DE2205343A1 - ILM-Impulsradarsystem - Google Patents

Description

Unser Zeichen; T 1138

THOMSON-CSP

173, Bd.Haussmann Paria 8e/Frankreich

ILM-Irapulsradarsystem

Ea sind ILM-Systeme (Independent Landing Monitoring) bekannt, die mit Wetter-Radarsystemen und Bodendarstellungssystemen kombiniert sind. .

Die Erfindung bezieht sich auf diejenigen Systeme dieser Art, die impulsmodulierte Sender und zugeordnete . Empfängerschaltungen aufweisen, die mit Rechenanordnungen kombiniert sind, welche aus den Radarinformationen and aus bekannten Daten, die sich auf die Position von zugeordneten Bodenreflektoren beziehen, Seiten- und ■Höhenwinkel ermitteln.

Das Ziel der Erfindung ist die Schaffung eines ILM-Sy3tems, das genaue Winkelinformationen liefert, die den von konventionellen ILS-Systeraen (Instrument Landing Systems) gelieferten Informationen ähnlich sind,und zusätzlich dem Piloten-Informationen über den Ort, die Geschwindigkeit, die Entfernung und die go es oh ät ζ ΐ « St i 1 Ist a nd ε e nt f e r ο η ng 1 ie f e r t.

Lei/Sa

,C ^ B

Nach der Erfindung ist ein ILM (Independent Landing Monitoring)-Impulsradarsystem zur Verwendung im Zusammenwirken mit drei Reflektoren und mit Bordhilfseinrichtungen zur Lieferung von Flugparametern, wobei das ILM-Systetn Peilungs- und Höheninformationen für die Position des das System tragenden Plugzeugs in Bezug auf die Landebahn, auf der das Flugzeug landen soll, liefert, die den von herkömmlichen ILS-Systemeö gelieferten Informationen vergleichbar sind, gekennzeichnet durch eine Kompensationsschaltungsanordnung zur Lieferung von Peilungswerten, die hinsichtlich der dynamischen Fehler bei der Berechnung der Peilungsinformation kompensiert sind, mit einer ersten Korrektureinrichtung zur Kompensation der Längsbewegung des Flugzeugs, die Eingänge für die Reflektorparameter und einen Ausgang hat, und mit einer zweiten Korrektureinrichtung zur Kompensation der Gierbewegung des Flugzeugs, die einen Eingang für den Flugzeugkurs , einen Eingang für die Antennenpeilungsangabe, einen mit dem Ausgang der ersten Korrektureinrichtung verbundenen Eingang und einen den kompensierten Wert liefernden Ausgang aufweist.

Die Erfindung wird an Hand der Zeichnung beispielshalber beschrieben. Darin zeigen:

Fig.1 bis 5 die in der folgenden Beschreibung verwendeten Koordiriatensysteme,

Fig.6 die Winkelparameter, die üblicherweise einem Flugzeugpiloten für die Durchführung einer automatischen Landung geliefert werden»

Fig.7 ein Beispiel eine3 Ref lekt or systems _r flas reit dess ILM-System nach -lar Srfindung zusammen wirkt,

Fig.8 bis 11 Diagraaiae aur 3rLäuterung va·:. ohiedenar Eingangsund Ausgange parameter de3 Systems rr.oh der Erfindung,

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Pig.12 das Blockschaltbild eines ILM-Systems nach der Erfindung,

Fig.13, 15, 16, 19, 21 Schaltbilder verschiedener Blöcke von Pig.12,

Pig.14, 18, 20 Diagramme zur Darstellung von Eingangspararaetern des Systems von Pig.12 und 13 und

Pig.17 ein Beispiel eines Anzeige systems, das dem ILM-System nach der Erfindung zugeordnet ist.

Des besseren Verständnisses wegen sollen zunächst die dreidimensionalen rechtwinkeligen Bezugs koordinaten systeme definiert werden. Diese Koordinatensysteme sind in Pig.T, 2 und 3 dargestellt, nämlich das Plugzeug-Koordinatensystem mit dem Ursprung A und den Achsen X, Y, Z, das Meßkoordinatensy3tem mit dem Ursprung A und den Achsen x, y, ζ und das stabilisierte Koordinatensystem tnit dem Ursprung A und den Achsen X₁, y^, z^.

Das in Pig.1 gezeigte Plugzeug-Koordinatensystem A, X, Y, Z ist, wie sein Name besagt, fest mit demPlugzeug verbunden, von dem angenommen ist, daß es auf das Phasenzentrum der ILM-Antenne reduziert ist. Die Achsen X, Y, Z sind die Plugzeugachsen: Die X-Achse ist die Längsachse oder Rollachse des Plugzeugs, die Z-Achse, die senkrecht auf der X-Achse in der Symmetrieebene des Plugzeugs liegt, ist die Hochachse oder Gierachse, und die Y-Achse , die senkrecht zu den beiden zuvor genannten Achsen steht, ist die Querachse oder Stampfachse.

In der folgenden Beschreibung wird am meisten auf das in Pig.2 gezeigte Meß-Koordinatensystem A, x, y, ζ Bezug genommen; dieses Koordinatensystem ist bezüglich

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Stampfen und Rollen stabilisiert und aus dem Flugzeug-Koordinatensystem durch zwei Drehungen abgeleitet. Die erste Drehung erfolgt um den Winkel -^um die Längsachse, wobei Φ der Querneigungswinkel ist, der als positiv angenommen, ist, wenn der rechte Flügel des Flugzeugs tiefer als der linke Flügel liegt. Diese Drehung um - Φ bringt die Y-Achse in die y-Achse, d.h. in die Horizontale (Fig.5) Die zweite Drehung erfolgt um - Θ, wobei θ der Längsneigungswinkel ist, der als positiv angenommen wird, wenn die Nase des Flugzeugs höher als der Schwanz liegt, wodurch die X-Achse und die Z-Achse zur x-Achse bzw. z-Achse werden, die horizontal bzw. vertikal liegen. Der Winkel θ ist in Fig.4 gezeigt. Das in Fig.3 dargestellte stabilisierte Koordinatensystem A, x,. , y,, z.. ist aus dein Meß-Koordinatensystem A, y, χ, ζ durch eine Drehung um den Winkel - Δ G um die z-Achse abgeleitet, während die Z-Achse und die z-Achse zusammenfallen. Der Winkel AC stellt die augenblickliche Kursabweichung oder den Gierwinkel dar und ist positiv, wenn das Flugzeug von seiner Route durch eine Drehung im Uhrzeigersinn abweicht.

Fjg. 2 und 3 zeigen die Beziehung zwischen den Kurs-. ; winkeln O.und 0 _ . d.h. den Winkel,den die x-Achse bzw. die x^-Achse mit der Nordrichtung AN bilden, die Beziehung zwischen den Peilungen G_ und G_ai·, und die Beziehung zwischen den Höhenwinkeln S und S₁ für einen beliebigen Punkt M bezüglich der beiden Koordinatensysteme.

Es gilt:

C = C + Δ C

Gk

G , = G₃ + Δ C
Λ — Q

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Fig.4 und 5 zeigen den längsneigungswinkel θ und den Querneigungswinkel Φ . D^e Zeichenebene von Fig.4 ist die vertikale Ebene, welche die x-Achse und die X-Achse enthält, und die Zeichenebene von Fig.5 ist die Ebenej die im Punkt A senkrecht zur X-Achse liegt.

Fig.6 und 7 zeigen das Flugzeug A im Endanflug, bereit zur Landung auf der Landebahn RW.

Der Punkt B_Q auf der Landebahnachse ist der theoretische Aufsetzpunkt, der etwa 300 m von der Landebahnschweile E entfernt ist. Die durch die Landebahnachse gehende vertikale Ebene W ist die vertikale Ausrichtungsebene; der Landekurssender des herkömmlichen ILM-Systeras (Instrumentenlandesystems), falls ein solches vorhanden ist, liegt am Punkt B auf der Landebahnachse jenseits der am anderen Ende befindlichen Landbahnschwelle F.

Die Achse TB_Q, die in der Ebene W liegt und den Winkel ρ mit der Landebahnachse einschließt, stellt den theoretischen Gleitweg dar, der durch die Schnittlinie zwischen der Ebene W und der theoretischen Gleitwegebene gegeben ist. Die Schnittlinie CC dieser Gleitwegebene mit der Landebahn geht durch den Punkt B_Q und liegt senkrecht zu der Landebahnachse. Der herkömmliche Gleitwegsender des ILS-Systems liegt auf dieser' Schnittlinie.

