DE69015684T2

DE69015684T2 - Gekrümmter Flugwegübergang an Kursänderungspunkten für Flugzeuge.

Info

Publication number: DE69015684T2
Application number: DE69015684T
Authority: DE
Inventors: Erik T Bevan
Original assignee: Honeywell Inc
Current assignee: Honeywell Inc
Priority date: 1989-05-03
Filing date: 1990-04-28
Publication date: 1995-08-10
Anticipated expiration: 2010-04-29
Also published as: CA2015373C; DE69015684D1; JPH0363800A; EP0396070B1; US4999782A; EP0396070A2; EP0396070A3; CA2015373A1; JP2850038B2

Description

Die Erfindung bezieht sich im allgemeinen auf die Flugzeugflächennavigation, welche ein Rundum-Kursfunkfeuer sowie Funkpeilsender umfaßt, nachfolgend kurz mit VORTAC bezeichnet, welche an verschiedenen Bodenstationen angeordnet sind und Bahnpunkte längs des Flugweges eines Flugzeugflugplans festlegen, und bezieht sich insbesondere auf Flugzeugfunknavigationssysteme, welche die Übergänge eines Flugzeugs von einem Anflugkurs auf einen Abflugkurs innerhalb der Grenzen des kontrollierten Luftraums um den Bahnpunkt herum steuern.
Viele der heutigen Flugzeuge sind mit Funknavigationssystemen ausgerüstet, welche einen Flugführungsrechner umfassen, der unter anderem für die vertikale und die Quernavigation des Flugzeugs sorgt. Im Quernavigationsmodus dient der Rechner dazu, um das Flugzeug längs eines Flugplanes zu navigieren und zu leiten, welcher aus einer Reihe von auch als Kursänderungspunkte bezeichneten Bahnpunkten besteht, die durch Kurse miteinander verbunden sind und die Punkt- Zu-Punkt Bahnteile des Flugplanes bilden. Luftverkehrsbestimmungen legen die Breite des geschützten Luftraumes zu beiden Seiten dieser Bahnteile fest. Diese Bestimmungen definieren ferner eine Unterwegs-Zone sowie eine Nahbereichs- oder Terminal-Zone, welche die Breite der geschützten Lufträume festlegt. Die Breite des geschützten Luftraums in einer Nahbereichszone ist wesentlich geringer als die Breite der geschützten Luftzone unterwegs. Beispielsweise legen die gegenwärtigen Bestimmungen fest, daß die Breite des geschützten Luftraumes in der Unterwegs-Zone 7.413 m (4 nautische Meilen) beträgt, während der geschützte Luftraum in der Nahverkehrszone 3.706,50 m (2 nautische Meilen) breit ist. Bei der vorliegenden Erfindung gilt beispielsweise die Breiteneinschränkung der Unterwegs-Zone für Flugzeuge, welche höher als 5.905,50 m (18.000 Fuß) fliegen, während die Breiteneinschränkung der Nahverkehrs- oder Terminal-Zone für Flugzeuge mit einer Flughöhe von oder unter 5.905,50 m (18.000 Fuß) liegt. Bei der heutigen dichten Verkehrssituation enthalten die meisten Flugpläne eine Vielzahl von Bahnpunkten zwischen Start- und Bestimmungsflughafen. Jeder dieser Bahnpunkte definiert eine Flugplanstrecke. Das Flugzeug muß dann an jedem Bahnpunkt des Flugplanes zwischen Start und Ziel von einer auf die andere Flugbahn überführt werden.
Es besteht das Problem bei jedem dieser Übergänge, das Flugzeug innerhalb der geschützten Luftraumbreite zu halten und dabei gleichzeitig den Querneigungswinkel des Flugzeuges im Interesse der Passagiere auf ein Minimum zu begrenzen.
Bei bekannten Querkursübergangssystemen, wie beispielsweise dem in US-A 3 994496 beschriebenen System, wählt die Übergangsvorrichtung zunächst ein auf der Kursänderung bei einem vorgegebenen Bahnpunkt beruhendes Querneigungswinkelkommando aus und berechnet zusammen mit der Grundgeschwindigkeit des Flugzeugs einen Drehradius, welcher auf dem Querneigungswinkelkommando und der Grundgeschwindigkeit des Flugzeugs beruht. Ein Bogen mit dem berechneten Drehradius wird in die Bahnpunktecke eingefügt, welche durch den Anflugbahnteil und den Abflugbahnteil dieses Bahnpunkts bestimmt ist. Der Bogen wird derart eingefügt, daß er tangential in die beiden Bahnteile übergeht. Ändert sich die Grundgeschwindigkeit, ehe das Flugzeug in den Übergangsbogen einfliegt, so wird der Drehradius erneut berechnet und ein neuer Bogen in die Bahnpunktecke eingepaßt.
Obwohl die zuvor beschriebene Einrichtung in der Vergangenheit annehmbar funktioniert hat, werden die heutigen Luftraumrestriktionen im Bereich eines Bahnpunkts nicht voll berücksichtigt, weil die bekannte Vorrichtung keine Information über die Breite des geschützten Luftraumes zur Verfügung stellt. Folglich nutzt die bekannte Anordnung nicht den gesamten zur Verfügung stehenden Luftraum aus, was dazu führt, daß die Querneigungswinkel des Flugzeugs größer als notwendig sind und das Flugzeug eine länger als notwendige Flugbahn befolgt. Außerdem kann bei einer Änderung der Grundgeschwindigkeit eines sich auf dem Übergangsbogen befindlichen Flugzeugs, dieses über die Außengrenzen des geschützten Luftraums im Abflugbahnteil des Bahnpunkts hinausfliegen. Die vorgenannten Nachteile der bekannten Vorrichtung können folglich zu eingeschränktem Komfort für die Passagiere, einem erhöhten Treibstoffbedarf und einer erhöhten Flugzeit führen.
Die Erfindung beseitigt die vorgenannten Probleme, indem sie einen Übergang des Flugzeuges von einem Anflugbahnteil auf ein Abflugbahnteil an einem Quernavigations-Bahnpunkt vorsieht mit einem eine feste Kurve bildenden Übergangsweg innerhalb oder längs der äußeren Grenze der geschützten Luftraumbreite. Die Erfindung bestimmt zusammen mit der Höhe des Flugzeuges und dem Kursänderungswinkel eine maximale Entfernung, über die das Flugzeug entweder vom Anflugbahnteil oder Abflugbahnteil abweicht. Diese Entfernung wird bisweilen als maximaler Kursquerfehler MXTK bezeichnet. Die Information über den maximalen Kursquerfehler wird zusammen mit dem Kursänderungswinkel dazu benutzt, um einen Drehradius für einen Übergangsweg vorgegebener Krümmung zu berechnen, welchem das Flugzeug unabhängig von der Grundgeschwindigkeit folgt. Die Drehradiusinformation wird zusammen mit der Grundgeschwindigkeitsinformation des Flugzeuges dazu benutzt, ein Querneigungswinkel-Kommandosignal zu erzeugen. Dieses Querneigungswinkel-Kommando wird zur Veränderung des Querneigungswinkels des Flugzeugs berechnet und zwar derart, daß das Flugzeug während des gesamten Übergangs vom Anflugbahnteil bis zum Abflugbahnteil auf einem Kurs vorgegebener Krümmung bleibt. Weitere Verbesserungen sind in den Unteransprüchen beschrieben.
Die oben beschriebenen Probleme werden in einer nachfolgend erläuterten Weise beseitigt und weitere Vorteile und Einzelheiten der Erfindungen lassen sich aus der nachfolgenden Beschreibung und den Ansprüchen zusammen mit den beiliegenden Zeichnungen entnehmen.

