DE2752201C2 - Vorichtung zur Erzeugung einer Anzeige der Windscherung - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Vorrichtung zur Erzeugung eines einen von einem Flugzeug angetroffenen Windscherungszustand wiedergebenden Windscherungssignals mit einer Einrichtung zur Erzeugung eines die Änderungsgeschwindigkeit der momentanen Luftgeschwindigkeit des Flugzeugs wiedergebenden ersten Signals, einer Einrichtung zur Erzeugung eines die horizontale Intertialbeschleunigung des Flugzeugs wiedergebenden zweiten Signals, einer Einrichtung zur Subtraktion des zweiten Signals vom ersten Signal zur Erzeugung eines Ausgangssignals für die Windscherung, und einer Einrichtung zur Verarbeitung dieses Ausgangssignals zur Erzielung einer Anzeige entsprechend der Amplitude der Windscherung.

Die Windscherung kann als ein Zustand definiert werden, der dann besteht, wenn Geschwindigkeit und/oder

so Richtung des Windes sich erheblich ändern. Sie kann eine besonders gefährliche Situation hervorrufen, wenn sich ein Flugzeug durch die Luftmassen hindurch im Landeanflug auf einen Flughafen befindet. Informationen bezüglich der momentanen Windscherungsverhältnisse können den Piloten vor im Entstehen begriffenen Änderungen der Luft- und Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs warnen, so daß er in die Lage versetzt wird, sofort korrektive Maßnahmen zu treffen. Diese Informationen können auch einem Kontrollturm zugeleitet und dazu benutzt werden, andere vor der Landung stehende Flugzeuge zu warnen.

In der US-PS 40 12 713 und der entsprechenden DE-PS 26 48 430 der Anmelderin ist ein System zur Erzeugung eines die Winscherungsverhältnisse anzeigenden Signals beschrieben, welches dazu benutzt wird, Flugzeugführern Hinweise auf besondere Windscherungsverhältnisse zu geben.
Die Aufgabe der Erfindung besteht darin, eine Vor-

richtung der eingangs genannten Art zu schaffen, mit der es möglich ist, zusätzliche Informationen über die vorliegenden Windverhältnisse zu erhalten, um auf diese Weise weiter zur Steigerung der Flugsicherheit beizutragen.

Diese Aufgabe ist gemäß der Erfindung dadurch gelöst, daß eine weitere Einrichtung zur Erzeugung eines den Abwindabtriftwinkel des Fluzeugs wiedergebenden Signals vorgesehen ist, welches in der Einrichtung zur Subtraktion des zweiten vom ersten Signal zum ersten Signal addierbar ist, um das Ausgangssignal der Windscherung um den Abwindabtriftwinkel zu modifizieren.

Die Vorrichtung nach der Erfindung stellt eine Weiterführung des Systems nach der genannten DE-PS dar; zusätzlich gelangt ein Eingangssignal entsprechend einem Abwindabtriftwinkel des Flugzeugs von einer gewünschten Flugbahn zur Anwendung. Dieses Eingangssignal wird algebraisch mit dem momentanen Luftgeschwindigkeitssignal und dem horizontalen Beschleunigungssignal mit umgekehrter Polarität gegenüber dem horizontalen Beschleunigungssignal summiert. Die Summierung der Signale in dieser Weise führt zu einer besseren Bestimmung der Windverhältnisse, die ein Flugzeug in Gefahr bringen können. So wird zum Beispiel ein »negatives« Abwindabtriftwinkelsignal, d. h. ein eine Aufwindabtrift darstellendes Signal, benutzt, um eine negative Änderung des momentanen Luftgeschwindigkeitssignals auszugleichen; dies im Hinblick auf die Tatsache, daß eine Aufwindabirift die mit einer negativen Luftgeschwindigkeitsänderung verbundene Gefahr verringert. Andererseits sind die Verhältnisse bei Vorliegen von sowohl negativen Luftgeschwindigkeitsänderungen als auch einer Abwindabtrift überaus gefährlich, und die Auswertung dieser beiden Signale bei der Erzeugung von Windscherungssignalen wird gemäß der Erfindung vorgeschlagen.