Diese verschiedenen Bezugselemente, die dem Fachmann auf dem Gebiet der Flugzeugnavigation allgemein bekannt sind, und alle Einzelheiten darüber können in zahlreichen Textbüchern gefunden werden, beispielsweise in den ICAO-Vorschriften "Avionics and navigation Systems", herausgegeben von Kayton und Pried, Verlag John Wiley and Sons, 1969, Library of Congress, Card number 69-13 679, P 528 "ff. Die Ebene W* ist die Vertikalebene, die senkrecht aur Landbahn-

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— ο -

achse liegt und das Flugzeug A in dem betreffenden Augenblick enthält (wobei natürlich angenommen wird, daß das Flugzeug ein Punkt im Raum ist, nämlich das Phasen Zentrum der Bordradarantenne), und A₁ ist der Punkt, der die gleiche Höhe Z^ wie das Flugzeug hat und in den beiden Ebenen W und W₁ liegt.

Die ^ür die Führung des Flugzeugs erforderlichen Parameter sind die Winkelabweichungen γ und δ , nämlich :

die Winkelabweichung in der Azimutebene :

γ = <£ A₁B - BA
und die Winkelabweichung der Höhenwinkelebene :

δ =

gesehen von Punkt B , wobei a.. die senkrechte Projektion des Punkt A auf die Ebene W ist.

Der Winkel ρ liegt im allgemeinen in der Größenordnung von 2° bis 3°» und die Winkelabweichungen γ und δ sollten 2° bzw. 5° nicht überschreiten.

Der Ort des Flugzeugs ist durch die Koordinaten X_Q, Y₀, Z_Q des Punktes A in dem rechtwinkligen Achsensystem B , X , Y«i Z_n vollkommen definiert; dabei entspricht die X_-Achse der Achse der Landebahn RW, die Y-Achse steht senkrecht zur X₀-Achse, und die Z_Q-Achse geht vertikal nach oben. Diese Achsen sind in Fig.10 und 11 gezeigt; die Orientierung des Meß-Koordinatensystems A, x, y, ζ ist vollkomaen durch den Winkel ΔΨ aöfiniert_f den die Projektion der

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x-Achse auf die horizontale Ebene (£ig.1O) mit der X₀~Achse einschließt. Zur Vereinfachung der Zeichnung ist in Pig.10 und 11 die x-Achse in Wirklichkeit die Projektion der x-Achse auf die die Landebahn enthaltende horizontale Ebene bzw. auf die durch die Achse der Landbahn gehende vertikale Ebene W. Die Höhenwinkelrichtung der Strahlungsachse der Antenne des Systems ist durch den Winkel η (Pig.9 und 11) definiert, den die Projektion AP dieser Achse auf die Ebene W mit der x-Achse einschließt. Die Projektion der x^-Achse des stabilisierten Koordinatensystems ist mit den gleichen Bezugsgrößen bei x.. in Pig.10 gezeigt.

Die Figuren sind der Klarheit wegen nicht maßstäblich gezeichnet; insbesondere sind die Winkel δ>γ und Δ Ψ sowie die Koordinaten Y des Punktes A gewöhnlich sehr viel kleiner als in der Darstellung.

Die Landebahn ist mit einer Reflektorgruppe ausgestattet, die so angeordnet ist, daß sie die Landebahnachse und die vertikale Ebene W definiert. Vorzugsweise ist diese Reflektorgruppe durch die drei Reflektoren B^, Bp und B, gebildet, die in Pig.7, 10, 11, 14 und 18 gezeigt sind, wobei der Reflektor B- am Punkt B (Pig.6) liegt und die Reflektoren B₁ und B^ auf einer geraden Linie mit dem Aufsetzpunkt b liegen und symmetrisch zueinander in Bezug auf diesen Punkt sind.

Dieses Reflektorsystem arbeitet in einer bei ILM-Systemen bekannten Weise. Zu diesem Zweck können die Reflektoren aktive Reflektoren sein, welche tüie empfangenen Signale auf einer anderen Frequenz wieder aussenden, wodurch Fijhrungsfehler infolge von Interferenzen mit Bodenechos oder Echos von anderen Zielen , beispielsweise anderen landenden Plugzeugen, vermissen werden.

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Das Plugzeug A ist mit einem Impulsradarsystem großer Reichweite ausgestattet. Zu diesem Zweck ist seine Wellenlänge verhältnimäßig lang gewählt, beispielsweise in der Größenordnung von 3cm.

Während.des Reiseflugs arbeitet das System als Wetterradarsystem. Es erzeugt Impulse der Dauer τ.,, beispielsweise in der Größenordnung von 5 ms, und tastet einen Azimutwinkel von etwa .+ 90° mit einer Abtastgeschwindigkeit in der Größenordnung von 6O°/s ab. Die Bedienungsperson kann den Höhenwinkel der Antenne wählen.

Die Trägerfrequenz der empfangenen Echos ist bis auf die Doppler-Frequenz, welche durch die Relativgeschwindigkeit der Ziele bestimmt ist, gleich der Sendefrequenz f.

Herkömmliche Frequenzumsetzer , Verstärker und Detektorschaltungen zeigen auf einem Bildschirm die Radar karte der Störungen an. Bekannte Maßnahmen machen es möglich, die gleichen Schaltungen zur Darstellung von größeren geographischen Umrissen, beispielsweise Küstenlinien, zu verwenden.

Beim Landen wird die Abtastgeschwindigkeit der Antenne in derAzimutebene beschleunigt (beispielsweise auf 12O°/s erhöht) und gleichzeitig auf einen Abtastbereich von + beschränkt, während der Höhenwinkel der Antenne fest ist.

Die länge der Sendeimpulse wird auf T₂, beispielsweise 0,4 iis verkürzt, und die Empfängerschaltungen, die später unter Bezugnahme auf Fig.12 in mehr Einzelheiten beschrieben werden, sind nun so ausgebildet, daß sie nicht die Echos der Frequenz f empfangen, sondern die Echos mit anderen Frequenzen f₁ = f_Q + Af ( oder f_Q - Δ f), die von den Reflektoren oder Baken B₁, Bp und B, zurückgeschickt werden,von denen angenommen ist, daß es sich um aktive (frequenzmodulierende )Reflektoren handelt, die Signale

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mit der Frequenz f. zurückschicken. Die Roll- und Stampfbewegungen des Flugzeugs werden natürlich kompensiert, entweder durch Verstellung der Antenne oder bei der Verarbeitung der empfangenen Signale.

Die Antenne des Systems ist so ausgebildet, daß sie beim Empfang als eine Summen-Differenz-Monopulsantenne dem Höhenwinkel nach arbeitet; die Antenne enthält entweder zwei strahlende Öffnungen., von denen eine nicht verwendet wird, wenn das System als Wetter-Radargerät betrieben wird, oder sie enthält eine einzige Öffnung, der an sich bekannte MehrfachwelIentyp-Erregungsanordnungen zugeordnet sind.

Die Winkel g^, gg» g-* (Fig.8) zwischen den Achsen AB.., AB« bzw. AB, und der X-Achse des Flugzeugs sind aus der Augenblickastellung der Antenne im Augenblick der Erfassung der Ziele bekannt.

Diese Winkel werden bis auf einige Tausendstel Bogengrad genau bestimmt, wenn das Bündel einen Öffnungswinkel von hat. Sie ermöglichen eine grobe Berechnung des Winkels γ. Da der Gleitwegwinkel des Flugzeugs klein ist, kann die Berechnung des Winkels γ in der Horizontalebene erfolgen, die in Fig.8 und 10 gezeigt ist, wobei der Punkt A^ die Projektion des Punktes A auf diese Ebene ist. Solange wie das Flugzeug von der Land bahn weit entfernt ist, gelten die inFig.8 dargelegten Bedingungen genau, und es gilt

υ - ^Vf ( «o - H >

wobei r_Q die Entfernung A„B ist, die der vom Radargerät gemessenen Entfernung AB_Q gleichgesetzt werden bann,¹ L'der Abstand zwischen B_Q und B, ist, und g_Q gleich (g^ + g₂)/2 ja*-.

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_ 10 -

Wenn das Plugzeug näher kommt, ist diese Annäherung nicht mehr gültig, weil der Azimutwinkel des Punktes B_Q nicht mehr dem Wert (g.. + g^)!^ gleichgesetzt werden kann. Es gilt dann die Beziehung :

Υ=ΪΓ ⁽ ^₀ - B₃) + JJE" (e₂ - ^g1^{5 (1)}

WOx'η b die Strecke B^B'p ist, d.h. die Projektion der Strecke B^Bp auf die LandebahnachsBjdiese Strecke beträgt etwa 180 mm (Pig.10).

