wann die Verringerung der Fluggeschwindigkeit erfolgen sollte. Wenn das Luftfahrzeug die Entfernung D _A von dem Wegpunkt A nach Fig. 15 erreicht, an der die Auswahlmatrix 87 von dem Flugwegwinkel α _B auf den Flugwegwinkel α _T umschaltet, wird das automatische Flugsteuersystem 47 automatisch eine Nickbewegung des Luftfahrzeuges nach oben durchführen oder der Pilot führt manuell ein nach oben gerichtetes Nickmanöver in Abhängigkeit von dem Nick-Befehlsbalken 52 durch; eine Abweichungsüberwachung wird dauernd von dem Gleitpfadanzeiger 54 geliefert. An diesem Punkt betätigt der Pilot die Drosselklappen und verwendet den Fluggeschwindigkeitsanzeiger des Luftfahrzeuges zur Steuerung der Geschwindigkeit in der Übergangszone, um die erforderliche Verringerung der Fluggeschwindigkeit durchzuführen, die für moderne Düsentransportflugzeuge 2 ft/sec² beträgt. Der Pilot steuert die Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges auf diese Weise, während er den Längsneigungs- oder Nick-Befehlsbalken auf dem ADI oder dem Gleitpfadanzeiger zentriert hält, um die α _B - und α _T -Flugwegwinkelbefehle zu erfüllen. Es ist somit zu erkennen, daß das Flächennavigationssystem die Entfernung D _TRANS vorhersagt, die erforderlich ist, um das Luftfahrzeug von seiner Geschwindigkeit auf dem ersten Abschnitt des Flugweges gemäß Fig. 15 auf die Geschwindigkeit V _MAX auf dem letzten Abschnitt des dargestellten Flugweges zu verlangsamen. Das System berechnet dann die Winkel a _B und α _T in der vorstehend beschriebenen Weise, so daß das Luftfahrzeug einen Sinkflug ausführen kann, ohne daß es von dem dargestellten vorgeschriebenen Flugweg abweicht, wobei die Vertikalabweichungsanzeige auf dem Horizontalsituationsanzeiger zentriert bleibt und das automatische Flugsteuersystem mit dem Flächennavigationssystem gekoppelt bleibt. Damit wird die erforderliche Geschwindigkeitsverringerung bei diesem System unter dauernder Führung erzielt. In Fig. 17, in der gleiche Bezugsziffern gleich Bauteile wie in den Fig. 9, 13 und 16 bezeichnen, ist eine abgeänderte Ausführungsform des Flächennavigationssystems dargestellt. Das Flugdatensystem 20, der VOR-Empfänger 21 der DME-Empfänger 22, das Kompaßsystem 23 und die manuelle Eingabeinrichtung 25 des Piloten liefern Eingänge an einen programmierten Allzweck-Digitalrechner 90, wobei die Dateneingänge von den Blöcken 20, 21, 23 und 25 gleich denen sind, wie sie weiter oben an Hand der Fig. 9, 13 und 16 beschrieben wurden. Es ist verständlich, daß (nicht gezeigte) übliche Analog/Digital-Konverter an der Eingangsschnittstelle des Rechners 90 verwendet werden können, wenn dies erforderlich ist. Der Rechner 90 ist so programmiert, daß er das Nick-Steuerbefehlssignal R _c dem Flugsteuersystem 47 zur Steuerung der Nicksteuerflächen 50 sowie dem Flugkommandogerät 51 zur Lieferung des Nickbefehls an den vertikalen Nickbefehls-Steuerbalken 52 des ADI zuführt. Der Digitalrechner 90 ist weiterhin so programmiert, daß er Flugwegabweichungssignale an den Gleitpfadanzeiger 54 des Horizontalsituationsanzeigers oder des ADI sowie Signale an die Warneinrichtung 35 für den Piloten sowie an die Anzeige 37 liefert. Der Rechner 90 führt weiterhin, wenn erforderlich, die vorstehend beschriebene übliche Vertikalsteuerung aus. Die Art und der Zweck der Ausgangssignale von dem Rechner 90 wurden weiter oben an Hand der Fig. 9, 13 und 16 beschrieben. Es ist verständlich, daß die Digitalwerte dieser Ausgangssignale mit Hilfe (nicht dargestellter) üblicher Digital-/Analogeinrichtungen umgewandelt werden, um zugehörige Analogsignale zu liefern, falls dies erforderlich ist. Der Rechner 90 ist in üblicher bekannter Weise so programmiert, daß er die vorstehend beschriebenen NAW- und EAW-Signale aus den VOR- und DME-Daten liefert. Der Rechner 90 ist weiterhin in üblicher Weise so programmiert, daß er das Signal für die Geschwindigkeit V _G über Grund in einer der vorstehend beschriebenen Weise ähnlichen Weise aus den VOR-, DME-Daten und Daten für den Steuerkurs und die wahre Fluggeschwindigkeit liefert. Zusätzlich speichert der Rechner 90 in einer Weise, die der vorstehend an Hand des Rechners 24 nach den Fig. 9, 13 und 16 beschriebenen ähnlich ist, die Daten V _REF , M _REF , M₀, H _FIRM , die Wegpunktdaten H _W , Ψ₁, R, r, Y _B , H _A , H _TRANS , H _B , D _TOTAL sowie die H _DECEL -Daten bezüglich der VORTAC-Stationen und Wegpunkte des Flugplanes. Diese Daten können weiterhin mit Hilfe der manuellen Dateneingabeeinrichtung 