Das erfindungsgemäß gewonnene Signal kann dazu herangezogen werden, Flugzeugpiloten insbesondere während Landungsanflügen Hinweise und/oder Warnungen zu geben. Auch kann es zur Weiterleitung an Bodenstationen und Führung anderer Flugzeuge herangezogen werden.

Insgesamt gesehen wird das mit der erfindungsgemäßen Vorrichtung gewonnene Signal grundsätzlich wie folgt erzeugt: Das elektrische Ausgangssignal eines Wandlers oder Meßfühlers für die momentane Luft-, Flug- oder Eigengeschwindigkeit des Flugzeugs wird zur Erzeugung eines die Anderungsgeschwindigkeit dieser Luftgeschwindigkeit wiedergebenden Ausgangssignals differenziert. An dem Flugzeug ist ein erster Beschleunigungsmesser angeordnet, der die Beschleunigung längs der Rumpfbezugslinie des Flugzeuges erfaßt. Am Flugzeug ist weiterhin ein zweiter Beschleunigungsmesser zur Erfassung der Vertikalbeschleunigung des Flugzeuges vorgesehen. Das Ausgangssignal des ersten Beschleunigungsmessers wird einer Summiereinrichtung zugeführt, die auch noch das Ausgangssignal eines Vertikalkreisels erhält, das entsprechend der Schwerebeschleunigung (g sind Θ) mit einer Konstanten multipliziert wird.

Die gsm θ repräsentierenden Komponente des Beschleunigungssignals wird in der Summierungseinrichtung vom Beschleunigungsausgangssignal abgezogen, um hiervon ein Ausgangssignal zu bilden, das die Horizonlalbeschleunigung (Trägheit) des Flugzeugs anzeigt. Dieses Horizontalbeschleunigungssignal und ein den Abwindabtriftwinkel wiedergebendes Signal werden mit einander entgegengesetzter Polarität in eine zweite Summierungseinrichtung gegeben, wo diese Signale algebraisch miteinander sowie mit dem differenzierten Luft- oder Fluggeschwindigkeitssignal summiert werden. Das Ausgangssignal dieser zweiten Summierungs- ;> einrichtung stellt die durch das Abwindabtriftwinkelsignal modifizierte Windscherung dar. Es sei darauf hingewiesen, daß durch Differenzierung des Fluggeschwindigkeitssignals im Entstehen begriffene Änderungen der Fluggeschwindigkeit vorhergesagt werden können.

ίο Das Ausgangssignal der zweiten Summierungseinrichtung wird einem Signalprozessor zugeführt, der eine Einrichtung zur Direktanzeige aufweisen kann, einen Schwellwertdetektor, der mit einer Warneinrichtung zusammenarbeitet, die ihrerseits ein Warnsignal liefert, wenn das modifizierte Windschersignal einen vorgegebenen Wert übersteigt Weiterhin kann der Signalprozessor oder die Signalverarbeitungseinrichtung noch einen Spitzenwertdetektor und eine Speichereinrichtung zur Erzeugung einer Anzeige entsprechend dem Spitzenwert des Signals über eine vorbestimmte Zetdauer und/oder einen Sender zur Fernmessung, mit dem Signale entsprechend dem Ausgangssignal an eine Bodenstation zur Anzeige oder einer anderen Aufzeichnung übertragen werden, aufweisen.

Es zeigt

Fig. 1 eine schematische Darstellung der der Erfindung innewohnenden Grundmerkmale;

Fig. 2 ein Blockdiagramm zur Darstellung eines bevorzugten Ausführungsbeispiels der Erfindung;

F i g. 3 eine schematische Darstellung von verschiedenen, in die Erfindung eingehenden Parameter und

F i g. 4 ein Diagramm zur Darstellung der Erzeugung des Abwindabtriftwinkelsignals in der erfindungsgemäßen Vorrichtung.