Da der Abstand A₁A(PIg.6) klein gegen AB_Q (Pig.1) ist, kann die Winkelabweichung γ ganz einfach aus den vom Mono pulsausgang des Radargeräts gelieferten Höhenwinkelablagen AS und AS- berechnet werden, wie Pig. 9 zegt: Wenn ρ der theoretische Gleitwegwinkel ist, und ß der Höhenwinkel des Punktes A^ von B_Q aus gesehen, lautet die Beziehung zwischen Sund ß :

6= ß - P
oder in anderen Worten:

( AS₀ - AS₃) - ρ (2)

dabei ist r, die Entfernung A^B, . die der vom Radargerät gemessenen Entfernung AB, ähnlich ist.

Die Berechnung von γ und δ nach den Formeln (1) und (2), die einfache arithmetische B_eaie hangen (Subtraktionen, Multiplikationen, Additionen ) sind, fann auf irgemeine bekannte Weise entweder digital oder analog erfolgen. Fig.12 zeigt das am allgemeinsten angewendete Grundschaltbild a ine a ILM-Impulsradarüj--stGiE:i na oh dsr Erfindung«

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Der Klarheit wegen ist die das ganze System darstellende Figur in zwei Teile 12a und 12b aufgeteilt. i^lig.,12a enthält konventionelle ILM-Radarempfangerschaltungen, Eingänge für Flugparameterdate η und Winkel berechnungsschaltungen, während Pig.12b im wesentlichen die gemäß der Erfindung ausgebildeten Schaltungen enthält, wobei jedoch einige konventionelle Teile des Systems der Klarheit wegen in Fig.12b erscheinen.

Das erfindungsgemäße System weist eine gewisse Anzahl von Eingängen auf. Allgemein gesprochen gibt es drei ' Gruppen von Eingängen, denen Eingangs signale zugeführt werden, die entweder von anderen Bordinstrumenten geliefert werden oder aus den Piloten zur Verfügung stehenden Karten oder Tabellen entnommen werden und sich auf die betreffende Landebahn beziehen.

(i) Flug-parametereingänge

Die Lieferung dieser Parameter ist an Bord moderner Verkehrsflugzeuge vollkommen üblich (es werden ärodynamische Systeme und/oder Kreiselsysteme und /oder Trägheitssysteme verwendet). Die hier verwendeten Parameter sind:

¹ (a) der Querneigungswinkel Φ

(b) der Längsneigungswinkel θ

(c) der Gierwinkel Δ C

(d) der Abtriftswinkel d

Die drei zuerst erwähnten Winke !parameter beziehen sich auf die Fluglage des Flugzeugs und werden den Eingängen I_R, Ip bzw. Ιγ zugeführt; diese drei Eingänge sind der Klarheit wegen in einer Gruppe bei I^ wiederholt.

Der Eingang für den Abtriftwinkel parameter ist bei I, gezeigt.

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(11) Landebahnparameterelngänge

Die Gruppe der Landebahnparametereingänge dient dazu, in die Rechenschaltungen Werte einzugeben, welche die Kenngrößen der Landebahn darstellen» Diese Werte sind von einer Landebahn zur anderen verschieden und werden im allgemeinen in die Schaltungen von Hand durch den Piloten oder den Kopiloten eingegeben, dem Tabellen dieser Werte zur Verfugung gestellt werden. Diese Werte sind: Die Läoge L, der Schwellembstand f und die Breite 2m der Landebahn, wie in Fig. 18 gezeigt ist. Diese Parameter sind an dem allgemeinen Eingang I_RW (Fig.12b) verfügbar.

(ill) Reflektorparametereingänge

Die Gruppe der Reflektorparameter besteht aus den Parametern a, b und e, die in Fig.10 und 18 gezeigt sind. Diese Parameter sind am Eingang I_fi (Fig.12b) verfügbar.

Die Form, in e'er die Eingangssignale an Bord verfügbar sind, und in der sie den verschiedenen Eingängen zugeführt werden, hängt im wesentlichen von der Art der Schaltungen ab, denen die Signale zugeführt werden, (digitale oder analoge Schaltungen, und, falls analoge Schaltungen, Gleichstrom- oder WechaeIstromschaltungen).

Dieser Punkt wird hier nicht im einzelnen erörtert, da es nun für den Fachmann vollkommen gebräuchlich ist, optische Signale in elektrische Signale, Wechselstromsignale in Gleichstromsignale , Spannungssignale in Amplitudenaignale, Impulssignale in kontinuierlicheSignale, digitale Signale in Analogsignale und umgekehrt umzuwandeln.

Nachdem die Eingangs signale definiert sind, soll nan das System beschrieben werden. Ss enthält eine Antenne 1, die

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als Höhen-Monopulsempfangsantenne betrieben werden kann, einen Abtaster 2 zur Steuerung der Verschwenkung der Antenne dem Azimut naoh mit der einen oder der anderen von zwei Schwenkgeschwindigkeiten, denen die eine bzw. die andere von zwei Amplituden zugeordnet sind, wobei die Schwenkbewegung der Antenne in konventioneller Weise gegen Rollen und Stampfen durch eine Stabilisiereinrichtung 3 stabilisiert ist, deren Steuerei ngange die Eingänge I_R und Ip sind. Die Antenne ist symbolisch mit zwei strahlenden Elementen dargestellt, die der Monopulsfunktion entsprechen, doch bedeutet dies nicht, daß sie notwendigerweise aus zwei Elementen gebildet ist: Wie bereits erwähnt, ist es für den Fachmann offensichtlich, daß eine einzige Strahlungsquelle des Mehrfachwellenforratyps Summen- und Differenzsignale gleichzeitig erzeugen kann.

Die Antenne 1 hat einen beim Senden und Empfang verwendeten Kanal oder Summenkanal 11 und einen nur beim Empfang verwendeten Kanal oder Differenzkanal 12. Der Suramenkanal 11 ist an einen Send e-Empfangs-Um3 cha lter 4, beispielsweise einen UHP-Zirkulator, angeschlossen, und zwar möglicherweise über einen Polarisationsschalter 5, wie es bei den meisten Wetter-Radargeräten der Fall ist.

Sie Klemme "Senden" des Sende-Erapfangs-TJmsolialters 4 ist mit einem Sender 6 verbunden; dieser liefert UHF-Träger impulse mit einer Trägerfrequenz f _Q von beispielsweise 104 MHz und einer Folgefrequenz Fp. von beispielsweise 200 Hz und der Dauer τ.(beispielsweise 5 fts) oder einer Folgefrequenz F^2 von beispielsweise 2500 Hz (evtl. gewobbelt) und der Dauer τ^ (beispielsweise 0,4 iis). Zu diesem Zweck

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hat der Sender 6 einen Impulsdauer-Steuereingang 61, wobei die Steuerung von Hand und/automatisch erfolgt, falls das Flugzeug mit einem Flugwegrechner ausgestattet ist, der ein Signal für den Eingang 61 erzeugt, wenn die Reiseflugphase beendet ist; ferner hat der Sender 6 einen Eingang 62, der die Folgefrequenz steuert, wobei die beiden Eingänge von Hand oder automatisch synchronisiert sind, wie symbolisch durch die gestrichelte Linie zwischen den Klemmen 61 und 62 angedeutet ist.

Solche Antennensysteme und Sender sind an sich bekannt und beispielsweise in der DT-PS 1 234 811, der US-PS 3 146 448 , der US-PS 3 177 484 und der FR-PS 950 799 beschrieben. *

Die Klemme "Empfang" des Sende-Empfangs-Umschalters 4 ist mit einer Mischstufe 7 verbunden, und zwar entweder direkt ( im Wetter-Radarbetrieb) oder , für die Landephase, über ein UHF-Hochpaßfilter 8, dessen Grenzfrequenz zwischen f_Q und f₁ = t_Q +Af liegt; für diesen Zweck ist ein Umschalter 9 vorgesehen.

Die Mischstufe 7 ist andrerseits an den Ausgang eines ersten Oszillators 10 der Frequenz f_Q + Fj angeschlossen, wobei Fj die Zwischenfrequenz des Wetter-Radarempfängersystems ist. Dieser Oszillator ist mit einer automatischen Korrektur der Frequenz f ausgebildet; dies erfolgt über eine übliche Rückkopplungsschleife mit einer Mischstufe 111, die an die Ausgänge des Senders 6 und des Überlagerungsoszillators 10 angeschlossen ist, einem Verstärker 112 und einem Frequenzdiskriminator 13_t der auf die Frequenz Fj abgestimmt ist, die beispielsweise 30 MHz beträgt.