Beschreibung der Zeichnungen

Hierin zeigt:
Figur 1 eine Darstellung der geometrischen Parameter in Bezug eines Übergangs mit vorgegebener Krümmung in einem Anflugkurs auf einem Abflugkurs an einem Bahnpunkt;
Figur 2 ein der Figur 1 ähnliches Bild mit weiteren geometrischen Parametern;
Figur 3 die Darstellung eines Bahnpunktübergangs mit vorgegebener Krümmung, zusammen mit der geschützten Luftraumbreite und der maximalen Flugzeugabweichungsentfernung um den Bahnpunkt;
Figur 4 ein schematisches Blockschaltbild einer Flugzeugsteuereinrichtung gemäß der Erfindung, um einen Bahnpunktübergang mit vorgegebener Krümmung zu erzielen;
Figur 5 eine Kurvendarstellung der funktionellen Abhängigkeit zwischen dem maximalen Kursquerfehler und der Höhenzone sowie des Kursänderungswinkels an einem Bahnpunkt; und
Figur 6 ein schematisches Blockschaltbild einer alternativen Ausführungsform der Erfindung.

Beschreibung der Einzelheiten

In Figuren 1 und 2 sind die im Bereich eines Kursänderungspunkts oder Bahnpunkts 10 mit dem Übergang von einem Anflugkurs 12 auf einen Abflugkurs 13 verbundenen Quernavigationsparameter dargestellt, welche beispielsweise durch eine VORTAC-Einrichtung 11 bestimmt werden können. Dem Bahn- bzw. Kursänderungspunkt 10, dessen geographische Lage bekannterweise durch die Entfernungs- und Richtungskoordinaten r, T in Bezug auf die VORTAC- Einrichtung 11 bestimmt ist, sind der Anflugkurs 12 sowie der Abflugkurs 13 zugeordnet. Die An- und Abflugkurse 12 und 13 sind in Bezug auf die Nordrichtung N mit U&sub1; bzw. U&sub2; bezeichnet. Die geographische Position eines Flugzeugs 14 wird in der VORTAC-Einrichtung 11 in herkömmlicher Weise durch die VOR/DME Empfänger (siehe Figur 4) bestimmt und als seine Koordinaten R, V angezeigt, wie dies die Figuren 1 und 2 wiedergeben. Ferner sind die Nord- und Ost-Komponenten der Position des Bahnpunkts 10, der VORTAC-Einrichtung 11 sowie des Flugzeugs 14 hinsichtlich ihrer relativen Lage zueinander wiedergegeben. Beispielsweise sind in Figur 2 die Nord- und Ost-Koordinaten des Flugzeugs 14 in Bezug auf die VORTAC-Einrichtung 11 mit NAV bzw. EAV eingetragen. In ähnlicher Weise sind die Nord- und Ost-Koordinaten des Bahnpunkts 10 in Bezug zur VORTAC-Einrichtung 11 mit NWV bzw. EWV bezeichnet. Schließlich geben NAW und EAW die Nord- bzw. Ost-Koordinaten des Flugzeugs 14 in Bezug zum Bahnpunkt 10 wieder.
Entsprechend der Erfindung wird ein Flugweg 15 vorgegebener Krümmung festgelegt, längs dessen das Flugzeug 14 fliegen muß, um einen glatten und gesteuerten Übergang vom Anflugkurs 12 zum Abflugkurs 13 zu erzielen und dabei den maximalen Kursquerfehler MXTK im Bereich des Bahnpunkts 10 auszunutzen (vgl. Figur 3). Der Flugweg 15 vorgegebener Krümmung ist vorzugsweise eine kreisförmige Bahn, welche tangential an den Punkten A bzw. B in den Anflug- bzw. Abflugkurs 12 bzw. 13 übergeht. Ein Querneigungswinkelkommando Pm (siehe Figur 4) wird für den Übergang als Funktion der Grundgeschwindigkeit VG des Flugzeugs und des Übergangsdrehradius TR bestimmt. Der Abstand D legt dann die Position des Punkts A auf dem Anflugkurs fest und in Kombination mit dem Drehradius TR das Drehzentrum TC für den Flugweg 15 vorgegebener Krümmung.
Um das Flugzeug 14 längs der Flugbahn 15 fliegen zu lassen, wird in Punkt A die Querneigung des Flugzeugs festgelegt welches im Punkt B zum Querneigungswinkel Null zurückkehrt. Da jedoch das Flugzeug 14 nicht plötzlich in einen solchen Querneigungswinkel kippt und wieder zurückgekippt werden kann, wird das Querneigungskommando an den Punkten A' bzw. B' eingegeben. Die Abstände D' von den Punkten A' bzw. B' werden unter dem Gesichtspunkt des Flugkomforts für die Passagiere sowie die Ansprechgeschwindigkeit des Flugzeugs auf Querneigungskommandos bestimmt, was von der Art des Flugzeugs abhängt, bei dem die Erfindung eingesetzt wird.
Hat das Flugzeug 14 im Punkt A den befohlenen Querneigungswinkel eingenommen, so bewegt sich die Richtungsänderung des Flugzeugs bei einer idealisierten ruhigen Umgebung auf der gekrümmten Flugbahn 15. Aufgrund von Wind, Geschwindigkeitsänderungen, Trimmzuständen und dergleichen kann das Flugzeug 14 jedoch vom gekrümmten Flugweg 15 abweichen. Um solche Abweichungen zu korrigieren, werden der Kursquerfehler XTK sowie der Spurwinkelfehler TKE in Bezug auf die gekrümmte Flugbahn 15 für die Steuerung des Flugzeugs berechnet und dem Piloten in einer noch zu beschreibenden Weise angezeigt. Um die Darstellung in Figur 1 zu erleichtern, wird oft angenommen, daß sich das Flugzeug 14 im Punkt A befindet. Folglich sind die Nord- und Ost-Koordinaten des Flugzeugs in Bezug auf das Drehzentrum in Figur 2 mit NTCW bzw. ETCW bezeichnet, welche die Nord- bzw. Ost-Komponenten des Drehzentrums in Bezug auf den Bahnpunkt 10 benennen.
Bei gleichzeitiger Bezugnahme auf die Figuren 1 und 2 wird anhand von Figur 4 ein Blockschaltbild einer Vorrichtung zur Erzeugung der gekrümmten Flugbahn 15 und zur Steuerung des Flugzeuges längs dieser Flugbahn erläutert, womit ein Übergang vom Anflugkurs auf den Abflugkurs im Bereich des Kursänderungs- oder Bahnpunkts 10 vorgenommen wird. Die Vorrichtung nach Figur 4 enthält mehrere Funktionsblöcke, welche auf unterschiedliche Weise durch bekannte Geräte realisiert werden können. Beispielsweise können die Funktionsblöcke durch spezielle diskrete Analog- oder Digitalschaltkreise oder statt dessen durch eine digitale Mehrzweck-Rechenvorrichtung realisiert werden.