25 des Piloten in der vorstehend beschriebenen Weise geändert und ergänzt werden. Die vorstehend beschriebenen Parameter stehen intern zur Verfügung und der Rechner 90 ist so programmiert, daß er die vorstehend beschriebenen Ausgangssignale entsprechend den Programmablaufdiagrammen nach den Fig. 18, 19 und 20 liefert. Es ist für den Fachmann ohne weiteres zu erkennen, daß die Codierung in einer Routine-Weise an Hand der Ablaufdiagramme nach den Fig. 18, 19 und 20 und in irgendeiner geeigneten Programmiersprache erzeugt wird, die dem verwendeten Rechner zugeordnet ist. In Fig. 18 ist das Programmablaufdiagramm für die vorstehend an Hand der Fig. 4 bis 10 erläuterten Berechnungen dargestellt. Die Parameter α₀, α _AC und ₀ werden so berechnet, wie dies in den Blöcken 91, 92 und 93 des Ablaufdiagramms in Fig. 18 gezeigt ist, wobei diese Berechnungen gleich den vorstehend an Hand der Funktionen F₄, F₅ bzw. F₆ beschriebenen sind. Die Entscheidungsblöcke 94 und 95 bestimmen, ob dem angeflogenen Wegpunkt eine Minimal- oder Maximal-Höhenbedingung zugeordnet ist. Entsprechend der in den Blöcken 94 und 95 durchgeführten Entscheidung vergleicht das Programm darauffolgend entweder algebraisch den Luftfahrzeug-Flugwegwinkel α _AC mit dem Grenzflugwegwinkel α₀ in den Blöcken 96 und 97 oder liefert eine übliche Vertikalsteuerung über einen Block 100. Wenn das Luftfahrzeug sich nicht auf einem annehmbaren Flugweg entsprechend der Fig. 4 bis 7 befindet, erhält der Pilot eine geeignete Warnung in irgendeiner zweckmäßigen Form über die Blöcke 101 und 101′, worauf das Programm zu einem Enscheidungsblock 102 läuft. Der Entscheidungsblock 102 bestimmt, ob die Machzahl oder die angezeigte Fluggeschwindigkeit bei der Erzeugung des Nicksteuerbefehls verwendet werden soll, wobei die Blöcke 103 und 104 den Befehl entsprechend der Fluggeschwindigkeit und die Blöcke 105 und 106 den Befehl entsprechend der Machzahl liefern. Der Nickbefehl entweder von dem Block 104 oder 106, der entsprechend der in dem Block 102 durchgeführten Entscheidung ausgewählt wird, wird dem automatischen Flugsteuersystem 47 und dem Flugkommandogerät 51 in der vorstehend beschriebenen Weise zugeführt. Das Programm tritt dann in einen Block 107 ein, in dem das Höhenfehlersignal H _E zur Zuführung an den Gleitpfadanzeiger 54 in der vorstehend beschriebenen Weise erzeugt wird. Nach dem Block 107 führt das Programm eine Ausgabe durch und wird danach dauernd dadurch wiederholt, daß es zum angezeigten Eingabepunkt zurückgeführt wird. In Fig. 19 ist das Programmablaufdiagramm dargestellt, das die Berechnung zeigt, die weiter oben an Hand der Fig. 11, 12 und 13 beschrieben wurden. Die Übergangshöhe H _TRANS , die in barometrisch korrigierten Ausdrücken ausgedrückt ist, wird in einem Block 110 in eine Druckhöhe H _TRANS umgewandelt. Das Programm läuft dann in die Entscheidungsblöcke 111, 112 und 113, in denen Entscheidungen durchgeführt werden, um zu bestimmen, ob erstens die Übergangshöhe durchquert wird und zweitens das Luftfahrzeug einen Steigflug oder Sinkflug durch die Übergangshöhe ausführt. Wenn das Luftfahrzeug einen Steigflug durch die Übergangshöhe ausführt, wird der Programmweg 114 genommen, während dann, wenn das Luftfahrzeug einen Sinkflug durch die Übergangshöhe ausführt, ein Programmweg 115 gewählt wird. Wenn das Luftfahrzeug jedoch bei dem Flug von dem Wegpunkt A zum Wegpunkt B (Fig. 11 und 12) die Übergangshöhe nicht durchquert, so folgt der Programmablauf dem Weg 116 oder 116′. Auf dem Programm 114 werden die Parameter α _A , D _A und α _B berechnet, wie dies in den Blöcken 120, 121, 122 angezeigt ist, und zwar in einer Weise, die der vorstehend an Hand der Funktionen F₇, F₈ und F₉ nach Fig. 13 beschriebenen ähnlich ist. Wenn das Programm den Weg 115 auswählt, werden die Parameter α _B , D _A und α _A in den Blöcken 123, 124 bzw. 125 in einer Weise berechnet, die der vorstehend an Hand der Funktionen F₁₀, F₁₁ bzw. F₁₂ nach Fig. 13 beschriebenen gleich ist. Das Programm läuft von den Wegen 114 und 115 in einen Entscheidungsblock 126 weiter, in dem die Entfernung D₁ des Luftfahrzeuges von dem Wegpunkt A (Fig. 11 und 12) mit dem Parameter D _A verglichen wird, um zu bestimmen, welcher der Flugwegwinkel α _A und α _B zur Lieferung des Vertikalsteuerungssignals verwendet werden soll. Entsprechend der Position D₁ des Luftfahrzeuges tritt das Programm entweder in einen Block 127 oder in einen Block 128 ein, um den berechneten und ausgewählten