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An den Ausgang der Mischstufe 7 ist der Eingang eines Umschalters 14 angeschlossen, der zwei Ausgänge H.1 und 14.2 hat. An den Ausgang 14.1 ist ein üblicher Wetter-Radar empfänger 15 angeschlossen, der in herkömmlicher Weise einen gewöhnlichen Videokanal, einen "Isokontur-Kanal" (der insbesondere mit Einrichtungen zur Steuerung der Verstärkung in Abhängigkeit von der Zielentfernung ausgestattet ist ) und eine PPI-Anzeige enthält. Die Einstellung des Umschalters 14 erfolgt synchron mit der Steuerung des Senders 6 an der Klemme 61 in der Weise, daß sich der Umschalter 14 in der Stellung 14.1 befindet, wenn der Sender 6 Impulse der kürzeren Bauer T₁ liefert, und in der Stellung 14.2, wenn der Sender .Impulse der längeren Dauer ί^ liefert.

An die Klemme 14.2 ist eine zweite Mischstufe 16 angeschlossen, der andrerseits das Ausgangssignal eines zweiten ÜberlagerungsOszillators 17« beispielsweise mit der Frequenz 215 MHz , zugeführt wird. Das Ausgangssignal dieser Mischstufe, bei dem angegebenen Beispiel mit der Frequenz 45 MHz, bildet nach Verstärkung im Verstärker 18 und der Modulation im Detektor 19 das Summen-Videosignal. Vorzugsweise wird eine an sich bekannte"doppelte automatische Verstärkungsregelung durchgeführt, und zwar in einer Anordnung 20 in Abhängigkeit von dem mittleren Rauschpegel und in einer Anordnung 21 in Abhängigkeit von der Zielentfernung·

Wenn beim Endanflug ein anderes Flugzeug vorhanden ist, das mit einem Annäherungs-Radargerät des gleichen Systems ausgestattet ist, das im wesentlichen bei der gleichen Frequenz arbeitet, werden die Antsortsignale der Ziele auf die von dem gleichen Flugzeug kommenden Impulse in herkömmlicher Weise durch Korrelation, beispielsweise durch Korrelation von drei aufeinanderfolgenden Echos,

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in einer Anordnung 22 identifiziert. Die Ausgangssignale des !Correlators 22 können dann in gleichfalls an sich bekannter Weise dazu verwendet werden, Entfernungsgatter zu steuern, die , nachdem sich der Empfänger auf die Zielechos verriegelt hat, gewährleisten, daß mit diesen Zielen eine Entfernungsnachführung durchgeführt wird.

Diese Signale dienen ferner in üblicher Weise zur Bestimmung der Entfernungen r.., r₂, r, zwischen dem Flugzeug und den Reflektoren. Zu diesem Zweck werden sie einem Entfernungsrechner 23 zugeführt, der durch die allgemeine Impulsradar-Synchronisieranordnung 24 synchronisiert wird, die natürlich in gleicher Weise auch den Sender 6 und den Wetter-Radarempfänger 15 steuert.

Die Azimutwinkel g^, g₂, g« werden direkt von einem. Stellungsdetektor 25 abgeleitet, der die Antennenstellung abfühlt und mit dem Abtaster 2 verbunden ist.

Diese Daten, sowie die Entfernungsdaten werden einem arithmetischen Rechner 26 zugeführt, der an den Gierwinkeleingang I angeschlossen ist, und dem andrerseits die Höhenwinkeldate η δ S., AS₂, Δ S., zugeführt werden, die in der nachstehend beschriebenen Weise geliefert werden.

Es sei angenommen, daß der Computer für einen gegebenen Gleitwegwinkel und eine gegebene Land ebah na us bildung programmiert ist. In allen anderen Fällen weist er Eingänge Ig und I_RW auf, an denen der Gleitwagwinkel ρ und die Landebahnparameter L. eingestellt werden.

Die Höhenwinkel da te η werden aus den von der Monopulsantenne gelieferten Summen- und Differenzsignalen erhalten. Zu diesem Zweck ist der Differenzkanal 12 an

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ein Filter 81 angeschlossen, das dem Filter 8 gleich ist, und auf das eine Mischstufe 71 folgt, die der Mischstufe 7 gleich ist. An den Ausgang der Mischstufe 71 ist eine Mischstufe 161 angeschlossen, die der Mischstufe 16 gleich ist. Ein Operator 50, dessen Eingänge an die Ausgänge der Mischstufen 16 und 161 angeschlossen sind, bildet die Signale Σ+ j Δ und Σ- JA , wobei das Symbol j eine Phasenverschiebung um π/2 darstellt.

Diese Signale werden jeweils in einem Begrenzer-Verstärker 27 bzw. 28 verstärkt und begrenzt, und ein an die Ausgänge der Begrenze r-Ygirstärker 27 und 28 angeschlossener Amplituden-Phasendetektor 29 erzeugt das HöhenwinkelablagesignalAS.( i = 1, 2, 3), das dem Höhewinkeleingang des Rechners 26 in der gezeigten Weise zugeführt wird..

Der Rechner 26 kann in an sich bekannter Weise ausgeführt sein. Er enthält eine gewisse Anzahl von Speicherstellen, in denen verschiedene Werte der Signale r^ , AS^ und g^ (i = 1, 2, 3) aufgezeichnet werden, wobei die Adressierung der Speichers üellen dea Rechners natürlich durch das (der Klarheit wegen nicht dargestellte) Radar-Synchronisier system, das die Sendersteuerimpulse zum Eingang 62 liefert, synchronisiert ist. Der Rechner enthält ferner arithmetische Rechenschaltungeri; diese berechnen den Wert AS , der ein Wert des Winkels AS ist, der sich auf den Punkt B_Q bezieht und am Ausgang 265 verfügbar ist, die Entfernung r zwischen dem Flugzeug und dem P_unkt B , und einen Koeffizient K, der später erläutert wird und für die Berechnung des Winkels γ notwendig ist« Wie gezeigt werden soll, erfordern alle diese Berechnungen nur rein arithmetische Operationen(Addition, Subtraktion* Multiplikation und Division) und werden daher durch Schaltungen ausgeführt, die von jedem Computer fachmann ohne weiteres erhalten werden k'innen.

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Die Entfernung r_Q ist ira wesentlichen gleich dem folget ?n Wert:

_r ^rt ^{+ r}2 a² - b²/4 ο ~ 2 r₁ + r₂

wobei a und b dem Computer an den Eingängen I_RW zur Verfügung gestellt werden. Der Koeffizient K ist gleich dem zweiten Glied, also :

ν _ a² - b²/4
^{r +} *

Der Winkel AS kann mit vernünftiger Annäherung dem folgenden Wert gleichgesetzt werden:

wobei η (Fig.11) ein fester Wert ist, der in die Rechenßchaltung eingegeben wird.

Der Klarheit wegen ist die Schaltung 26 nochmals in Fig.12b gezeigt, wobei die Eingänge S, r, g global für die Signa le A S^, r, bzw. g. stehen.

Jeder so bezeichnete allgemeine Eingang ermöglicht die Anzeige von mehreren Parametern -entweder in Serie oder parallel, wobei jeder allgemeine Eingang für eine Gruppe von Eingangs klemmen steht, die den verschiedenen bezeichneten Parametern entsprechen.

Das System enthält ferner fünf allgemeine Recheneinheiten: 1.) die Recheneinheit 201; diese bestimmt:

- die Koordinaten χ , y , ζ des Flugzeugs in Bezug auf

das Landebahn-Koordi na cenr.ys tem ;

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- den Vorhalte winkel Δ ψ, also den Winkel, um den das Flugzeug um seine Hochachse gedreht werden muß, damit die Längsachse des Flugzeugs im Augenblick der Bodenberührung parallel zur Land ebahnachee liegt;

- die korrigierten Werte v_ und δ der charakteristischen Winkel γ und δ ;

- die Entfernung r~ - e zwischen dem Plugzeug und dem dem Aufsetzpunkt entgegengesetzten Ende der Landebahn*

2.) Die Recheneinheit 202; diese bestimmt die korrigierten Werte der Peilungen der Reflektoren und des Punkts B , die in der Recheneinheit 201 verwendet werden«

3.) Die Recheneinheit 203 oder Landebahn-Recheneinheit; diese bestimmt aus den Land e bah npara meter η und aus den Parametern , die von den zuvor erwähnten Recheneinheiten geliefert werden, die Parameter, die für eine synthetische Darstellung dor Landebahn notwendig sind, die evtl. mit der Darstellung andrer Flugparameter verbunden sein kann.

4.) Die Recheneinheit 204 zur Berechnung der vorhergesagte η Stillstandsentfernung DS.

5.) Die Antikollisions-Recheneiriheit 205.

Da3 am Ausgang 263 des Rechners 26 verfügbare Signal r wird in der Subtraktionsschaltung 101 von dem Signal r* abgezogen, wodurch der Wert L geliefert wird, der den Abstand B_Q - B^ darstellt. Die Werte a, b und e sind nämlich oft Daten, die bei verschiedenen Landebahnen gleich sind, während sich der Abstand L in sehr großem Maße (mehrere hundert Meter oder mehr) ändern kann, und es ist daher vorteilhaft, ihn lieber aus Messungen zu bestimmen als einzustellen.