Mit der F i g. 1 ist die grundsätzliche Arbeitsweise der erfindungsgemäßen Vorrichtung schematisch dargestellt. Ein Generator 11 zur Erzeugung eines differenzierten Signals (dlat) der momentanen Luftgeschwindigkeit liefert ein Ausgangssignal ü, welches die Änderungsgeschwindigkeit der momentanen Luft- oder Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs darstellt. Wie noch nachstehend im Zusammenhang mit der Fig. 2 erläutert wird, kann ein derartiges Signal bequem dadurch erzeugt werden, daß das elektrische Ausgangssignal eines Wandlers oder Meßwertaufnehmers für die momentane Luftgeschwindigkeit differenziert wird (ein solcher Wandler steht normalerweise im Flugzeug zur Verfugung). Ein Generator 12 für die Horizontalbeschleunigung des Flugzeuges liefert ein Ausgangssignal x, das der Horizontalbeschleunigung des Flugzeuges entspricht. Dieses Signal kann man mit Hilfe eines Beschleunigungsmessers erhalten, welcher längs der Rumpflinie des Flugzeuges angeordnet ist, wobei sein Ausgangssignal zur Beseitigung vertikaler Beschleunigungskomponenten als Folge der Schwerkraft kompensiert wird. Ein solches Ausgangssignal kann auch vom Beschleunigungsmesser direkt dadurch entnommen werden, daß man ihn auf einer Plattform mit Inertialstabiüsierung befestigt, so daß er unabhängig von der Neigung des Flugzeuges in einer horizontalen Ebene stabilisiert verbleibt.

Ein Generator 13 zur Erzeugung des Abwindabtriftwirkels des Flugzeugs erzeugt ein Ausgangssignal δ, das den Vertikalabtriftwinkel des Flugzeuges von seinem gegenwärtigen Flugweg entspricht. Das Horizontalbeschleunigungssignal Ji wird von dem momentanen Luftgeschwindigkeitssignal υ abgezogen, während das Abwindwinkelsignal if zum momentanen Luftgeschwindig-

keitssignal in einer Summierungseinrichtung 114 addiert wird Wie bereits erwähnt, ermöglicht die Addition des Abwindabtriftwir.kelsignals eine bessere Bestimmung der Windzustände, die ein Flugzeug gefährden würden (d. h., wenn eine negative Abwindabtrift mit einer negativen Luftgeschwindigkeit vorliegt, so ist dies nicht so gefährlich, wie im Falle einer negativen Luftgeschwir.-digkeit mit einer positiven Abwindabtrift). Das Ausgangssignal der Summierungseinrichtung 14 entspricht der Windscherung (V_ws) (modifiziert um das Abwindabtriftwinkelsignal) und es entspricht der Änderungsgeschwindigkeit der Windgeschwindigkeit. Dieses Windscherungssignal kann entweder positiv oder negativ sein und wird einem Signalprozessor zugeführt, der eine Anzeige aufweisen kann, die kontinuierlich die gemessene Windscherung anzeigt, weiterhin eine Spitzensignaleinrichtung, die zusammen mit der Anzeige zum Anzeigen der Spitzenamplitude der Windscherung über eine vorbestimmte Zeitspanne verwendet werden kann, sowie einen Schwellwertdetektor, der mit einer Warneinrichtung zusammen arbeitet und anzeigt, wenn die Windscherung eine vorbestimmte Größe bzw. Amplitude überschritten hat; schließlich kann der Signnlprozessor oder die Signalverarbeitungseinrichtung noch ein Fernmeß-System zur Übermittlung von Signalen entsprechend der gemessenen Windscherung an eine Bodenstation zur Anzeige aufweisen.

In F i g. 2 ist ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel der Erfindung schematisch gezeigt Ein Wandler 21 für die normale Luftgeschwindigkeit erhält das Altsgangssignal eines Pitot-Rohres des Flugzeugs und erzeugt ein elektrisches Ausgangssignal υ entsprechend der momentanen oder augenblicklichen Luftgeschwindigkeit des Flugzeugs. Dieses elektrische Ausgangssignal wird in einem Differenzierglied 22 zur Erzeugung eines Ausgangssignals u entsprechend der Änderungsgeschwindigkeit der momentanen Luftgeschwindigkeit differenziert Ein Längsbeschleunigungsmesser 24 ist entlang der Längsachse des Flugzeugs (Rumpfbezugslinie) angeordnet und liefert ein Ausgangssignal proportional der Größe χ + g sin Θ, wobei χ die Horizontalbeschleunigung des Flugzeugs, g die Erdbeschleunigung (9,8 m/ see) und θ der Neigungswinkel des Flugzeugs ist. Ein Vertikalkreise! 30 liefert ein elektrisches Ausgangssignal entsprechend Θ, und dieses Signal wird mit einem der Schwerkraft entsprechenden Faktor multipliziert und in einem Verstärker 32 in seine Sinusfunktion umgesetzt Das Ausgangssignal des Verstärkers 32 wird von dem des Beschleunigungsmessers 24 in der Summiereinrichtung 33 zur Erzeugung eines Signals χ subtrahiert, das der Horizontalbeschleunigung des Flugzeugs unabhängig von seinem Neigungswinkel entspricht. Das Ausgangssignal der Summiereinrichtung 33 wird von dem des Differenziergliedes 22 in der Summiereinrichtung 36 abgezogen. Bis hierher entspricht das in Verbindung mit der F i g. 2 beschriebene System dem der vorstehend genannten US-PS. Im folgenden wird nunmehr die erfindungsgemäß zusätzlich angewandte Messung des Abwindabtriftwinkels beschrieben.