Ein VOR-Empfänger 20 liefert die VOR-Richtung V und ein DME-Empfänger 21 stellt die DME-Enffernung R zur Verfügung, wenn entsprechende Signale von der VORTAC-Einrichtung 11 kommen. Abstandsdaten R und die Richtungsdaten V gelangen zu einem Funktionsblock 22, wo eine bekannte Koordinatenumwandlungsfunktion F&sub1; die VOR-V sowie die DME-R-Daten in die Nordkoordinate NAV sowie die Ostkoordinate ERV des Flugzeuges in Bezug auf die VORTAC-Einrichtung 11 umrechnet. Schaltungen zur Bereitstellung der Funktion F&sub1; sind im Stand der Technik bekannt und werden hier nicht weiter beschrieben. Die VOR-V- sowie die DME-R-Daten werden ferner den Funktionsblöcken 23 und 24 zugeleitet, wo herkömmliche Schaltkreise die Funktionen F&sub2; und F&sub3; ausführen, um den Kurswinkel TA bzw. die Grundgeschwindigkeit VG des Flugzeugs 14 zu ermitteln. Es ist verständlich, daß die Flugrichtung HDG des Flugzeugs aus einem herkömmlichen Kompaßsystem 29 und die Flugzeugeigengeschwindigkeit TAS aus einem bekannten Luftdatensystem 28 als Eingangsgrößen für den Funktionsblock 24 verwendet werden können, um damit einen laufenden und genauen Wert der Grundgeschwindigkeit VG zu ermitteln. Die Funktion F&sub3; im Block 24 kann in der in US-A-3 919 529 "Radio Navigation System" beschriebenen Weise berechnet werden.
Zusätzlich kann das Luftdatensystem 18 dazu verwendet werden, um laufend ein Flugzeughöheninformationssignal ALT abzuleiten, welches als Eingangsgröße der Funktion F&sub1;&sub3; des Blocks 54 zugeleitet wird. Dieser Funktionsblock 54 erzeugt ein Flugzeug-Höhenzonenbestimmungssignal ZDS in Abhängigkeit der Funktion F&sub1;&sub3;, welche entsprechend der Luftraum-Nutzungsbestimmungen formuliert ist.
Wie die Figuren 3 und 5 zeigen und zuvor erklärt wurde, legen die gültigen Luftraumbestimmungen zwei Zonen fest und zwar eine Unterwegs-Zone EZ sowie eine Terminal- oder Nahverkehrszone TZ sowie eine geschützte Luftraumbreite PAW für jede dieser Zonen. Die Breite PAW für die Unterwegs-Zone beträgt vier nautische Meilen und für die Nahverkehrszone zwei nautische Meilen. Die vorliegende Erfindung bezeichnet eine Flughöhe oberhalb 5.905,50 m (18.000 Fuß) als Unterwegs-Zone EZ und ein Flughöhe bei oder unterhalb von 5.905,50 m (18.000 Fuß) als Nahverkehrszone TZ.
Man erkennt, daß die Anzahl der Zonen und ihre Größen nur als Beispiel und nicht als Beschränkung der Erfindung anzusehen sind. Diese Zahlen stellen lediglich eine Interpretation der gültigen Bestimmungen dar.
Die Vorrichtung nach Figur 4 umfaßt ferner einen Rechner 25 zum Speichern der Navigationsdaten in Bezug auf den Flugplan des Flugzeuges. Beispielsweise kann der Rechner 25 vor einem speziellen Flug mit den geographischen Positionen aller Bahnpunkte längs des Flugplanes sowie mit den Positionen der zugeordneten VORTAC-Einrichtungen geladen werden. Der Rechner 25 liefert in herkömmlicher Weise die erforderlichen Daten, wenn sich das Flugzeug gemäß Flugplan längs der nacheinander auftretenden Bahnpunkte bewegt. Befindet sich beispielsweise das Flugzeug auf dem Anflugkurs 12 zum Kursänderungspunkt 10, so liefert der Rechner 25 die vorgespeicherten Anflug- und Abflugkurse U&sub1; bzw. U&sub2; für den Bahnpunkt 10 und auch den Peilwinkel T sowie den Abstand r des Bahnpunkts 10 gegenüber der VORTAC-Einrichtung 11. Der Rechner 25 stellt ferner ein Steuersignal CCW oder CW zur Verfügung, je nachdem ob die Drehung vom Anflugkurs 12 auf den Abflugkurs 13 im Gegenuhrzeigersinn oder im Uhrzeigersinn erfolgt.
Der Rechner 25 kann Signale von einer Handeingabevorrichtung 26 des Piloten empfangen, über die der Pilot die im Rechner gespeicherten Daten ändern oder neue Daten eingeben kann. Die Eingabevorrichtung 26 kann beispielsweise als herkömmliche alphanumerische Tastatur für diskrete Daten ausgebildet sein, um die Daten im Rechner in bekannter Weise einzugeben. Die Vorrichtung 26 kann beispielsweise dann benutzt werden, wenn der Pilot von dem im Rechner 25 gespeicherten Flugplan abzuweichen wünscht.
Die Peilwinkel- und Abstandsdaten T, r des Bahnpunkts 10 in Bezug auf die VORTAC-Einrichtung 11 werden einem Funktionsblock 27 zugeführt. Dieser wendet hierauf in bekannter Weise eine Koordinatentransformationsfunktion F&sub4; an, um die T- und r-Daten in die Nord- und Ost-Koordinaten NWV bzw. EWV des Bahnpunkts, bezogen auf die VORTAC-Einrichtung 11, umzuwandeln. Die Signale NAV vom Block 22 und NWV vom Block 27 werden einer algebraischen Summiereinrichtung 30 zugeleitet, um die Nordkoordinate NAW des Flugzeugs 14, bezogen auf den Bahnpunkt 10, darzustellen. In ähnlicher Weise gelangen das EAV-Signal vom Block 22 sowie das EWV-Signal vom Block 27 an einer algebraische Summiereinrichtung 31, um die Ostkoordinate ERW des Flugzeugs 14, bezogen auf den Bahnpunkt, darzustellen.
Die Anflug- und Abflugkurssignale U&sub1; und U&sub2; werden vom Rechner 25 einem Funktionsblock 32' zugeleitet, welcher die Funktion dU = U&sub2; - U&sub1; berechnet. Das Kursänderungs- oder dU-Signal vom Block 32' und auch das Zonenbestimmungssignal ZDS vom Funktionsblock 54 werden dem Funktionsblock 52 zugeführt. Dieser erzeugt das maximale Kursquerfehlersignal MXTK entsprechend der Funktionsbeziehung F&sub1;&sub2; gemäß Figur 5, und zwar aus der Kursänderung dU = U&sub2; - U&sub1; und dem Zonenbestimmungssignal ZDS.
Das MXTK-Signal wird zusammen mit dem Kursänderungssignal dU den Eingängen des Funktionsblocks 56 zugeführt, der entsprechend der Funktion F&sub1;&sub6; ein Drehradiussignal TR erzeugt. Dieses wird zusammen mit dem Geschwindigkeitssignal VG des Flugzeugs dem Funktionsblock 58 zugeleitet, der seinerseits entsprechend der Funktion F&sub1;&sub5; ein Querneigungswinkel- Kommandosignal Pm liefert. Das Querneigungswinkel-Kommandosignal Pm wird dem Flugzeug im Punkt A' gemäß Figur 1 zugeführt, so daß das Flugzeug den befohlenen Querneigungswinkel eingenommen hat, wenn es den Punkt A erreicht. Damit wird gewährleistet, daß das Flugzeug in der beschriebenen Weise den Flugweg 15 vorgegebener Krümmung ausführt.
Es ist ersichtlich, daß das durch die Funktion F&sub1;&sub2; gemäß Figur 5 erzeugte Kursquerfehlersignal wie folgt ausgedrückt werden kann:
Für dU < 90º
und ZDS = EZ ist dann MXTK= (k&sub3;) (dU) oder