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Die Bestimmung dieses Wertes kann sogar eine Prüfung bilden.

Die Signale e vom Eingang Lg und r~ vom Eingang r werden in der Subtrahierschaltung 102 subtrahiert.

Das Ausgangssignal der Subtrahierschaltung 102, das gleich

to (r* - e) ist, stellt die Entfernung zwischen dem Flugzeug und dem dem Landepunkt abgekehrten Ende der Landebahn dar und bildet einen wertvollen Hinweis nicht nur in der Anfangs- und Endphase des Anflugs, sondern auch während des Rollens des Plugzeugs auf der Landebahn.

Die Koordinate X des Flugzeugs kann dem Absolutwert nach gleich dem Wert r_Q angesehen werden. Der gefilterte Wert x- der Koordinate X wiö am Ausgang des Filters geliefert, das in Reihe mit dem Ausgang 263 und der Umkehrstufe 303 angeordnet ist.

Der Wert vonywird aus den korrigierten Mittelwerten G₁, G₂, G, "?er Peilungen g₁, g₂, g·* berechnet, die auf Grund von η aufeinanderfolgenden Impulsen bei jedem Durchgang des Bündels der Antenne durch die Reflektoren B^, B₂ bzw. B, erhalten werden. Ein erster Rechner 105, dem die kompensierten Signale g,. bzw. g₂ zugeführt werden, ermittelt die Werte :

i=n i=n

i=i

- Q

Λ J

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'/eeingegangenm-dULZU-

von dem Detektor 25 gelieferten Werte von g^, g₂» g^ werden in einer Anordnung 310 hinsichtlich der Plugzeugverstellung kompensiert. Die Anordnung 310 hat Eingänge für g^, für die Parameter t_Q und b( Eingang Lg) und .für den Parameter C.

Der Rechner 106 ermittelt das Signal

i=n

^G3 = IYi ^g3ci

Der Rechner 107 hat vier Eingänge , die an die Ausgänge der Rechner 101, 105 und 106 sowie an den Ausgang 263 angeschlossen sind, und er ermittelt das korrigierte Signal

Die Schaltungen 105 und 106 bilden die Einheit 202.

Die Koordinate y des Plugzeugs wird in der Multiplizierschaltung 108 ermittelt, welche die Signale r* undy_ empfängt,

j C

Der gefilterte Wert, nämlich Y _f , wird am Ausgang des Tiefpaßfilters 109 abgegeben. Das Tiefpaßfilter 110, das an den Ausgang des Rechners 107 angeschlossen ist, liefert das gefilterte Signal Y_c:p·

Die Koordinate Z_Q des Plugzeugs wird dadurch erhalten, daß in der Multiplizierschaltung 111 das Produkt ß*r gebildet wird, das anschließend im Filter 112 gefiltert wird. Der Wert von ß wird in einem arithmetischen Rechner 26a erhalten, der vier Eingänge hat; diese empfangen das Signal AS^, (von der Schaltung 29)_t das Signal AS_Q( vom Rechner 26), das Signal τΛvom Rechner 23) und das Signal L (von der Schaltung 101). Die Multiplizierschaltung 111 bildet das Signal

ß =£2

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das der Multiplisiersehaltung 111 und dem Filter 113 züge führt wird.

Das im Filter 113 gefilterte Signal ß wird der Subtrahier schaltung 114 zugeführt, die außerdem das Signal ρ empfängt und das gefilterte Signal Δ - = β - ρ liefert.

Das gefilterte Signal γ _ vom Ausgang des Filters 110, das gefilterte Signal G,- vom Ausgang des Filters 115 und das Signal Δ C von dem Kursdatenerzeuger werden algebraisch in der Addierschaltung 116 addiert, die das "Vorhaltesignal"

Δ Ψ = G₃ -γ-ΔΟ

liefert, welches die Winkelamplitude der Gier bewegung darstellt, die bei der Boden berührung der Räder erforderlich ist, damit die Achse des Flugzeugs parallel zu der Landabahnachse gemacht wird und gewährleistet ist, daß das Flugzeug richtig auf dem Boden rollt. Die Schaltungen 101 bis 104 und 107 bis 126 bilden die zuvor erwähnte Einheit 201, welche die kennzeichnenden Parameter des Ortes und der Fluglage des Flugzeugs und genaue Werte der Winkelabweichungen γ und δ liefert. _v

Die Signale

am Ausgang der Schaltung 26a , die Ausgangs Signa Ie G_Q und G, der Rechner 105 und 106, das Aus gangssignal ß^ des Filters 113 , die Ausgangs signale Θ, AG und ^(Eingang

209841 /0635

der (oicht dargestellten) Kreiaebnordnung des Flugzeugs und die Parameter, welche die Landebahn bezüglich der Reflektoren definieren, werden der Einheit 203 zugeführt, welche die Parameter ermittelt, die für die perspektivische Darstellung der Landebahn notwendig 3ind; diese Darstellung ist als synthetische Anzeige bekannt, in der die Landebahn' so erscheint, wie sie gesehen würde, wenn die Sicht dies zuließe.

Das Prinzip der Darstellung der Landebahn ist bekannt. Es ist beispielsweise in der ÜS-PS 3 486 010 beschrieben und wird hier nicht erläutert, da die hier beschriebene Anordnung nur den Zweck hat, die für diese Darstellung notwendigen Parameter zu liefern.

Die vorher gesagte Stillstandsentfernung D_g wird in der Einheit 204 berechnet, die an den Ausgang X_Q der Einheit 201 angeschlossen ist, sowie an den Beschleuniguugsmesser oder die .Trägheitseinheit des Plugzeugs, von wo a ie Beschleunigung l\, in der Richtung BX geliefert wird_o

Die AntikollisSDns-Punktion wird von der Einheit 205 erfüllt, die an die Eingänge Γ,η und AS angeschlossen ist.

Die verschiedenen Bestandteile der Einheit 201 sind im wesentlichen konventionelle Schaltungen: Algebraische Addierschaltungen (101, 102, 116), Umkehrschaltungen (103), Multiplisierschaltungen (108, 111), Tiefpaßfilter (104, 109, 110, 112) oder konventionelle Kombinationen solcher Schaltungen (Rechner 107).

Die Peilungen g_1f g₂, g, werden natürlich in verschiedenen Zeitpunkten gemessen; ferner ist die Achse äes Flugzeugs und demzufolge die Achse des Stra'alüßgsüiagraiams der Antenne nicht vollkotßsen stabil. Bei üer Berechnung von G und νοηΔψ

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treten äie Peilungen der drei Reflektoren auf, und es ist daher sehr notwendig! die Auswirkung von Verstellungen des Flugzeugs zwischen den Messungen sowie die Auswirkung von möglichen Gier bewegungen auf die errechneten Werte G_Q zu kompensieren.

Fig.13'zeigt im einzelnen die Peilungskorrekturschaltung 310, Der Stellungsdetektor 25 liefert im Augenblick der Messung einen Wert Q^ (der je nach dem angestrahlten Reflektor g^, go oder g, ist). Die Sende- und Empfangizeitpunkte werden zur Koinzidenz gebracht, da die Geschwindigkeit des Flugzeugs, wie groß sie auch sein mag, allerhöchste ns gleich einigen Millionsteln der Ausbreitungsgeschwindigkeit der elektromagnetischen Wellen ist.

Es sei zunächst angenommen, daß der Kurs¹ konstant ist, und daß das Flugzeug stationär ist. Die mit η Echos ermittelte mittlere Peilung wird in der Schleife 300 erhalten (wobei für jede Peilung g. eine Schleife vorgesehen ist. Diese Schleife enthält eine Subtrahierschaltung 301, die das Signalt = g^ - G₁ (mit i = 1, 2, 3) liefert, eine Rechenanordnung 302 für den mittleren Fehler, der den Wert

ε₀ = f 7 U mit 3 = ι, <>, ... η

berechnet, und einen Integrator '304, der den folgenden Wert berechnet:

Der Kurs des Flugzeugs ία Augenblick äer Messung ist nämlich 0 = (T +Δ0; 3er Wert AC wird aus dem Wert G . ία Rechner 303 berechnet, der üer- Kittslwsri;

2 0 S 8 4 1 / Q 6 3 k

-* 25 —

f/e. eingegangen

und die Differenz C - Ü" berechnet. Die Schaltung 303 ist aehr einfach aufgebaut, beispielsweise aus einem Widerstand und einem Kondensator, wenn das Signal C ein Gleichspannungssignal ist. Das Signal AC wird in der algebraischen Addierschaltung 301 zu dem Wert G^ .addiert. Wenn der mittlere KurswinkelAH^ des Flugzeugs relativ zur Landebahn konstant ist oder sich sehr langsam ändert, und wenn das Flugzeug in der Nähe der Achse der Landebahn ist, kann die Korrektur von G* in Abhängigkeit von der Bewegung des Plugzeugs unter der Annahme erfolgen, daß die Ableitungen von G^ und von G¹-gleich sind, wobei G^ (Fig.14) die Peilung des Reflektors B^ relativ zu der Achse der Land bahn ist, wobei angenommen wird daß sich das Flugzeug in der vertikalen Ebene dieser Achse (Y₀ = 0) befindet. Diese Peilung G^ wird aus r_Q, b und a in der Rechens chal tu ng 305 nach den folgenden Gleichungen berechnet:

G'.j st arctg

ν-*

arctg —

² r + -

^ro ⁺ 2

Der Differentiator 306 liefert den Wert

dt

der in der Schaltung 306 zu dem Mittelwert ε" addiert wird. Für i = 3 gilt G₂ = G', und es erfolgt keine Korrektur. Diese dynamischen Korrekturen sind nur so lange genau, wie sich das Flugzeug A in der vertikalen Ebene der Achse der Land bahn befindet, und solange Δ fim wesentlichen konstant ist.