Flugwegwinkel α _A oder α _B als Flugwegbezugswert für den Vertikalsteuerungssignal R _c an das automatische Flugsteuersystem 47 und das Flugkommandogerät 51 sowie für die Abweichungssignale an den Gleitpfadanzeiger 54 zu liefern, wie es weiter oben beschrieben wurde. Wenn der Weg 116 oder 116′ von dem Programmablauf ausgewählt wird, wird der normale Vertikalwinkel verwendet, weil diese Wege die Berechnungswege 114 und 115 für den Übergang von der Druckhöhe zur barometrischen Höhe überbrücken. Unabhängig davon, welcher der Wege 114, 115, 116 oder 116′ von dem Programm genommen wird, führt der Programmablauf eine Ausgabe in der angedeuteten Weise durch und kehrt darauffolgend zum Eingabepunkt zurück, um das Programm wiederholt neu durchzuführen. In Fig. 20 ist das Programmablaufdiagramm für die Berechnungen dargestellt, die weiter oben an Hand der Fig. 15 und 16 beschrieben wurden. Die Parameter D _TRANS , a _T , α _B und D _A werden in der dargestellten Weise in Blöcken 130, 131, 132 bzw. 133 des Programmablaufdiagramms nach Fig. 20 in einer Weise berechnet, die der vorstehend an Hand der Funktionen F₁₃, F₁₄, F₁₅ bzw. F₁₆ beschriebenen gleich ist. Die Entscheidungsblöcke 134 und 135 bestimmen die Entfernung D₁ des Luftfahrzeuges von dem Wegpunkt A nach Fig. 15 bezüglich des in dieser Figur dargestellten Flugweges. Entsprechend dem Flugwegabschnitt, auf dem sich das Luftfahrzeug bewegt, wird der Vertikalwinkel a _B oder α _T als Flugwegbezugswert für das Vertikalsteuerungssignal R _c ausgewählt, das dem automatischen Flugsteuersystem 47 und dem Flugkommandogerät 51 zugeführt wird und das für die Abweichungssignale für den Gleitpfadanzeiger 54 verwendet wird, um das Luftfahrzeug entsprechend hiermit zu steuern, wie dies in den Blöcken 136, 137 bzw. 138 dargestellt ist. Wenn das Luftfahrzeug den Übergangsabschnitt entsprechend dem Block 137 fliegt, gibt der Pilot die notwendigen Befehle zur Verringerung der Fluggeschwindigkeit zur Erzielung der Geschwindigkeit V _MAX an der Übergangshöhe entsprechend einem Block 141. Die Verringerung der Fluggeschwindigkeit kann manuell durchgeführt werden, wobei der Pilot die Drosselklappen betätigt, um die Fluggeschwindigkeit in geeigneter Weise zu verringern. Die Drosselklappen können weiterhin automatisch bei entsprechend ausgerüsteten Systemen gesteuert werden. Das Programm führt eine Ausgabe aus den Blöcken 136, 138 und 141 an dem Block mit dieser Bezeichnung durch und das Programm kehrt darauffolgend zum Eingabepunkt zurück, um wiederholt das Programm neu durchzuführen. Aus der vorstehenden Beschreibung ist zu erkennen, daß das beschriebene Flächennavigationssystem eine vertikale Navigation ergibt, bei der das Luftfahrzeug so gesteuert wird, daß es die Forderungen der vorstehend beschriebenen speziellen Verfahren erfüllt. Die Minimal- und Maximal-Höhen-Verfahren werden so durchgeführt, daß der Höhenübergang mit einer konstanten, vorher ausgewählten Fluggeschwindigkeit ausgeführt wird. Auf diese Weise kann das Luftfahrzeug mit einer optimalen Rate für die von dem Piloten ausgewählte Leistungseinstellung steigen oder sinken. Die Steuerung erfolgt selektiv an Hand der Machzahl oder der Fluggeschwindigkeit. Übergänge durch die Höhe, an der die Höhenmesser-Bezugseinstellung zwischen der QMH-Einstellung und der Standardeinstellung von 1013,2 mb geändert wird, werden durch die vorstehend beschriebenen Winkelberechnungen durchgeführt, die gleichförmige, glatte Vertikalflugwege ohne große Höhenfehler an der Übergangshöhe ergeben und die Flugwegdiskontinuitäten beseitigen. Wie es weiter oben beschrieben wurde, wird eine Zone zur Verringerung der Fluggeschwindigkeit berechnet, so daß der Vertikalwinkel auf Sinkflugwegen kompensiert wird, damit eine Verringerung der Fluggeschwindigkit auf Nahverkehrsbereichs-Geschwindigkeiten durchgeführt werden kann, ohne daß zusätzliche Wegpunkte erforderlich sind. Auf diese Weise werden optimale Betriebseigenschaften erzielt, während gleichzeitig die Arbeitsbelastung des Piloten unter den Bedingungen der vorstehend beschriebenen Vertikalnavigationsaufgaben verringert wird. Es ergibt sich eine sanfte und gleichförmige Navigation unter den vorstehend beschriebenen Bedingungen, ohne daß es erforderlich ist, das automatische Flugsteuersystem von dem Flächennavigationssystem zu trennen. Die vorstehend beschriebenen Techniken stehen in Übereinstimmung mit den Verfahren, die der Pilot verwendet, wenn er das Luftfahrzeug manuell fliegt.