für ZDS = TZ ist dann MXTK= (k&sub4;) (dU), während für 90º < dU < 135º
und ZDS = EZ ist dann MXTK= (k&sub5; + k&sub6;) (dU) oder
für ZDS = TZ ist dann MXTK= (k&sub7; + k&sub8;) (dU).
Dabei bedeuten
dU = Kursänderungssignal in Grad
MXTK = maximales Kursquerfehlersignal in nautischen Meilen
ZDS = Zonenbestimmungssignal
EZ = Unterwegs-Höhenzone
TZ = Nahverkehrs-Höhenzone
k&sub3; - k&sub8; = Konstanten für eine gegebene Kombination von dU und Höhenzone.
Dies wird vom Block 52 entsprechend der graphischen Darstellung in Figur 5 ermittelt, wo die typische geschützte Luftraumbreite PAW, der maximale Kursquerfehler, die Kursänderung und die Flughöhenzone in ihrer funktionellen Abhängigkeit wiedergegeben sind. Diese funktionellen Abhängigkeiten gemäß Figur 5 werden leicht durch herkömmliche Vorrichtungen wie Speichertabellen, Diodenmatrizen und dergleichen eingeführt. Es ist zu beachten, daß der Block 52 auf das Signal dU = U&sub2; - U&sub1; vom Block 32' anspricht und dieses Differenzsignal zusammen mit dem Zonenbestimmungssignal ZDS vom Block 54 den Funktionsgenerator adressiert, um das zugehörige maximale Kursquerfehlersignal MXTR entsprechend Figur 5 zu erzeugen.
Betrachtet man erneut Figur 4, so werden, wie zuvor erwähnt, das Kursquerfehler- Maximalsignal MXTK vom Block 52 sowie das Kursänderungssignal dU vom Block 32' dem Funktionsblock 56 zugeleitet, um das Drehradiussignal TR (vgl. Figur 1) für den kreisförmigen Flugweg 15 entsprechend der Funktion F&sub1;&sub6; wie folgt zu berechnen:
F&sub1;&sub6; = TR = MXTK/[1-cos (dU/2)]
Wie beschrieben, kann die Funktion F&sub1;&sub6; leicht durch verschiedene geeignete und bekannte Analog- bzw. Digitalschaltkreise ausgeführt werden.
Das dU-Signal vom Funktionsblock 32' und das Drehradiussignal TR vom Funktionsblock 33 gelangen zu einem Funktionsblock 34, um ein Signal D entsprechend dem Abstand zwischen dem Punkt A und dem Bahnpunkt 10 in Figur 1 zu erzeugen. Die Entfernung D wird entsprechend der Funktion F&sub7; wie folgt berechnet:
F&sub7;=D=TR tan dU/2.
Darin ist dU = U&sub2; - U&sub1;. Der Block 34 kann auf jegliche bekannte Art entsprechend der Funktion F7 realisiert werden, wie dies zuvor schon bezüglich des Blockes 56 erläutert wurde.
Das Signal U&sub1; vom Rechner 25, das Drehradiussignal TR vom Funktionsblock 56 sowie das D-Signal vom Funktionsblock 34 werden einem Funktionsblock 35 zugeführt, um die Nordkoordinate NTCW sowie die Ostkoordinate ETCW der Drehpunkt-Position C in Bezug auf den Bahnpunkt 10 zu ermitteln (vgl. Figur 2), und zwar entsprechend der Funktion F&sub8;:
F&sub8; = NTCW = -D cos U&sub1; - TR sin U&sub1; für die Nordkoordinate F&sub8; = ETCW = -D sin U&sub1; - TR cos U&sub1; für die Ostkoordinate.
Der Block 35 wird ebenfalls, wie zuvor bezüglich des Blocks 56 beschrieben, in herkömmlicher Weise realisiert.
Das NTCW-Signal vom Block 35 sowie das NAW-Signal von der algebraischen Summiereinrichtung 30 werden in einer weiteren algebraischen Summiereinrichtung 36 kombiniert, um die Nordkoordinate NTCA der Flugzeugposition in Bezug auf den Drehpunkt TC zu ermitteln. In ähnlicher Weise kombiniert eine algebraische Summiervorrichtung 37 das ETCW-Signal vom Block 35 mit dem EAW-Signal der algebraischen Summiereinrichtung 31 zum Koordinatensignal ETCA der Flugzeugposition bezogen auf den Drehpunkt. Die Signale NTCA und ETCA werden als Eingangsgrößen einem Funktionsblock 40 zugeführt, wo eine Größe T&sub1; gemäß Figur 1 erzeugt wird, und zwar entsprechend einer Funktion F&sub9; wie folgt:
F&sub9; = T&sub1; = tan&supmin;¹ (NTCA/ETCA),
wobei T&sub1; die Winkelposition des Flugzeugs auf der gekrümmten Flugbahn 15 wiedergibt.
Das Kurswinkelsignal TA vom Funktionsblock 23, das CC/CCW-Signal vom Rechner 25 sowie das T&sub1;-Signal vom Funktionsblock 40 werden zusammen mit einem 90º darstellenden konstanten Signal dem Funktionsblock 41 zugeführt, der entsprechend einer Funktion F&sub1;&sub0; den Kurswinkelfehler TKE wie folgt berechnet:
F&sub1;&sub0; = TKE = (T&sub1; - 90º) - TA für Drehung im Gegenuhrzeigersinn, oder
F&sub1;&sub0; = TKE = (T&sub1; + 90º) - TA für Drehung im Uhrzeigersinn.
Das TKE-Signal gelangt zu einer Leitung 42 und zum Verstärkerblock 43. Dieser versieht das TKE-Signal in bekannter Weise mit einer Verstärkung k&sub2;, wobei der Verstärkungsgrad in herkömmlicher Weise entsprechend der Eigenschaften und der Geschwindigkeit des Flugzeugs ausgewählt wird.
Das CC/CCW-Signal vom Rechner 25, das Drehradiussignal TR vom Funktionsblock 56, das NTCA-Signal von der Summiereinrichtung 36 und das ETCA-Signal von der Summiereinrichtung 37 werden einem Funktionsblock 44 zugeführt, der entsprechend einer Funktion F&sub1;&sub1; das Kursquerfehlersignal XTK wie folgt berechnet:
F&sub1;&sub1; = XTK = (NTCA² + ETCA²)1/2 - TR für Drehung im Gegenuhrzeigersinn, oder
F&sub1;&sub1; = XTK = TR - (NTCA² + ETCA²)1/2 für Drehung im Uhrzeigersinn.
Das Signal XTK gelangt auf eine Leitung 45 und an einen Verstärkerblock 46, der dieses Signal mit einem Verstärkungsgrad k&sub1; in herkömmlicher Weise wie beim Block 43 verstärkt. Das hinsichtlich seiner Verstärkung eingestellte XTK-Signal vom Block 46 wird mit dem Querneigungswinkelkommando Pm vom Block 58 in einer algebraischen Summiervorrichtung 47 summiert. Deren Ausgangssignal und das verstärkte TKE-Signal vom Block 43 werden in einer algebraischen Summiereinrichtung 50 zu einem Systemsteuersignal Pc auf der Leitung 51 kombiniert. Dieses Signal Pc kann wie folgt beschrieben werden.
Pc=Pm + k&sub1; XTK + k&sub2; TKE
Das Steuersignal Pc auf der Leitung 51 wird vorzugsweise dem Querneigungskanal des automatischen Flugsteuersystems des Flugzeugs und auch dem Quersteueranzeiger des Flugrichtungsanzeigers des Flugleit- oder Flugdirektorsystems des Flugzeugs zugeleitet. Das Kurswinkelfehlersignal TKE auf der Leitung 42 gelangt vorzugsweise zum Anzeiger für den befohlenen Kurs des Horizontallageanzeigeinstruments des Flugzeuges, während das Kursquerfehlersignal XTK auf der Leitung 45 dem Querabweichungsanzeiger des Horizontallageanzeigegerätes zugeführt wird.