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Nun ist Δ ψ im wesentlichen durch die Windkomponente in der Richtung der Y -Achse bestimmt, und es ändert sich im Verlauf des Sinkflugs mit der Höhe des Flugzeugs_s wodurch sich ein Restfehler ergibt, der jedoch in der End phase der Landung klein ist. F ig.15 zeigt das Blockschaltbild der Einheit 202, welche die Peilungen ermittelt. Diese enthält:

- drei Korrekturschaltungen 401, 402, 403, von denen jede eine Schleife enthält, die der Schleife 300 gleich

:— zwei Differenzier- und Rechenschaltungen 405, 406 für i = 1 und i =2, von denen jede der Schaltung 301 von Fig.13 ähnlich ist;

- einen arithmetischen Rechner 408, der an die Ausgänge der Korrekturschaltungen 401 und 402 für die Signale G₂ bzw. G₁ angeschlossen ist und die folgende Berechnung durchführt:

σ₀-

Die synthetische Anzeige der Landebahn kann entweder ein Bild sein, das parallel zu der Blickrichtung des Piloten (d.h. der Richtung, in die er auf die Landebahn blicken würde, wenn sie sichtbar wäre) ins Unendliche projiziert ist, d.h. ein Bild, das der Landebahn überlagert ist (pro j izier te Fjiontscheibenanzeige), oder ein Bild, das auf einem im Instrumentenbrett angebrachten Anzeigegerät gebildet wird. Ira letzten . Fall ist der scheinbare Durchmesser der Landebahn durch den verfügbaren Raum bestimmt.

In beiden Fällen werden die für dieDarsteilung der Landebahn erforderlichen Parameter in der Einheit aus den Winkel- und Entfarnungsdaten, welche die Höhe

209841/0635

des Flugzeugs und seine Lage relativ zu der durch die. Punkte B , B~ bestimmten Ashse der landebahn definieren, und aus den geometrischen Dsfceη der Landebahn (beispielsweise Lage von B und B~ relativ zu den vier Ecken der Landebahn) ermittelt. Die betreffenden Winkel und Entfernungen werden von den zuvor beschriebenen Schaltungen geliefert (Peilungen G_Q, G₅, WinkelAVund ß,'-Höhenwinkel Δ S_Q und AS*), oder sie werden von der (beispielsweise mit Kreiseln ausgestatteten ) Navigationseinheit geliefert (Neigungswinkel θ und Φ, Kursabweichung AG); die sich auf die geometrische Ausbildung der Landebahn beziehenden Daifeη werden für jede Landung beispielsweise von Hand eingestellt.

Zusätzlich zu der synthetischen Anzeige der Landebahn kann das an die Ausgänge derEinheit 203 angeschlossene Anzeigegerät auch in herkömmlicher Weise die Achse der Landebahn den Horizont» den theoretischen Uflugweg AT, den Bodengeschwind igkeits vektor und ganz allgemein irgendwelche anderen, von anderen Flug- und Savigatbnshilfen zur Verfügung gestellten Parameter darstellen.

Die Anzahl der auf diesem Anzeigegerät dargestellten Parameter wird jedoch so begrenzt, daß eine übermässige Verwirrung der Darstellung der Landebahn vermieden wird.

Fig.18zeigt die Landebahn und die Projektion des Flugzeugs auf dem Boden; Y_H ist die Projektion der Flugzeuggeschwindigkeit relativ zum Boden auf die horizontale Ebene.

Die landebahn kann durch die Koordinaten der w±er Punkte P-., Pg, P^, P. in Bezug auf äas Flugzeug-Koordinatensystem definiert werden.

209841/0 S 3 S

Die relative Anordnung der Landebahn-Reflektoren ist (Fig.14 und 18) vollständig durch die folgenden Parameter definiert:

e (Abstand zwischen B, und der Linie P, - P.)J L. (Abstand-B₀ - B₅) ;
2a ■■ (Abstand B₁ - B₂) ;

b (Projektion von B^ - B₂ parallel zu der Achse der Landebahn);

f (Abstand zwischen B_Q und der Linie P₁, P₂); 2m (Breite der Landebahn).

Fig.16 zeigt ein Blockschema einer Ausführungsform der Schaltungen 205 für die Bestimmung der Parameter der Landebahnanaeige und Fig. 17 zeigt die synthetische Landebahn. Die Y-Achse und die Z-Achse sind die Flugzeugachsen (d.h. fest mit dem Γ lugzeug verbunden); sie werden nicht notwendigerweise dargestellt( insbesondere bei Anwendung einer projezierten Fro nt scheibe na η ze ige ), aber sie sind in die Zeichnung mit aufgenommen worden» damit das Verständnis erleichtert wird.

Die Höhenwinkel sind klein, wenn sich daa Flugzeug der Landebahn nähert ( im höchsten Pail einige Graöe)₅ und die scheinbaren Durchmesser sind our· in üe,v horizontalen Ebene berechnet.

Es sei daran erinnert, daS die Darstellung mit Hilfe von Katodenstrahlröhren erfolgt, und ä&B die verschiedenen Ablenkungen in Richtung der X-Achse und i,*v Y-Aohse dadurch erhalten werden, daß Spannung:?:.:., die der;

208841/063S

gewünschten Ablenkungen proportional sind, an die Ablenkplatten der Röhre angelegt werdend

Um eine Überladung der Beschreibung zu vermeiden, werden nachstehend die gleichen Ausdrücke unterschiedslos für die Bezeichnung der Werte der Koordinaten eines Punktes der synthetischen Landebahn und für die Bezeichnung der diesen Koordinaten proportionalen, an die Röhren angelegten Spannungen verwendet.

Die Einheit 203 enthält:

- eine erste Gruppe von Eingängen, die an die Einrichtung (beispielsweise eine Kreiselanordnung) angeschlossen sind, > welche die Winkel AC, θ und Φ liefert (Eingang

- eine zweite Gruppe von Eingängen, die an die Ausgänge G₀, G₃,ΔΨ , γ, p, ß (AS₀ - AS₃) und X_Q, Y_Q, Z_Q der

Anordnungen 201 und 202 angeschlossen sind;

- eine dritte Gruppe von Eingänge η für die Einstellung

der Kenngrößen der Landebahn, beispielsweise die in Pig.18 angegebenen Parameter L, E, m, f (Eingang 1^); die Kenngröße L kann entweder von Hand eingestellt oder automatisch aus dem Ausgangssignal der Anordnung 101 in der Einheit 201 erhalten werden. Wenn keine Querneigung vorhanden ist, würde der Horizont durch die gestrichelte Linie H₁ mit der Ordinate θ (Fig.17) dargestellt werden.

Die Achse der Landebahn schneidet im Punkt B₀₀ mit der Ordinate Y ^AY(Punkt im Unendlichen auf der Achse ) diese Linie und die Linie H, die den wirklichen Horizont darstellt, der im Winkel Ψ zu der Linie H₁ st$ht.

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Die Eingänge θ una ΔΨ liefern direkt üie Signale, die für die Darstellung der Linie H₁ und des Punktes B₀₀ notwendig sind. In der nachfolgenden Beschreibung werden die Koordinaten jedes dargestellten Punktes auf der Y-Achse und auf der Z-Achae durch die Indices Y bzw. Z bezeichnet.