Ein Vertikalbeschleunigungsmesser 51 erzeugt ein Signal ζ entsprechend der Vertikalbeschleunigung des Flugzeugs. Dieses Vertikalbeschleunigungssignal wird im Verstärker 52 mit einer vorbestimmten Konstanten multipliziert und einer Dämpfungsschaltung 53 zugeführt Verstärker 52 und Dämpfungsschaltung 53 sind so ausgelegt, daß die erwünschten Kriterien zur Bestimmung der Wichtigkeit der Vertikalbeschleunigung im Ausgangssignal des Systems bereitgestellt worden. Der Verstärker 52 bestimmt die Amplitude des die Beschleunigung darstellenden Signals, während die Dämpfungsschaltung 53 diese Amplitude als Funktion der Zeildauer des Signals variiert. Die Dämpfungsschaltung 53 kann ein Tiefpaßfilter umfassen, das im Ausgangssignal des Vertikalbeschleunigungsmessers vorhandenes Rauschen herausfiltert. Das Ausgangssignal der Dämpfungsschaltung 53 wird einer Summierungseinrichtung

ίο 54 zugeführt. An diese Summierungseinrichtung 54 wird weiterhin ein Signal einer Multiplizierstufe 60 angelegt, welches die Vertikalbeschleunigung des Flugzeugs, und zwar nicht auf Grund von vertikalen Luftströmungen angibt, welches Signal von dem Signal der Gesamtvertikalbeschleunigung abgezogen wird, die der Summierungseinrichtung von der Dämpfungsschaltung 53 zugeleitet wird.

Zwecks besseren Verständnisses der Wichtigkeit des von der Multiplizierstufe 60 kommenden Signals, mit dem Flugzeugmanöver kompensiert werden, sei auf die Fig.3 Bezug genommen. Dort gibt der Winkel θ die Neigung oder Steigung des Flugzeugs wieder, der Winkel «den Anstellwinkel des Flugzeugs und der Winkel y den Steiggradienten des Flugzeugs. Es ergibt sich somit:

V_v= sin/, (1)

wobei Vy die Vertikalgeschwindigkeit und V die Geschwindigkeit des Flugzeugs längs des Flugweges ist.
3D Da γ gleich θ—α ist, kann Gleichung (1) so wie folgt differenziert und substituiert werden:

aVv_
at

Der Steigungsgradient /, beträgt bei normalen Landeanflügen etwa 3°. Deshalb gelangt man zu cos (θ—α) s 1. Da bei Landeanflügen α nahezu konstant

, programmiert ist kann —r— ignoriert werden.

Es kann mithin zur Angabe einer relativ genauen Näherung der Vertikalbeschleunigung infolge der Steigung des Flugzeugs die Gleichung (2) wie folgt modifiziert werden:

άθ

at

Die Erzeugung der Gleichung (3) wird nunmehr in Verse· bindung mit F i g. 2 beschrieben. Ein Ausgangssignal des Vertikalkreisels 30, das die Steigung θ des Flugzeugs wiedergibt wird einer Differenzierschaltung 57 zugeführt Das der momentanen Luftgeschwindigkeit des Flugzeugs entsprechende Signal wird in einem Verstärker 59 so verstärkt, daß man ein V richtig wiedergebendes Signal erhält, das dann noch der Multiplizierstufe 60 zugeführt wird. Dort wird das Ausgangssignal θ der Differenzierschaltung 57 mit V multipliziert, so daß man die gewünschte Durchführung der Gleichung (3) erhält Das Ausgangssignal der Multiplizierstufe 60 wird der Summiereinrichtung 54 zugeleitet, wo es — wie bereits erwähnt — von dem der Gesamtvertikalbeschleunigung des Flugzeugs entsprechenden Signal subtrahiert wird, so daß man das Signal erhält, das die Vertikalbeschleunigung aufgrund vertikaler Luftströmungen darstellt Das Ausgangssignal der Summierungseinrichtung 54 wird auf einen Integrator 72 gegeben, wo es integriert oder gemittelt wird; das Ausgangssignal des Integrators

wird einem Teiler 71 zugeleitet. Es sei darauf hingewiesen, daß das gemittelte Signal eine direkte Funktion der Größe der die Vertikalbeschleunigung bewirkenden vertikalen Luftströmungen ist.

In den Teiler 71 wird weiterhin ein Signal y gegeben, das die mit einem konstanten Faktor modifizierte Flugzeug-Luftgeschwindigkeit wiedergibt. Dieses Signal wird von dem Wandler 21 für momentane Luftgeschwindigkeit abgenommen und mit einem vorbestimmten Verstärkungsfaktor mittels des Verstärkers 70 modifiziert.

Der Integrator oder die Integrationsstufe 72 weist eine Löscheinrichtung auf. Diese Löschschaltung ist so ausgelegt, daß das System nur auf Änderungen eines vorher gemittelten Zustandes ansprechen kann. Das Ausgangssignal λ- des Integrators 72 stellt die Vertikalgeschwindikgeit dar, die in der Zeitspanne der Löschschaltung gewonnen wurde. Diese Größe ist die tatsächliche Änderung der Vertikalgeschwindigkeit aufgrund lokaler, vertikaler Luftströmungen in einem plötzlichen Abwind. Man erhält dann den Abwindabtriftwinkel durch Division des Ausgangssignals des Integrators 72 durch die Luftgeschwindigkeit des Flugzeugs. Dies ist in der Tat der Abwindabtriftwinkel δ des Flugzeugs, soweit extreme und gefährliche Störungen oder Turbulenzen betroffen sind. Die Berechnung von ö ergibt sich in Verbindung mit der F i g. 4, in der der Vektor /die Luftoder Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs und der Vektor χ die Größe der vertikalen Luftströmungen wiedergibt. Hieraus ergibt sich, daß der Abwindabtriftwinkel δ des Flugzeugs wie folgt definiert ist:

Das Ausgangssignal des Teilers 71 wird an die Summierungseinrichtung 36 angelegt, in der es zum Ausgangssignal der Differenzierschaltung oder des Differenziergliedes 22 addiert wird. Das Ausgangssignal dieses Differenziergliedes erzeugt eine Vorhersage oder Anzeige von Änderungen der Luftgeschwindigkeit, und es erbringt eine Aussage über aufkommende Windscherungszustände. Das erfindungsgemäße System kann als ein System zur Anzeige des »verfügbaren Schubs« angesehen werden. Horizontale Windscherung in Schwerkrafteinheiten der Beschleunigung (g) und der Abwindabtriftwinkel der Flugbahn in Radian sind direkt additiv. Die Gesamtsumme stellt den Verlust an verfügbarem Schub dar. Man betrachte eine horizontale Windscherung aufgrund einer Rückenwindsteigerung um 1 Knoten pro Sekunde (entsprechend 1/20 g) und eines Abwindabtriftwinkels von fast 3° vom Flugweg (äquivalent 1/20 Radian). Treten diese Zustände gleichzeitig ein, se addieren sie sich in der Wirkung und erfordern 1/10 g zusätzlichen Schubs (oder einen zusätzlichen Schub von 10% des Gewichtes des Flugzeugs). Dieser zusätzliche Schub ist notwendig, um den vertikalen Wind und die horizontale Windscherung auszugleichen, so daß das Flugzeug seine Geschwindigkeit und seine Flugbahn so beibehalten kann, als ob diese Windfaktoren nicht vorhanden wären.