Erreicht das Flugzeug im Betrieb den Punkt A' (vgl. Figur 1), wie dies durch das Signal D vom Block 34 und in oben erwähnten vorgegebenen Wert von D' angezeigt wird, so schaltet die Flugzeugsteuerung durch herkömmliche nicht dargestellte Mittel von der Geradflug-Steuereinrichtung für den Anflugkurs 12 (Figur 1) auf die Kurvenbahnsteuereinrichtung gemäß Figur 7 um. Das über die Baugruppen 47 und 50 auf die Leitung 51 gelegte Signal Pm vom Block 48 bewirkt, daß das Flugzeug im Punkt A einen Querneigungswinkel Pm annimmt. Der Querneigungswinkel Pm hat zur Folge, daß das Flugzeug versucht, sich um den Drehpunkt zu drehen, wie dies durch die Signale NTCA und ETCA aus den Blöcken 36 bzw. 37 bestimmt wird,und zwar mit einem Drehradius TR entsprechend dem Ausgangssignal des Blocks 56. Befindet sich das Flugzeug auf dem gekrümmten Flugweg 15, so sind sowohl das Kurswinkelfehlersignal auf der Leitung 42 als auch das Kursquerfehlersignal auf der Leitung 45 gleich Null und somit ist das Steuerkommando Pc gleich dem Querneigungswinkelkommando Pm, welches versucht, das Flugzeug auf der gekrümmten Flugbahn 15 zu halten, indem das Flugzeug um den Rollwinkel Pm in seiner Querneigung gekippt gehalten wird. Weicht das Flugzeug von der gekrümmten Bahn 15 ab, beispielsweise aufgrund von Störeinflüssen wie Wind oder dergleichen, oder ändert sich die Konfiguration des Flugzeugs, so versucht die Kombination des Kurswinkelfehlers vom Block 41 und des Kursquerfehlersignals vom Block 44 kombiniert im Steuerkommando Pc, das Flugzeug auf die gekrümmte Bahn 15 zu steuern.
Erreicht das Flugzeug den Punkt B' (vgl. Figur 1), wie dieser durch den berechneten Wert D sowie den vorgegebenen Wert D' wie oben beschrieben bestimmt ist, so wird die Flugzeugsteuerung durch nicht dargestellte Mittel von der Kurvenbahn-Steuereinrichtung gemäß Figur 4 auf die Geradflug- Steuereinrichtung in Bezug auf den Abflugkurs 13 umgeschaltet und das Flugzeug rollt um seine Längsachse zurück, bis die Tragflächen horizontal stehen, wenn es den Punkt B erreicht. Damit ist der Übergang vom Anflugkurs 12 auf den Abflugkurs 13 im Kursänderungspunkt 10 abgeschlossen.
Da der Kursquerfehler vom Block 44 über die Leitung 45 dem Querabweichungszeiger der Horizontalsituationsanzeigevorrichtung HSI zugeführt wird und der Fehler gegenüber der gekrümmten Flugbahn berechnet wird, wenn das Flugzeug den Kursübergang durchführt, ist es lediglich erforderlich, daß der Pilot den Querabweichungsanzeiger im Mittelpunkt hält, um den gewünschten gekrümmten Flugweg gut einzuhalten. In ähnlicher Weise gilt, wenn der Kurswinkelfehler vom Block 41 über die Leitung 42 dem kommandierten Flugrichtungszeiger der HSI-Einrichtung zugeleitet wird und der Fehler in Bezug auf den gekrümmten Flugweg 15 berechnet wird, daß der kommandierte Flugrichtungszeiger im Zentrum unter dem Index der HSI-Einrichtung verbleibt, wenn das Flugzeug den Kursübergang längs der gekrümmten Flugbahn 15 ausführt. Die Drehgeschwindigkeit des Flugzeugs längs der gekrümmten Flugbahn 15 wird dem Piloten mitgeteilt, indem sich die Kompaßrose der HSI- Einrichtung unter dem befohlenen Richtungsanzeiger mit einer Geschwindigkeit verlangsamt, welche gleich der Drehgeschwindigkeit des Flugzeugs ist, bis schließlich der neue Kurs im Punkt B von Figur 1 erreicht ist. Somit leitet die vorliegende Erfindung das Flugzeug bei der Durchführung von Richtungsänderungen unter Verwendung der gleichen Steuergesetze und Ausgangssignale wie beim Fliegen geradliniger Kurse und erlaubt übereinstimmende HSI-Anzeigeregeln. Die HSI-Anzeige für den Piloten ist eine klare und ununterbrochene Wiedergabe des Systemverhaltens während des Übergangs.
In Figur 6 bezeichnen übereinstimmende Bezugszeichen die gleichen Komponenten wie in Figur 4. In Figur 6 ist eine alternative Ausführungsform der Erfindung wiedergegeben. Der VOR-Empfänger 30, der DME-Empfänger 21 und die Datenhandeingabevorrichtung 26 des Piloten stellen Eingangssignale für einen programmierten digitalen Allzweckrechner 60 zur Verfügung, wobei die Dateneingänge von den Blöcken 20, 21 und 26 ähnlich sind, wie die oben in Bezug auf Figur 4 beschriebenen. Es ist verständlich, daß herkömmliche Analog/Digital-Umsetzer an der Eingangsschnittstelle des Rechners 60 verwendet werden können, wo dies erforderlich ist. Der Rechner 60 ist so programmiert, daß er ein Kurswinkelfehlersignal TKE, das Kursquerfehlersignal XTK sowie das Steuersignal Pc auf den Leitungen 42, 45 und 41 liefert. Art und Zweck dieser Signale wurden zuvor anhand von Figur 3 beschrieben.
Der Rechner 60 ist in herkömmlicher Weise so programmiert, daß er die NAV-, EAV-, Kurswinkel- und Grundgeschwindigkeits-Signale wie beschrieben aus den VOR- und DME-Daten ermittelt. Zusätzlich speichert der Rechner 60 in ähnlicher Weise wie der Rechner 25 in Figur 4 die Daten U&sub1;, U&sub2;, T, r und CCW bzw. CW in Bezug auf die VORTAC-Positionen und Bahnpunkte des Flugplanes. Diese Daten können auch durch die Datenhandeingabevorrichtung 26 des Piloten geändert und ergänzt werden, wie dies zuvor beschrieben wurde. Der Rechner 60 ist ferner in üblicher und bekannter Weise dafür programmiert, die NWV- und EWV-Signale aus den dort gespeicherten T- und r-Daten zu berechnen.
Das Steuersignal Pc wird dem Roll- oder Querneigungskanal des automatischen Flugregelsystems AFCS 61 des Flugzeugs zugeführt, um das Flugzeug längs der gekrümmten Flugbahn 15 gemäß Figur 1 zu führen. Folglich wird das Ausgangssignal des Systems AFCS 61 durch geeignete Gestänge 62 und eine mechanische Summiereinrichtung 43 für die Steuerung der Rollrichtungs- Steuerflächen des Flugzeugs benutzt. Das Steuersignal Pc wird ferner dem Flugdirektorinstrument 64 des Flugzeugs zugeführt, welches einen herkömmlichen Richtungsanzeiger 65 aufweist. Das Rollbefehlsignal Pc wird an den Quersteuerungszeiger des Richtungsanzeigers 65 gelegt. Wie üblich gibt der Pilot 66 Handsteuersignale über geeignete Gestänge 67 ein, um das Flugzeug längs der gekrümmten Flugbahn 15 zu steuern, indem er den Quersteuerungszeiger des Richtungsanzeigers 65 in der zentralen Position hält.