Somit gilt für die Linie H₁:

H₁₂ - θ
und für den Punkt B :

CO

Der Punkt B_Q wird (Fig. 10 und 11) unter dem Winkel(9 + B) entlang der Z-Achse und unter dem Winkel Q entlang der Y-Achse gesehen*

Eine an die Eingänge θ und ß angeschlossene Addierschaltung 501 (Fig.16) liefert B_oZ. ·

Der Reflektor B₅ iat auf der Achse B₀₀- B_Q durch den folgenden Aisdruck definiert: ■ ^x

^B3A ""

Die Addierschaltung 502 liefert

Ein arithmetischer Rechner 503 definiert die Koordinaten der Punkte P₁, P₂, P^, P^ relativ zu deto Landebahn-Koordinatensystem B₀, X₀, Y₀, Z (Fig.10).

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Die Koordinaten entlang der Y-Achse und der Z-Achse in dem Flugzeug-Koordinatensystem A, X, Y, Z werden aus den sich auf das Landbahn-Koordinatensystem beziehenden Koor dinaten in dem Koordinaten-Umwandler 504 bestimmt, der in an sich bekannter Weise eine Anordnung vonMultiplizierschaltungen und algebraischen Addierschaltungen enthält, wobei die Koordinaten X^, Y^, Z^ eines Punktes P^ (i =1, 2, 3, 4) aus den Koordinaten X_Q^, Y_Q^, Z₀^ durch Gleichungen der folgenden Form erhalten werden:

X. = S₁X₀₁ + H₂ Y₀. + a₃ Z₀₁ ^Yi = ^b1^Xoi ⁺ *2 ^Yoi ^{+ b}3 ^Zoi ^Zi = ^c1^X _oi ^{+ C}2 ^Yoi ^{+ C}3 ^Zoi

u sind a^, a^, a^, b^, b2» b^, c^, C2» c^ die linearen Funktionen des Sinus und des Cosinus der Winlrel Φ, θ und welche die relativen Richtungen der drei Achsen der beiden Koordinatensysteme definieren. Die für die Barstellung der Landebahn erforderlichen Koordinaten sind die scheinbaren Durchmesser, d.h. das Verhältnis aer X-ICoordinaten und der Y-Koordinaten der Vektoren zu den Entfernungen AP₁, AP₀, AP_x bzw

Ein Rechner 505 ermittelt diese Entfernungen Ap. aus den Koordinaten der Vektoren nach den Gleichungen (AP₁)² = AP² _iX + AP² _iX + AP² _iz(mit 1 = 1, 2, 3, 4)

worin AP_iX, ΑΡ_1γ, ^A?i2 ^die Koordinaten des Vektors ÄpT in dem Koordinatensystem A₅ X, Y, Z sind. Die Koordinaten AP_iX und AP_iY werden in äem Rechner 506 durch AP^ dividiert, der dadurch P^ und* P,^ liefert. .

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Außer der Landebahn und dem Horizont ist es zweckmäßig, audiden zuvor definierten Punkt B darzustellen, sowie den Punkt T_Q, an dem die parallel zu B₀T (Fig. 11) durch den Punkt A gehende Linie die Landebahn schneidet. Die Lage dieses Punktes relativ zu der Landebahn ermöglicht in jedem- Zeitpunkt die Feststellung des Ortes des Aufsetzpunktes, wenn der Gleitwegwinkel auf dem Wert ρ gehalten wird, unter der Annahme, daß die Höhen- und Peilungskorrekturen unzureichend sind.

Da die Linie AT parallel zu BI ist, sind die Koordinaten des Punktes T auf der Y-Achse und der Z-Achse gleich , ΔΨ bzw. ( θ + p). Zu diesem Äweck isteine Addierschaltung 507 an die Eingänge ρ und θ angeschlossen. Wenn derPilot die Richtung der Flugzeuggeschwindigkeit nicht ändert, läge der Aufsetzpunkt, ausgehend von der gegenwärtigen Position bei B, d.h. am Schnittpunkt der parallel zum Geschwindigkeitsvektor durch A gehenden Linie mit dem Boden. Die Koordinaten des Punktes B sind:

B_y = Y_Y/V
Bj, = V_z/V

Darin sind Vy und V„ die Koordinaten der Bodengeschwindigkeit und V ihr Modul, wobei Vy den Abtriftwinkel desFlugzeugs darstellt. Die Werte ν_χ, Vy, V„ werden den Eingängen der Einheit 203 von einem Geschwindigkeits-Meßhilfssystem (beispielsweise Doppler-Radargerät) geliefert. Wenn kein solches System vorhanden ist, können sie aus den Koordinaten des Flugzeugs relativ zum Boden durch Differentation und Filterung erhalten werden. In diesem Fall wird eine Schaltung 508 zwischen den Geschwindigkeitseingängen der Einheit 203 und den Ausgängen X₀, Y , Z_Q der Einheit 201 angeordnet. Sie enthält iai wesentlichen

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drei Differentiatoren 701, 702, 703 , auf aie. Filter 704, 705, 706 folgen.Die an ölen Ausgängen der Filter erhaltenen Koordinaten werden einer Gruppe von Schaltungen 804, und 806 zugeführt, die den Schaltungen 504, 505 bzw. gleich sind. Evtl. können die gleichen Schaltungen mit einem Umschalter verwendet werden.

Die Landung erfolgt dadurch, daß et ie Punkte B₀ und B nach T_Q gebracht werden. Die verschiedenen Ausgangsparameter der Einheit 203 werden den Ablenkplatten der Katodenstrahlröhren zugeführt, die für die direkte oder projizierte Darstellung der Landebahn verwendet werden.

Die Parameter werden diskontinuierlich und wiederholt mit •einer so großen Folge frequenz dargestellt, daß sie der Beobachter dauernd sieht. Zu diesem Zweck verbindet ein Schalter 5'-1Ö, der zyklisch von einem Taktgeber 511 gesteuert wird, die Ausgänge der Einheit nacheinander mit den Ablenkplatten der Katodenstrahlröhre TG. Zwischen demiSchalter 510 und der Katodenstrahlröhre TC kann ein (nicht dargestellter)] S pe icher angeordnet werden, dessen Auslesefrequenz nicht notwendigerweise gleich der Einschreibfrequenz ist. Solche Anordnungen sind bekannt und werden hier nicht näher beschrieben, da der Gegenstand der Erfindung nicht die Erzeugung der Darstellung der Landebahn in der Einheit 203 istj die an sich bekannt ist, sondern die Verwendung der von den Einheiten 201 und 202 erzeugten genauen und vollständigen Daten für diese Darstellung.

Die vorhergesagte Stillstandsentfernung wird während des Rollens des Flugzeugs auf dem Boden in der Einheit 204 nach der folgenden Gleichung bestimmt:

?₂

^2ΓΧο

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!Darin sind'X , VX₀, IV,, die .Koordinaten des Plugzeugs seiner Geschwindigkeit bzw. seiner Beschleunigung in der Richtung parallel zur X-Achse. Im allgemeinen liefert ein Beschleunigungsmesser oder eine Trägheitseinheit die Koordinate Γ_νΛ. Die Koordinate V_Y kann

Xo Xo

entweder durch Integration von r_Xo oder durch Differentiation von X_Q erhalten werden, oder mit Hilfe eines Hilfs-Dopplerradargeräts. Im allgemeinen sind die Koordinaten der Geschwindigkeit und der Beschleunigung iu Bezug auf die Achse X_Q und Y nicht verfügbar. Die in Pig. 19 gezeigte Einheit 204 enthält daher zusätzlich zu einem arithmetischen Rechner 901 (Multiplizierschaltung, Dividierschaltung und Subtrahierschaltung) einen Koorüinaten Transforma tor 902, der aus- irgendwelchen Koordinaten der Geschwindigkeit und der Beschleunigung die Koordinaten

Außer während der Landephase des Flugs werden die von dem soeben beschriebenen System gelieferten Daten in der Einheit 204 auch dazu verwendet, eine Kollisionsgefahr auszuschließen. Ein Hindernis M ist gefährlich, wenn es sich auf oder über dem vorhergesagten Flugweg •des Flugzeugs befindet,wie in Fig 20 gezeigt ist, wo AF die Achse des Bündels der Höhenantenne darstellt und

AS die Höhenwinkelablage eines in der Entfernung D liegenden Ziels M ist. Die Einheit 205 berechnet deri Ausdruck

E₀ = D sin (η- Δ S)-H_Q

worin H eine vorbestimmte Sicherheitshöhe ist. Der Ausgang der Einheit 204 ist mit der PPI-Anzeige des Systems verbunden, so daß nur Echos angezeigt werden, für die gilt: E_Q<0. Es sei daran erinnert, daß das unter Bezugnahme auf Fig.12 beschriebene IIM-Radargerät sowohl Wetterfunktionen al3

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auch Landehilfe funktionen ausführt, und daß beim Betrieb als Wetter-Radargerät der Summen-Empfangs kanal an einen konventionellen Wetterempfänger 15 angeschlossen ist, der eine PPI-Anzeige hat.