Claims (27)

1. Flächennavigationssystem für Luftfahrzeuge, mit einer Vertikalsteuereinrichtung zur Steuerung des Flugweges zu einem Wegpunkt, dem eine Minimal- oder Maximal-Flughöhenbedingung zugeordnet ist, mit einer Einrichtung zur Lieferung eines Wegpunkt-Datensignals, das angibt, ob dem Wegpunkt eine Minimal- oder Maximal-Flughöhenbedingung zugeordnet ist, und mit einem Vertikalsteuersignalgenerator zur Erzeugung eines Vertikalsteuersignals, das einer Nickachsen-Steuereinrichtung zugeführt wird, dadurch gekennzeichnet, daß der Vertikalsteuersignalgenerator (20, 24, 40 bis 44, 46, 48; 75; 76) das Vertikalsteuersignal in Abhängigkeit von der Differenz zwischen der Ist-Fluggeschwindigkeit und einer Soll-Fluggeschwindigkeit erzeugt, daß die Nickachsen-Steuereinrichtung (47, 50, 51, 54) auf das Vertikalsteuersignal derart anspricht, daß die Differenz zu Null verringert wird, daß eine erste Rechnereinrichtung (31) zur Lieferung eines Grenzparametersignals vorhanden ist, das dem Wert des vertikalen Flugwegwinkels auf einem Grenzflugweg entspricht, der durch eine gerade Linie von der momentanen Position des Luftfahrzeuges zu dem Wegpunkt in dessen Höhe dargestellt ist, daß eine zweite Rechnereinrichtung (32) zur Lieferung eines Luftfahrzeugparametersignals vorhanden ist, das den momentanen Ist-Wert des Luftfahrzeugparameters darstellt, der dem vertikalen Ist-Flugwegwinkel entspricht, und daß eine Vergleichereinrichtung (34) das Grenzparametersignal mit dem Luftfahrzeugparametersignal unter Berücksichtigung des Wegpunkt-Datensignals vergleicht und ein Warnsignal an den Piloten liefert, wenn der Ist-Wert des Luftfahrzeugparameters die Flughöhenbedingung des Wegpunktes verletzt.