Das Kursquerfehlersignal XTK auf der Leitung 45 sowie das Kurswinkelfehlersignal TKE auf der Leitung 42 werden dem Horizontalsituationsanzeiger HSI 70 des Flugzeugs zugeführt. Das Kursquerfehlersignal gelangt zum Querabweichungsbalken und das Kurswinkelfehlersignal zur Kommandorichtungsmarke der HSI-Einrichtung 70. Der Pilot kann zusätzlich zu seiner Beobachtung der Horizontalsituation des Flugzeugs durch Betrachten des Instruments 70 die angezeigte Information für die Steuerung des Flugzeugs längs der gekrümmten Flugbahn 15 in Figur 1 verwenden, indem er die Steuermittel und Gestänge 67 bedient. Beispielsweise kann er durch Halten der Kommandorichtungsmarke zentriert unter dem HSI- Index sowie durch Halten des Querabweichungsbalkens in der zentrierten Position eine gekrummte Flugbahn 15 fliegen lassen.
Aus Vorstehendem ergibt sich, daß die Elemente der beschriebenen Ausführungsbeispiele der Erfindung ein Drehzentrum, einen Drehradius sowie T&sub1;- Parameter, Mittel zur Erzeugung einer gekrümmten Flugbahn in Bezug auf den Anflugkurs und den Abflugkurs des Bahnpunkts umfassen. Es zeigt sich ferner, daß die Elemente zur Erzeugung des Kursquerfehlers und Kurswinkelfehlers sowie das Steuersignal Pc Mittel zur Erzeugung von Abweichungssignalen in Bezug auf die gekrümmte Flugbahn umfassen, um das Flugzeug längs dieser Flugbahn zu steuern.
Durch Verwendung der Erfindung während des Übergangs auf einen anderen Bahnteil an einem Navigationsbahnpunkt wird das Flugzeug auf einer Übergangsbahn mit vorgegebener Krümmung geflogen. Der Kursquerfehler und der Kurswinkelfehler werden in Bezug auf die gekrümmte Flugbahn berechnet und bei der Berechnung des Querneigungskommandos Pc für das automatische Flugregelsystem AFCS sowie das Flugdirektorsystem ausgenutzt. Da die Verwendung des Kurswinkelfehlers und des Kursquerfehlers in Bezug auf die gekrümmte Flugbahn dazu führen würde, daß das Flugzeug ein Querneigungskommando Null erzeugen würde, wenn es sich auf dem richtigen Flugweg befindet, wird das Querneigungswinkel-Grundsignal Pm mit der Berechnung am Punkt A' gemischt, um sicherzustellen, daß das Flugzeug den richtigen Querneigungswinkel aufrecht erhält, wenn es sich ordnungsgemäß auf dem Flugweg vorgegebener Krümmung befindet. Das Querneigungsgrundsignal wird im Punkt B' weggenommen und das Kursquerfehlersignal sowie das Kurswinkelsignal in Bezug auf den Abflugkurs werden dann benutzt für die Berechnung eines resultierenden Steuersignals, welches das Flugzeug im Punkt B in die Horizontallage zurückbringt, wo ein sanfter Übergang von der Flugbahn vorgegebener Krümmung in den nächsten Bahnteil stattfindet. Da der Kursquerfehler sowie der Kurswinkelfehler in Bezug auf die Flugbahn vorgegebener Krümmung berechnet und auf der HSI-Anzeigevorrichtung wiedergegeben werden, kann der Pilot die Querabweichung sowie die Kommandorichtungsmarke übereinstimmend halten und damit Übergänge von Bahnteil zu Bahnteil von Hand steuern, ohne über das nächste Bahnteil hinauszuschießen oder dieses nicht zu erreichen. Ein Flugzeugfunknavigationssystem gemäß der Erfindung gewährleistet eine gesteuerte Führung des Flugzeuges beim Übergang von einem Bahnteil auf den nächsten im Zuge des Flugplans des Flugzeugs. Mit Hilfe der Flugbahn vorgegebener Krümmung ist der Pilot besser in der Lage, seine Position zu erkennen, wenn er von einem Kurs auf einen anderen übergeht, insbesondere dann, wenn Kursänderungen oft auftreten wie in Nahverkehrsbereichen, wo er einen genau gesteuerten kreisförmigen Übergangsflugweg bei oder innerhalb der geschützten Flugraumbreite PAW erzielt. Diese Art gesteuerter Flugleitung ist ein Erfordernis der Agenturen für die Luftfahrtbestimmungen in Bezug auf Flugzeugfunknavigationssysteme, um eine genaue Einhaltung des Abstands zwischen Flugzeugen sowohl während Kursänderungen als auch auf den geradlinigen Bahnteilen zu gewährleisten.
Die vorliegende Erfindung ermöglicht somit die Steuerung des Flugzeugs durch einen Bahnpunktübergang mit einem vorgegebenen Drehradius, wobei ein Übergangsflugweg vorgegebener Krümmung genutzt wird, der den maximal zulässigen Flugraum ausnutzt und folglich einen minimalen Querneigungswinkel benötigt und somit den Komfort für die Fluggäste verbessert.
Außerdem ist der Übergang längs einer Flugbahn vorgegebener Krümmung gemäß der Erfindung völlig vorhersagbar, weil die Erfindung die Parameter für den Drehradius eines Bogens anhand der Geometrie des Übergangs berechnet, um für eine vorgegebene Unterwegs- oder Nahverkehrszone einen größeren Teil der geschützten Luftraumzone auszunutzen. Die Grundgeschwindigkeit des Flugzeugs beeinflußt nur dessen Querneigungswinkel, aber nicht den vom Flugzeug geflogenen Übergangsflugweg. Da die Flugbahn nicht geschwindigkeitsabhängig ist, ist der Abstand längs des Kurses bekannt, ehe das Flugzeug in die gekrümmte Flugbahn eintritt. Da der Drehradius gemäß der Erfindung beim maximal zulässigen Kursquerfehler liegt, ist die Entfernung längs des Kurses, den das Flugzeug fliegt, kürzer als bei bekannten Systemen, wodurch sowohl der Treibstoffverbrauch als auch die Übergangszeit zwischen Anflug- und Abflugkurs an einem Bahnpunkt verringert wird.
Durch Fliegen längs einer Flugbahn vorgegebener Krümmung, welche durch das maximale Kursquerfehlersignal bestimmt ist, wird ein Flugzeug bei Anwendung der Erfindung die geschützte Flugraumbreite während der Kursänderung am Bahnpunkt nicht überschreiten.