Zur Gewährleistung der Antikollisionsfunktion ist gemäß Pig.21 dem Differenzkanal Δ der Schaltung von Fig.12a ein Umschalter 9$. und ein Umschalter 14^ zugeordnet, welche von gleicherArt sind und ähnliche Punktionen ausführen, wie die Schalter 9 und 14 des Suramenkanal Σ Dadurch ist es möglich, das Ablagesignal Δ S am Ausgang des Phasendetektors 29 auch dann zu erhalten, wenn der. Sender zur Ortung von meteorologischen Störungen arbeitet.

Der Ent fernungs rechner 23 liefert automatisch die Entfernung d. Der Rechner 800 bestimmt das Signal E . Die von der Anordnung 800 durchgeführten Rechnungen sind konventionell und können auf verschiedene an sich bekannte Weisen durchgeführt werden; beispielsweise liefert eine (nicht gezeigte ) Subtrahierschaltung den Wert (η-AS); diese Differenz wird im ersten Eingang einer (nicht gezeigten) Multiplizierschaltung zugeführt, die am zweiten Eingang eine dem Wert d proportionale Spannung empfängt; die Spannung H wird von der Ausgangsspannung der Multiplizierschaltung abgezogen. Ein Schalter ist zwischen dem Ausgang 14.1 des Schalters 14 und dem Wetterempfänger 15 angeordnet. Der Schalter 801 wird durch das Ausgangssignal des Vorzeichendetektors 802 betätigt, der an den Ausgang der Anordnung 800 angeschlossen ist, so daß derrErapfänger15 nur dann an denKanal angeschaltet wird, wenn E negativ ist.

Der Klarheit der Figur wegen sind in Fig.21 von den Bestandteilen von Fig.12 nur diejenigen gezeigt, die für die Beschreibung der Antikollisionsanordnung notwendig sind,

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wobei die gleichen Bezugszeichen wie in Fig.12 für diese Teile verwendet werde»·· insbesondere fehlen die verschiedenen Schalter, die von der allgemeinen Synchronisieranordnung des Radarsystems betätigt werden,die die richtige Verbindung des "g"-Eingangs mit den Anordnungen 401, 40έ, 403 der Reihe nach gewährleistet.

Ferner sind auch nicht die Einzelheiten der verschiedenen Rechner gezeigt, die in der Schaltung für die Durchführung von Folgen von einfachen algebraischen und trigonometrischen Operationen verwendet werden und auf jeden Fall in an sich bekannter Weise aufgebaut sind.

Patentansprüche

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Claims (8)

1. Patentansprüche

   M J ILM (Independent Landing Monitoring) -Impulsradarsystem zur Verwendung im Zusammenwirken mit drei Reflektoren und mit Bordhilfseinrichtungen zur Lieferung von Flugparametern, wobei das ILM-System Peilungsr und Höheninformationen für die Position des das System tragenden Flugzeugs in Bezug auf die Landebahn, auf der das !Flugzeug landen soll, liefert, die den von herkömmlichen ILS-Systeraen gelieferten Informationen vergleichbar sind, gekennzeichnet durch eine Kompensationsschaltungsanordnung (310, Fig.12b) zur Lieferung von Peilungs werten, die hinsichtlich der dynamischen Fehler bei der Berechnung der Peilungs information kompensiert sind, mit einer ersten Korrektureinrichtung zur Kompensation der Längsbewegung·des Flugzeugs, die Eingänge für die Reflektor parameter (I-η) und einen Ausgang hat, und mit einer zweiten Korrektureinrichtung (300, 303) zur Kompensation der Gier bewegung des Flugzeugs, die einen Eingang für den F^ugzeugkurs (C), einen Eingang, für die A_ntennenpeilungsangabe (g^ , einen mit dem Ausgang der ersten Korrektureinrichtung verbundenen Eingang und einen den kompensierten Wert liefernden Ausgang aufweist.
2. 2. ILM-System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die zweite Korrektureinrichtung einen Kursanderungsrechner (303) mit einem Eingang für den Kurs (C) und einem Ausgang (AC) , einen ersten algebraischen Addierer (301, Fig.13) mit einem ersten Addiereingang für die eingegebene Antennenpeilungsangabe, einem zweiten Addiereingang, der an.den Ausgang des Kuraänderung3r'echners angeschlossen ist, einem Subtraktionseingang und einem Ausgang, eine Mittelwertbildungpeinrichtung (302) mit einem an den Ausgang des ersten Addierers angeschlossenen Eingang und einem Ausgang, einen zweiten Addierer (307) mit eineoi an den

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   Ausgang äer MitteLwertbildungseinrichtung angeschlossenen Eingang, einem an den Ausgang der ersten Korrektureinrichtung angeschlossenen Eingang und einem Ausgang und eine Integriereinrichtung (304) mit einem an den Ausgang des zweiten Addierers angeschlossenen Eingang und einen an den Subtraktions eingang des ersten Addierers angeschlossenen Ausgang aufweist, wobei der Ausgang der Integriereinrichtung den kompensierten Peilungswert liefert.
3. 3. ILM-System nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die erste Korrektureinrichtung eine Rechenanordnung (305, Pig.13) enthält, die einen Eingang für die Reflektorparameter aufweist und an deren Ausgang eine Differenziereinrichtung'(306) angeschlossen ist.
4. 4. ILM-System nach einem der Ansprüche 1 bis 3 mit Entfernungsparameterausgängen (r , r₁, rp, r,; Fig.12), Peilungsangabeausgängen(G_Q, G,) und Höhenwinkelangabeausgangen (ß) , gekennzeichnet durch eine Schaltungsanordnung (201, Fig.12b) ,'die Eingänge für die Entfernungsparameter, für die ieilungsangabe und für die Höhenwinkelangabe sowie für die Reflektor parameter (I-n) hat und die Entfernung (r, ) des Flugzeugs zu dem entfernten Ende der Landebahn die Koordinaten des Flugzeugs (X_of, Y_of» Z_Qf) in Bezug auf ein fest mit der Landebahn verbundenes rechtwinkliges Koordinatensystem« den Vorhaltewinkel (ΔΨ ) sowie die ILS-Winkelabweichung ( Y_cf und 6_f) liefert.
5. 5. ILM-System nach Anspruch 4 mit einem Eingang für die Flugzeugbeschleunigung ( Γ_χο Fig.12b) parallel zu der Achse der Landebahn , gekennzeichnet durch eine Entfernungsrecheneinrichtung (204) mit einem Eingang für die Flugzeugabszisse (X_Qf) in dem rechtwinkligen Koordinatensystem, einem Eingang für die Beschleunigung und einem Ausgang, der die verhergesagte Stillstandsentfernung des Flugzeugs liefert.

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6. 6. ILM-Systetn nach einem der Ansprüche 1 bis 5, mit Ausgängen für die Entfernung (r), den Höhenwinkel· (η ) derAntennenachse und das Höhenwinkelablagesignal (AS), gekennzeichnet durch eine Antikollisions schaltung (205, Fig.12b) mit Eingängen, die an diese Ausgänge angeschlossen sind. .
7. 7. ILM-System nach einem der Ansprüche 1 bis 6, mit einem Eingang für die Flugzeuglage (I_AT) und einem Eingang für die Landebahnpararaeter (Irw) in Verbindung mit einer Landebahn-Darstellungseinrichtung, die Darstellungseingänge aufweist, gekennzeichnet durch eine weitere Schaltungsanordnung (203, Fig.12b) , die zu der Landebahn-Darstellungseinrichtung Signale liefert und Eingänge für die Flugzeuglage, die Landebahnparameter und die von der Kompensationsschaltungsanordnung gelieferten Peilungswerte aufweist und Ausgänge, hat, die mit, den Eingängen der Landebahn-Darstellungseinrichtung verbunden sind.
8. 8. ILM-System nach einem der Ansprüche 1 bis 7, das Impulse einer ersten vorgegebenen Dauer und einer. ;' ersten vorgegebenen Folgefrequenz aussendet, mit einer Monopuls-Antenns, einem Differenz-Empfangs kanal und einem Summen-Empfangskanal, der eine Frequenzumsetzeranordnung (7, Fig.12a) enthält, gekennzeichnet durch Einrichtungen für einen Wetterradarbetrieb, die einen .Wetterempfänger (15; Fig.12b und Fig.21) , Einrichtungen zum synchronen Senden von Impulsen einer zweiten vorgegebenen Dauer, die größer als die erste Dauer ist, und mit einer zweiten Folgefrequenz, die !deiner als die erste Folgefrequenz .ist, und Einrichtungen zur Verbindung des Ausgangs der Frequenzumsetzeranordnung mit dem Wetterempfänger enthält.

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