2. Flächennavigationssystem nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch Höhenfehler-Rechnereinrichtung (53) zur Erzeugung eines Höhenfehlersignals, das die Differenz zwischen der festgelegten Höhe (H _FIRM ) eines darauffolgenden Wegpunktes des Flugplanes des Luftfahrzeuges und der Höhe des Luftfahrzeuges (H _AC ) darstellt und das einer Vertikalabweichungs-Anzeigeeinrichtung (54) zugeführt wird, die einen Teil der Nickachsen-Steuereinrichtung bildet.

3. Flächennavigationssystem nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Vertikalsteuersignalgenerator eine Einrichtung (20, V _AV ) zur Lieferung eines die Ist-Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges darstellenden Signals, eine Einrichtung (20, M _AC ) zur Lieferung eines die Ist-Machzahl des Luftfahrzeuges darstellenden Machzahlsignals, eine Einrichtung (24, V _REF ) zur Lieferung eines die Soll-Fluggeschwindigkeit darstellenden Signals, eine Einrichtung (24, M _REF ) zur Lieferung eines die Soll-Machzahl darstellenden Machzahlsignals, eine Einrichtung (24, M₀) zur Lieferung eines eine vorgegebene konstante Machzahl darstellenden Machzahlsignals, ein erstes Summierglied (40), das auf die Ist- und Soll-Fluggeschwindigkeitssignale anspricht und ein Fluggeschwindigkeits-Differenzsignal liefert, ein zweites Summierglied (41), das auf die Ist- und Soll-Machzahlsignale anspricht und ein Machzahl-Differenzsignal liefert, einen Vergleicher (45), der auf die Ist- und Konstant-Machzahlsignale anspricht und ein Vergleicher-Ausgangssignal liefert, wenn das Ist-Machzahlsignal das Konstant-Machzahlsignal überschreitet, und eine Auswahleinrichtung (44) einschließt, die auf das Fluggeschwindigkeits-Differenzsignal, das Machzahl-Differenzsignal und das Vergleicher-Ausgangssignal anspricht und das Machzahl-Differenzsignal als Vertikalsteuersignal liefert, wenn das Ist-Machzahlsignal das Konstant-Machzahlsignal überschreitet, und die das Fluggeschwindigkeits-Differenzsignal als Vertikalsteuersignal liefert, wenn das Ist-Machzahlsignal das Konstant-Machzahlsignal nicht überschreitet.

4. Flächennavigationssystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Nickachsen-Steuereinrichtung ein automatisches Flugsteuersystem (47, 50) einschließt.

5. Flächennavigationssystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Nickachsen-Steuereinrichtung weiterhin ein Flugkommandosystem (51, 54) mit einem auf das Vertikalsteuersignal ansprechenden Fluglagenkommandoanzeiger (54) mit einer Vertikalsteuermarke (5) einschließt.

6. Flächennavigationssystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch eine Einrichtung (24, H _W ) zur Lieferung eines die Höhe des Wegpunktes darstellenden Wegpunkt-Höhensignals (H _W ), eine Einrichtung (20, H _Ac ) zur Lieferung eines die Ist-Höhe des Luftfahrzeug darstellenden Luftfahrzeug-Höhensignals (H _AC ), eine Einrichtung (27) zur Lieferung eines die Geschwindigkeit über Grund darstellenden Signals (V _G ) und eine Einrichtung (20, _AC ) zur Lieferung eines Höhenänderungsgeschwindigkeitssignals ( _AV ), das die Höhenänderungsgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges darstellt.

7. Flächennavigationssystem nach Anspruch 6, gekennzeichnet durch Entfernungs-Recheneinrichtungen (30) zur Lieferung eines Entfernungssignals (D), das die Entfernung des Luftfahrzeuges von dem Wegpunkt darstellt.

8. Flächennavigationssystem nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die erste Rechner-Einrichtung (31) den vertikalen Flugwegwinkel α₀ auf dem Grenzflugweg als Funktion des Wegpunkt-Höhensignals H _W , des Luftfahrzeug-Höhensignals H _AC und des Entfernungssignals D gemäß der Gleichung berechnet.

9. Flächennavigationssystem nach einem der Ansprüche 7 oder 8, dadurch gekennzeichnet, daß die zweite Rechnereinrichtung (32) das Ist-Flugwegwinkelsignal α _AC als Funktion des Höhenänderungsgeschwindigkeitssignals _AC und des Signals V _G für die Geschwindigkeit über Grund gemäß der Gleichung berechnet.