Claims

1. Vorrichtung um ein Flugzeug (14) an einem Kursänderungspunkt (10) von einem Anflugkurs (12) auf einen Abflugkurs (13) überzuleiten, wobei der Kursänderungspunkt von einer regulierten Luftraumzone umgeben ist, innerhalb derer der Anflug- und Abflugverkehr fliegen muß; gekennzeichnet durch:

a) eine Kurvenweg-Ermittlungseinrichtung (35, 36, 37, 70, 52, 56) zum Berechnen eines festen kreisfbrmigen Übergangsflugweges (15) vom Anflugkurs (12) auf den Abflugkurs (13), wobei der Übergangsflugweg tangential sowohl in den Anflugkurs als auch in den Abflugkurs übergeht;

b) eine Querneigungseinrichtung (58) zum Erzeugen eines Querneigungswinkel- Kommandosignals (Pm), um das Flugzeug auf dem festen kreisförmigen Flugweg (15) zu halten;

c) eine Abweichungs-Ermittlungseinrichtung (41, 43, 44, 46, 47, 50) zum Erzeugen eines Abweichungskorrektursignals bezogen auf den festen kreisfbrmigen Flugweg (13), um das Flugzeug beim Übergang vom Anflugkurs (12) auf den Abflugkurs (13) längs des festen kreisfbrmigen Flugweges (15) zu fliegen.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Kurvenweg-Ermittlungseinrichtung umfaßt:

a) eine Maximal-Kursquerfehler-Ermittlungseinrichtung (52) zum Erzeugen eines Kurs- Querfehler-Maximalsignals (MXTK);

b) eine Drehradius-Einrichtung (56) zur Erzeugung eines Drehradiussignals (TR) für den festen kreisförmigen Flugweg (15) entsprechend dem Kurs-Querfehler-Maximalsignal;

c) einer Drehpunkteinrichtung (35) zum Erzeugen eines Drehpunktsignals (NTCW ETCW) für den festen kreisförmigen Flugweg;

d) einer Winkelpositionseinrichtung (40), welche auf die Drehpunktsignale anspricht und ein Winkelpositionssignal (T&sub1;) erzeugt, welches der Winkelposition des Flugzeuges auf dem festen kreisfbrmigen Flugweg entspricht.

3. Vorrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Drehpunkteinrichtung umfaßt:

a) eine differenzbildende Einrichtung (32'), welche ein Differenzsignal (dU) entsprechend der Differenz zwischen dem Anflugkurs und dem Abflugkurs liefert;

b) eine auf das Drehradiussignal und das Differenzsignal ansprechende Entfernungsvorgabeeinrichtung (34), welche ein Entfernungssignal (D) liefert, das der Entfernung des Kursänderungspunktes zum Tangentenpunkt (A) des festen kreisfbrmigen Flugweges (15) auf dem Anflugkurs (12) entspricht; und

c) eine auf das Entfernungssignal, das Drehradiussignal und auf ein dem Anflugkurs entsprechendes Signal ansprechende Drehpunktberechnungsvorrichtung (35) zur Erzeugung entsprechender Drehpunktsignale.

4. Vorrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß

a) die differenzbildende Vorrichtung (32') Mittel zur Berechnung der Funktion:

DU = U&sub2;-U&sub1;

aufweist;

b) die Entfernungsbestimmungseinrichtung (34) Mittel zur Berechnung der Funktion:

F&sub7; = D = TRtan(DU/2),

und

c) die Drehpunktberechnungseinrichtung (35) Mittel zur Berechnung der Funktionen:

NTCW = -D cos U&sub1; - TR sin U&sub1;

ETCW = -D sin U&sub1; + TR cos U&sub1;

aufweist, wobei

U&sub1;, U&sub2; = Anflug bzw. Abflugkurs

dU = Differenzsignal

TR = Drehradiussignal

D = Entfernungssignal

NTCW, ETCW = Drehpunktsignale entsprechend den Nord- bzw. Ost-Koordinaten des Drehpunktes bezogen auf den Kursänderungspunkt.

5. Vorrichtung nach Anspruch 3 oder 4, gekennzeichnet durch

a) eine VOR/DME-Recheneinrichtung (22) zur Erzeugung erster Positionssignale (NAV, ERV) entsprechend der Position des Flugzeugs (14) in bezug auf eine VOR/DME-Station (11);

b) einen Kurspunktberechnungseinrichtung (27) zur Erzeugung zweiter Positionssignale (NWV, EWV) entsprechend der Position des Kursänderungspunkts (10) in bezug auf die VOR/DME-Station (11); und

c) eine Kombiniereinrichtung (30, 31), welche auf die ersten und zweiten Positionssignale sowie die Drehpunktsignale anspricht und ein weiteres Positionssignal (NTCA, ETCA) liefert, welches der Position des Flugzeugs in bezug auf den Drehpunkt (TC) entspricht; wobei

d) die Winkelbestimmungseinrichtung (40) auf diese weiteren Positionssignale anspricht, um das Winkelpositionssignal (T&sub1;) zu erzeugen.

6. Vorrichtung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Kombiniereinrichtung umfaßt:

a) erste Kombiniermittel (30, 31) zum Kombinieren der ersten (NAV, EAV) und zweiten (NWV, EWV) Positionssignale zur Erzeugung dritter Positionssignale (NAW, EAW) entsprechend der Position des Flugzeugs (14) in bezug auf den Kursänderungspunkt (10); sowie

b) zweite Kombiniermittel (36, 37) zum Kombinieren der dritten Positionssignale und der Drehpunktsignale, um hieraus weitere Positionssignale (NTCA, ETCA) abzuleiten.

7. Vorrichtung nach Anspruch 5 oder 6, dadurch gekennzeichnet,

a) die VOR/DME-Recheneinrichtung (22) Mittel zur Erzeugung erster Positionssignale (NAW, EAW) entsprechend den Nord- bzw. Ost-Koordinaten der Flugzeugposition in bezug auf die VOR/DME-Station (10) aufweist;

b) die Kursänderungspunkt-Recheneinrichtung (27) Mittel zur Erzeugung zweiter Positionssignale (NWV, EWV) entsprechend den Nord- bzw. Ost-Koordinaten der Position des Kursänderungspunktes (10) bezogen auf die VOR/DME-Station (11) umfaßt;

c) die erste Kombiniereinrichtung (30, 31) Mittel zur Berechnung der Funktion:

NAW=NAV - NWV

EAW = EAV - EWV und

d) die zweite Kombiniereinrichtung (36, 37) Mittel zur Berechnung der Funktion:

NTCA = NTCW - NAW

ETCA = ETCW - EAW aufweist,

wobei

NAW, EAW = die dritten Positionssignale entsprechend den Nord- bzw. Ost- Koordinaten der Flugzeugposition in bezug auf den Kursänderungspunkt (10), und NTCA, ETCA = die weiteren Positionssignale entsprechend den Nord- bzw. Ost- Koordinaten der Flugzeugposition in bezug auf den Drehpunkt (TC).

8. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 2 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Winkelpositions-Bestimmungseinrichtung (40) Mittel zur Berechnung der, Funktion:

F&sub9; = T&sub1; = tan&supmin;¹ (NTCA/ETCA) aufweist,

wobei T&sub1; = das Winkelpositionssignal.

9. Vorrichtung nach Anspruch 8, gekennzeichnet durch eine weitere VOR/DME-Rechenvorrichtung (23) zur Erzeugung eines Kurswinkelsignals (TA) entsprechend dem Kurswinkel des Flugzeugs (14).

10. Vorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Abweichungsrechenvorrichtung umfaßt:

a) auf die weiteren Positionssignale (NTCA, ETCA) sowie das Drehradiussignal (TR) ansprechende Kursquerfehlereinrichtung (44) zur Erzeugung eines Kursquerfehlersignals (XTK) in bezug auf den vorgegebenen Kurvenweg (15);

b) eine auf das Winkelpositionssignal (T&sub1;) und das Kurswinkelsignal (TA) ansprechende Kurswinkelfehlereinrichtung (41) zur Erzeugung eines Kurswinkelfehlersignals (TKE) in bezug auf den festen Kurvenweg; und

c) eine auf das Kursquerfehlersignal (XTK), das Kurswinkelsignal (TKE) und das Querneigungswinkelkommandosignal (Pm) ansprechende Steuersignalvorrichtung zur Erzeugung eines ensprechenden Steuersignals (Pc) in bezug auf den festen Kurvenweg (15); und daß

d) das Kursquerfehlersignal (XTK), das Kurswinkelfehlersignal (TKE) und das Steuersignal (Pc) die Abweichungskorrektursignale aufweisen.

11. Vorrichtung nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß

a) die Kursquerfehlereinrichtung Mittel (44) zur Berechnung der Funktion:

F&sub1;&sub1; = XTK = TR - (NTCA² + ETCA²)1/2

für Kurven im Uhrzeigersinn, oder

F&sub1;&sub1; = XTK = (NTCA² + ETCA²)1/2 - TR für Kurven im Gegenuhrzeigersinn aufweist,

b) die Kurswinkelfehlereinrichtung Mittel (41) zur Berechnung der Funktion:

F&sub1;&sub0; = TKE = (T + 90º) - TA

für Kurven im Uhrzeigersinn, oder

F&sub1;&sub0; = TKE = (T - 90º) - TA

für Kurven Im Gegenuhrzeigersinn umfaßt; und

c) die Steuersignaleinrichtung (43, 46, 47, 50) Mittel zur Berechnung der Funktion:

Pc = Pm + k&sub1; XTK+k&sub2; TKE

umfaßt, wobei

XTK = Kursquerfehlersignal

TKE = Kurswinkelfehlersignal

Kurswinkel = Kurswinkel des Flugzeugs

Pc = Steuersignal

Pm = Querneigungswinkel-Kommandosignal

k1, k2 = sind Verstärkerkonstanten.