Es sei darauf hingewiesen, daß andere Einrichtungen als der beschriebene Vertikalbeschleunigungsmesser zur Erzeugung des Vertikalluftströmungssignals herangezogen werden können. Derartige andere Signalquellen des Standes der Technik sind:

(1) Vertikalgeschwindigkeitsgeber (sowohl Momentaneinrichtungen als auch statische Pitot-Einrichtungen);

(2) Aus Luftwertberechnungen errechnete Vertikalgeschwindigkeit.

(3) über elektrische Höhenmesser gewonnene Änderungsgeschwindigkeiissigiiale.

Ein Integrator 63 und ein Vertärker64 erzeugen eine negative Rückkopplung zur Summierungseinrichtung 36, um Kompensationsfehler zu löschen, die im System auftreten können. Die Zeitkonstante des Integrators 63 wird hinreichend derart groß bemessen, daß Kompensationsfehler gelöscht werden, daß jedoch das grundsätzliche Ansprechen des Systems auf Warnwerte nicht be-

!5 rührt wird.

Wie bereits in der eingangs genannten US-PS beschrieben ist, kann das die Windscherung wiedergebende Ausgangssignal der Summierungseinrichtung 36 in verschiedener Weise benutzt werden. Zunächst kann es direkt über einen Wählschalter 40 auf die Anzeige 42 gegeben werden. Diese kann ein Galvanometer aufweisen, das so geeicht ist, daß äquivalente Werte der Windscherung in Knoten/sec abgelesen werden können; auch kann es eine Einrichtung zur Digitalanzeige diese Werte aufweisen. Das Ausgangssignal kann ebenso einem Spitzenwertdetektor 43 und von dort einem Speicher 44 zugeleitet werden, der eine kapazitive Speicherschaltung aufweist, die ihrerseits das vom Detektor 43 erhaltene Spitzenwertsignal speichert. Der Wählschalter 40 ^ar.n auch zur alternativen Erzeugung einer Ablesung des im Speicher 44 gespeicherten Spitzenwertsignals oder der momentanen Größe der am Ausgang der Summierungseinrichtung 36 erscheinenden Windscherung an der Anzeige 42 herangezogen werden. Der Speicher 44 kann nach Ablauf einer vorbestimmten Beobachtungsperiode auf 0 zurückgestellt werden.

Ein mit einer Warneinrichtung 47 zusammenarbeitender Schwellwertdetektor 46 wird zur Erzeugung eines Warnsignals für den Piloten bei Vorliegen eines gefährliehen Windscherungszustandes verwendet. Der Schwellwertdetektor 46 kann eine Triggerschaltung aufweisen, die so vorgespannt ist, daß sie dann betätigt wird, wenn das ihr von der Summierungseinrichtung 36 über die Dämpfungsschaltung 45 zugeführte Signal einen vorbestimmten Wert überschreitet. Dieser Wert repräsentiert einen vorbestimmten Windscherungszustand, der sowohl die Horizontalbeschleunigung als auch den Vertikalabwind aufgrund der Windscherung bzw. vertikaler Windströmungen berücksichtigt. Wird der Schwellwertdetektor 46 betätigt, so betätigt er seinerseits die Warneinrichtung 47. die ein Horn, einen Summer, ein Warnlicht od. dgl. aufweisen kann. Es kann auch ein Fernmeß-Sender 50 vorhanden sein, mit dem Informationen bezüglich der Windscherung an eine Bodenstation übertragen werden können, so daß von dort aus die Landemanöver anderer Flugzeuge entsprechend unterstützt werden können. Auf diese Weise können Piloten ankommender Flugzeuge mit Information über gefährliche Windscherungszustände versorgt werden.

Ein Ausgangssignal der Summierungseinrichtung kann auch über einen Schalter 49 auf eine automatische Drosselsteuerung 48 gegeben und dort zur automatischen Einstellung des Schubs des Flugzeugs entsprechend den Windscherungszuständen verwendet werden.