10. Flächennavigationssystem nach Anspruch 1 zur Steuerung des Vertikalflugweges des Luftfahrzeuges beim Steig- bzw. Sinkflug von einem ersten Wegpunkt zu einem zweiten Wegpunkt durch eine Übergangshöhe hindurch, wobei die Höhe des Wegpunktes oberhalb der Übergangshöhe als Druckhöhe angegeben ist, während die Höhe des Wegpunktes unterhalb der Übergangshöhe als barometrisch korrigierte Höhe angegeben ist und an der Übergangshöhe die Luftfahrzeug-Höhenmessereinstellung von der barometrisch korrigierten Höhe auf die Druckhöhe beim Steigflug bzw. von der Druckhöhe auf die barometrisch korrigierte Höhe beim Sinkflug geändert wird, dadurch gekennzeichnet, daß die erste Rechnereinrichtung einen ersten Flugwegwinkel-Rechner (60, 63) zur Lieferung eines ersten Flugwegwinkelsignals, das einen ersten Flugwegwinkel (α _A bzw. α _B ) für einen ersten geradlinigen Flugweg von dem ersten zum zweiten Wegpunkt an den hierfür angegebenen Höhen darstellt, einen zweiten Flugwegwinkel-Rechner (62, 65) zur Lieferung eines zweiten Flugwegwinkelsignals, das einen zweiten Flugwegwinkel α _B bzw. α _A für einen zweiten geradlinigen Flugweg von dem Schnittpunkt des ersten Flugwegs mit der Übergangshöhe H _TRANS zur zweiten Wegpunkthöhe mit der zugehörigen Höhenangabe für den Steigflug bzw. zu der ersten Wegpunkthöhe mit der zugehörigen Höhenangabe für einen Sinkflug darstellt, und Auswahleinrichtungen (30, 55, 61, 64, 72, 73) einschließt, die auf die ersten und zweiten Flugwegwinkelsignale ansprechen und das erste Flugwegwinkelsignal ( α _A bzw. a _B ) auswählen, wenn sich das Luftfahrzeug unterhalb der Übergangshöhe befindet, während sie das zweite Flugwegwinkelsignal ( α _B bzw. α _A ) auswählen, wenn sich das Luftfahrzeug oberhalb der Übergangshöhe befindet, und daß der Vertikalsteuergenerator (75) auf das ausgewählte Flugwegwinkelsignal anspricht und ein Vertikalsteuersignal entsprechend Abweichungen von dem geradlinigen Flugweg liefert, der durch das ausgewählte Flugwegwinkelsignal definiert ist.

11. Flächennavigationssystem nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Auswahleinrichtungen einen ersten Entfernungsrechner (61 bzw. 64) zur Lieferung eines ersten Entfernungssignals, das die laterale Entfernung zwischen dem ersten Wegpunkt und dem Schnittpunkt des ersten Flugweges mit der Übergangshöhe darstellt, einen zweiten Entfernungsrechner (30, 55) zur Lieferung eines zweiten Entfernungssignals, das die laterale Entfernung des Luftfahrzeuges von dem ersten Wegpunkt darstellt, einen Vergleicher (72), der auf die ersten und zweiten Entfernungssignale anspricht und ein Vergleichersignal liefert, wenn das zweite Entfernungssignal kleiner als das erste Entfernungssignal ist, und eine Auswahlschaltung (73) einschließen, die auf die ersten und zweiten Flugwegwinkelsignale und das Vergleichersignal anspricht und für einen Steigflug bzw. einen Sinkflug das erste bzw. das zweite Flugwegwinkelsignal an den Vertikalsteuersignalgenerator liefert, wenn das zweite Entfernungssignal kleiner als das erste Entfernungssignal ist, während sie das zweite bzw. das erste Flugwegwinkelsignal an den Vertikalsteuergenerator liefert, wenn das zweite Entfernungssignal nicht kleiner als das erste Entfernungssignal ist.

12. Flächennavigationssystem nach Anspruch 11, gekennzeichnet durch eine Einrichtung (24, H _AC ) zur Lieferung eines ersten Wegpunkt-Höhensignals, das die Höhe des ersten Wegpunktes angibt, eine Einrichtung (24, H _B ) zur Lieferung eines zweiten Wegpunkt-Höhensignals, das die Höhe des zweiten Wegpunktes angibt, eine Einrichtung (24, D _TOTAL ) zur Lieferung eines Gesamtentfernungssignals, das die laterale Entfernung zwischen den ersten und zweiten Wegpunkten darstellt, und eine Einrichtung (24, H _TRANS ) zur Lieferung eines Übergangshöhensignals, das die Übergangshöhe darstellt.

13. Flächennavigationssystem nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung zur Lieferung des Übergangshöhensignals eine Einrichtung zur Lieferung des Übergangshöhensignals in Form einer barometrisch korrigierten Höhe einschließt.

14. Flächennavigationssystem nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, daß Übergangshöhen-Konvertereinrichtungen vorgesehen sind, die eine Einrichtung (56) zur Lieferung eines barometrischen Korrektursignals und eine Einrichtung (57) einschließen, die auf das Übergangshöhensignal und das barometrische Korrektursignal anspricht und ein umgewandeltes Übergangshöhensignal in Ausdrücken der Druckhöhe in Abhängigkeit von dem barometrischen Korrektursignal als Übergangsflächensignal liefert.

15. Flächennavigationssystem nach einem der Ansprüche 11 bis 14, dadurch gekennzeichnet, daß der erste Flugwegwinkelrechner (60) für einen Steigflug den ersten Flugwegwinkel a _A als Funktion der ersten und zweiten Wegpunkt-Höhensignale H′ _A und H′ _B und des Gesamtentfernungssignals D _TOTAL gemäß der Gleichung berechnet.

16. Flächennavigationssystem nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, daß der erste Entfernungsrechner das erste Entfernungssignal D _A als Funktion des Übergangshöhensignals H _TRANS des ersten Wegpunkthöhensignals H′ _A und des ersten Flugwegwinkelsignals α _A gemäß der Gleichung berechnet.

17. Flächennavigationssystem nach Anspruch 15 oder 16, dadurch gekennzeichnet, daß der zweite Flugwegwinkelrechner den zweiten Flugwegwinkel α _B als Funktion des zweiten Wegpunkt-Höhensignals (H _B ), des umgewandelten Übergangshöhensignals H′ _TRANS , des Gesamtentfernungssignals D _TOTAL und des ersten Entfernungssignals D _A gemäß der Gleichung berechnet.

18. Flächennavigationssystem nach einem der Ansprüche 11 bis 14, dadurch gekennzeichnet, daß der erste Flugwegwinkelrechner (63) für den Sinkflug den ersten Flugwegwinkel a _B als Funktion der ersten und zweiten Wegpunkt-Höhensignale H′ _A und H′ _B und des Gesamtentfernungssignals D _TOTAL gemäß der Gleichung berechnet.

19. Flächennavigationssystem nach Anspruch 18, dadurch gekennzeichnet, daß der erste Entfernungsrechner (64) das erste Entfernungssignal D _A als Funktion des ersten Wegpunkt-Höhensignals H′ _A , des Übergangshöhensignals H _TRANS und des ersten Flugwegwinkels α _B gemäß der Gleichung berechnet.

20. Flächennavigationssystem nach Anspruch 18 oder 19, dadurch gekennzeichnet, daß der zweite Flugwegwinkelrechner (65) den zweiten Flugwegwinkel α _A als Funktion des umgewandelten Übergangshöhensignals H′ _TRANS , des ersten Wegpunkt-Höhensignals H _A und des ersten Entfernungssignals D _A gemäß der Gleichung berechnet.

21. Flächennavigationssystem nach Anspruch 1 zur Steuerung des vertikalen Flugwegs des Luftfahrzeugs beim Sinkflug von einem ersten Wegpunkt zu einem zweiten Wegpunkt durch eine Übergangshöhe hindurch, unterhalb der die Fluggeschwindigkeit zumindest auf eine festgelegte maximale Fluggeschwindigkeit zu verringern ist, wobei den ersten und zweiten Wegpunkten erste und zweite Höhen zugeordnet sind, dadurch gekennzeichnet, daß ein Übergangsentfernungsrechner (80) zur Lieferung eines Übergangsentfernungssignals vorgesehen ist, das eine Übergangsentfernung darstellt, über die die Fluggeschwindigkeit von einer Anfangsfluggeschwindigkeit zu der festgelegten maximalen Fluggeschwindigkeit verringert wird, wobei die Verringerung der Fluggeschwindigkeit an einer vorgegebenen Anfangshöhe beginnt, daß ein Übergangsflugwegwinkelrechner (81) auf das Übergangsentfernungssignal anspricht und ein Übergangsflugwegwinkelsignal liefert, das einen Übergangsflugwegwinkel für einen geradlinigen Übergangsflugweg von der Anfangshöhe zur Übergangshöhe entsprechend dem Übergangsentfernungssignal darstellt, daß ein Sinkflugwinkelrechner (82) ein Sinkflugwegwinkelsignal berechnet, das einen Sinkflugwegwinkel für einen ersten geradlinigen Sinkflugwegabschnitt von dem ersten Wegpunkt mit der ersten Wegpunkthöhe zum Schnittpunkt des Übergangsflugweges mit der Anfangshöhe und für einen zweiten geradlinigen Sinkflugwegabschnitt von dem Schnittpunkt des Übergangsflugweges mit der Übergangshöhe zum zweiten Wegpunkt in der zweiten Wegpunkthöhe darstellt, daß Auswahleinrichtungen (30, 55, 83 bis 87) auf die Übergangs- und Sinkflugwegwinkelsignale ansprechen und das Sinkflugwegwinkelsignal auswählen, wenn sich das Luftfahrzeug oberhalb der Anfangshöhe oder unterhalb der Übergangshöhe befindet, während sie das Übergangsflugwegwinkelsignal auswählen, wenn sich das Luftfahrzeug zwischen der Anfangshöhe und der Übergangshöhe befindet, daß der Vertikalsteuersignalgenerator (76) auf das ausgewählte Flugwegwinkelsignal anspricht und das Vertikalsteuersignal entsprechend Abweichungen von dem geradlinigen Flugweg liefert, der durch das ausgewählte Flugwegwinkelsignal definiert ist, und daß die Nickachsen-Steuereinrichtung (47, 50, 51) auf das Vertikalsteuersignal anspricht und die Nicklage des Luftfahrzeuges in Abhängigkeit hiervon steuert, wobei die Triebwerk-Drosselklappen des Luftfahrzeuges derart gesteuert werden, daß die Verringerung der Fluggeschwindigkeit auf dem Übergangsflugweg zumindestens auf die maximale Fluggeschwindigkeit durchgeführt wird.