Hierzu 2 Blatt Zeichnungen

Claims (9)

Patentansprüche:

1. Vorrichtung zur Erzeugung eines einen von einem Flugzeug angetroffenen Windscherungszustand wiedergebenden Windscherungssignals mit einer Einrichtung zur Erzeugung eines die Änderungsgeschwindigkeit der momentanen Luftgeschwindigkeit des Flugzeugs wiedergebenden ersten Signals, einer Einrichtung zur Erzeugung eines die horizontale Intertialbeschleunigung des Flugzeugs wiedergebenden zweiten Signals, einer Einrichtung zur Subtraktion des zweiten Signals vom ersten Signal zur Erzeugung eines Ausgangssignals für die Windscherung, und einer Einrichtung zur Verarbeitung dieses Ausgangssignals zur Erzielung einer Anzeige entsprechend der Amplitude der Witidschtrung, dadurch gekennzeichnet daß eine weitere Einrichtung (13) zur Erzeugung eines den Abwindabtriftwinkel des Flugzeugs wiedergebenden Signals vorgesehen ist, welches in der Einrichtung (14) zur Subtraktion des zweiten vom ersten Signal zum ersten Signal addierbar ist, um das Ausgangssignal der Windscherung um den Abwindabtriftwinkel zu modifizieren.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Verarbeitungseinrichtung eine Anzeige (42) zur direkten Anzeige der Amplitude des Ausgangssignals aufweist

3. Vorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Verarbeitungseinrichtung eine Warneinrichtung (47) zur Erzeugung eines Warnsignals sowie einen Detektor aufweist, der bei Übersteigen eines vorgegebenen Wertes des Ausgangssignals die Warneinrichtung (47) betätigt.

4. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Verarbeitungseinrichtung einen Spitzenwertdetektor (43) zur Erzeugung eines Spitzenausgangssignals entsprechend dem Spitzenwert des Ausgangssignals aufweist und weiterhin einen Speicher (44) zur Speicherung des Spitzenausgangssignals sowie eine Anzeige (42) zur Anzeige des im Speicher (44) gespeicherten Spitzenwertsignals.

5. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Verarbeitungseinrichtung einen Femmeß-Sender (50) zur Übertragung des Ausgangssignals an eine Bodenstation aufweist.

6. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung (11) zur Erzeugung eines Signals entsprechend der Geschwindigkeitsänderung der Luftgeschwindigkeit einen Wandler (21) für die momentane Luftgeschwindigkeit zur Erzeugung eines Ausgangssignals entsprechend dieser momentanen Luftgeschwindigkeit sowie ein Differenzierglied (22) zur Differenzierung des am Wandler (21) auftretenden Ausgangssignals aufweist.

7. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung zur Erzeugung eines Signals entsprechend der Horizontalbeschleunigung des Flugzeugs einen längs einer Rumpfbezugslinie des Flugzeugs angeordneten Beschleunigungsmesser aufweist, der ein Ausgangssignal entsprechend der Beschleunigung längs dieser Rumpfbezugslinie erzeugt, weiterhin eine Einrichtung (30) zur Erzeugung eines Signals entsprechend

der Steigung des Flugzeugs, sowie eine Einrichtung zum Subtrahieren dieses Signals entsprechend der Steigung des Flugzeugs von dem Ausgangssignal des Beschleunigungsmessers, das der Beschleunigung längs der Rumpfbezugslinie entspricht.

8. Vorrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung (13) zur Erzeugung eines Signals entsprechend dem Abwindabtriftwinkel des Flugzeugs einen Vertikalbeschleunigungsmesser aufweist, weiterhin eine Einrichtung zur Dämpfung dieses Signals entsprechend dem Abwindabtriftwinkel, eine Einrichtung zur Erzeugung eines Signals entsprechend der Vertikalbeschleunigung des Flugzeuges, die nicht von vertikalen Luftströmungen hervorgerufen wird, eine Einrichtung zum Subtrahieren des letztgenannten Signals vom gedämpften Signal entsprechend dem Abwindabtriftwinkel zur Erzeugung eines Differenzsignals sowie eine Einrichtung zum Dividieren dieses Differenzsignals durch das Ausgangssignal des Wandlers (21) für momentane Luftgeschwindigkeit

9. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß eine automatische Drosselsteuerung (48) für das Flugzeug sowie eine Einrichtung zur wahlweise Koppelung des Ausgangssignals mit dieser automatischen Drosselsteuerung (48) zur automatischen Anpassung des Schubs des Flugzeugs an das Ausgangssignal vorgesehen sind.