22. Flächennavigationssystem nach Anspruch 21, dadurch gekennzeichnet, daß die Auswahleinrichtungen einen ersten Entfernungsrechner (83) zur Lieferung eines ersten Entfernungssignals, das die laterale Entfernung zwischen dem ersten Wegpunkt und dem Schnittpunkt des Übergangsflugweges mit der Anfangshöhe darstellt, einen zweiten Entfernungsrechner (30, 55) zur Lieferung eines zweiten Entfernungssignals, das die laterale Entfernung des Luftfahrzeuges von dem ersten Wegpunkt darstellt, ein Summierglied (85), das auf das erste Entfernungssignal und das Übergangsentfernungssignal anspricht und ein Summiersignal liefert, das die algebraische Summe dieser Signale darstellt, einen Vergleicher (84, 86), der auf die ersten und zweiten Entfernungssignale und das Summiersignal anspricht und ein Vergleichersignal liefert, wenn das zweite Entfernungssignal kleiner als das erste Entfernungssignal ist und wenn das zweite Entfernungssignal kleiner als das Summiersignal ist, und eine Auswahlschaltung (87) einschließen, die auf die Übergangs- und Sinkflugwegwinkelsignale und die Vergleichersignale anspricht und die das Sinkflugwegwinkelsignal an den Vertikalsteuersignalgenerator liefert, wenn das zweite Entfernungssignal kleiner als das erste Entfernungssignal ist und wenn das zweite Entfernungssignal nicht kleiner als das Summiersignal ist, während sie das Übergangsflugwegwinkelsignal an den Vertikalsteuersignalgenerator liefert, wenn das zweite Entfernungssignal nicht kleiner als das erste Entfernungssignal und kleiner als das Summiersignal ist.

23. Flächennavigationssystem nach Anspruch 21 oder 22, gekennzeichnet durch eine Einrichtung (24, H _A ) zur Lieferung eines ersten Wegpunkt-Höhensignals, das die Höhe des ersten Wegpunktes darstellt, einen Einrichtung (24, H _B ) zur Lieferung eines zweiten Wegpunkt-Höhensignals, das die Höhe des zweiten Wegpunktes darstellt, eine Einrichtung (24, D _TOTAL ) zur Lieferung eines Gesamtentfernungssignals, das die laterale Entfernung zwischen den ersten und zweiten Wegpunkten darstellt, ein Einrichtung (24, H _DECEL ) zur Lieferung eines Geschwindigkeitsverringerungs-Höhensignals, das die Anfangshöhe darstellt, eine Einrichtung (24, H _TRANS ) zur Lieferung eines Übergangshöhensignals, das die Übergangshöhe darstellt, eine Einrichtung (20) zur Lieferung des Ist-Fluggeschwindigkeitssignals und eine Einrichtung (24, V _NAX ) zur Lieferung eines maximalen Fluggeschwindigkeitssignals, das die maximale Fluggeschwindigkeit darstellt.

24. Flächennavigationssystem nach Anspruch 23, dadurch gekennzeichnet, daß der Übergangsentfernungsrechner (80) das Übergangsentfernungssignal D _TRANS als Funktion des Ist-Geschwindigkeitssignals V _AC und des maximalen Geschwindigkeitssignals V _MAX gemäß der Gleichung berechnet.

25. Flächennavigationssystem nach Anspruch 23 oder 24, dadurch gekennzeichnet, daß der Übergangsflugwegwinkelrechner (81) das Übergangsflugwegwinkelsignal α _I als Funktion der Anfangshöhe H _DECEL , des Übergangshöhensignals H _TRANS und des Übergangsentfernungssignals D _TRANS gemäß der Gleichung berechnet.

26. Flächennavigationssystem nach einem der Ansprüche 23 bis 25, dadurch gekennzeichnet, daß der Sinkflugwegwinkelrechner (82) den Sinkflugwegwinkel α _B als Funktion des ersten Wegpunkt-Höhensignals H _A , des zweiten Wegpunkt-Höhensignals H _B , des Übergangshöhensignals H _TRANS , des Gesamtentfernungssignals D _TOTAL und des Übergangsentfernungssignals D _TRANS gemäß der Gleichung berechnet.

27. Flächennavigationssystem nach einem der Ansprüche 23 bis 26, dadurch gekennzeichnet, daß der erste Entfernungsrechner (83) das erste Entfernungssignal D _A als Funktion des Anfangshöhensignals H _DECEL , des ersten Wegpunkt-Höhensignals H _A und des Sinkflugwegwinkels α _B gemäß der Gleichung berechnet.