DE2205343C3 - Flugzeug-Impulsradarsystem zur Ermöglichung eines unabhängigen Landens - Google Patents

Description

hängigen Landens im Zusammenwirken mit drei Reflektoren und mit Flugparameter liefernden Bordhilfseinrichtungen durch Lieferung von diskreten Meßwerten des Azimutwinkels und des Höhenwinkels für die Position des das System tragenden Flugzeugs in bezug auf die Landebahn, die den von herkömmlichen »ILS«- Systemen gelieferten Informationen vergleichbar sind.

Derartige Systeme werden im englischen Sprachgebrauch »ILM«-Systeme (»Independent Landing Monitoring«) genannt, was andeutet, daß sie eine Kontrollfunktion über andere Landesysteme, beispielsweise ein ILS-System (Inslrumenten-Landesystem), ausüben, und zwar unabhängig von den am Boden installierten Geräten.

Im Gegensatz zu den am Boden fest installierten Geräten des ILS-Systems oder ähnlicher Landehilfssysteme liefern aber die an Bord befindlichen Geräte Meßwerte, die sowohl von den Ortsveränderungen des Flugzeugs als auch von seiner augenblicklichen Fluglage abhängen. Während die Rollbewegungen (Querneigung oder Bewegung um die Flugzeuglängsachse) und die Stampfbewegungen (Längsneigung oder Bewegung um die Flugzeugquerachse) üblicherweise durch geeignete Einrichtungen kompensiert werden, trifft dies für die Gierbewegungen (Bewegungen um die Flugzeughochachse) und für die Ortsveränderungen des Flugzeugs (Vorwärtsbewegung in seiner Längsrichtung) im allgemeinen nicht zu. Die von einem solchen Bordradarsystem gelieferten Meßwerte, insbesondere die gemessenen Azimutwinkel der Reflektoren, sind daher mit einer Unbestimmtheit behaftet und folglich den von einem ILS-System gelieferten Meßwerten nicht gleichwertig.

Aufgabe der Erfindung ist die Schaffung eines Flugzeug-Impulsradarsystems der eingangs angegebenen Art, das genaue Winkelinformationen liefert, die den von einem konventionellen ILS-System gelieferten Informationen gleichwertig sind.

Nach der Erfindung wird diese Aufgabe dadurch gelöst, daß eine Kompensationsschaltungsanordnung zur Kompensation der Meßwerte hinsichtlich der Gierbewegung und der Vorwärtsbewegung des Flugzeugs zwischen aufeinanderfolgenden Messungen vorgesehen ist, daß die Kompensationsschaltungsanordnung eine erste Korrektureinrichtung zur Kompensation der Vorwärtsbewegung des Flugzeugs enthält, die Eingänge für die die Lage der Reflektoren in bezug auf die Landebahn angebenden Parameter und einen Ausgang hat, und daß die Kompensationsschaltungsanordnung eine zweite Korrektureinrichtung zur Kompensation der Gierbewegung des Flugzeugs enthält, die einen Eingang für den Flugzeugkurs, einen Eingang für den Antennenazimutwinkel, einen mit dem Ausgang der ersten Korrektureinrichtung verbundenen Eingang und einen den kompensierten Wert liefernden Ausgang aufweist.

Bei dem Flugzeug-Impulsradarsystem nach der Erfindung erfolgt eine Kompensation der gemessenen Winkelwerte hinsichtlich der Ortsveränderung de·= Flugzeugs und hinsichtlich der Gierbewegung, die einer momentanen Änderung des Kurswinkels gleichkommt. Dadurch ist es möglich, aus den gemessenen Winkelrichtungen der drei Reflektoren in jedem Zeitpunkt die richtigen Winkelinformationen für die Landehilfe zu gewinnen, obwohl diese Winkelrichtungen zwangläufig in verschiedenen Zeitpunkten gemessen werden und daher von zwischen den Messungen erfolgenden Ortsveränderungen und Kurswinkeländerungen des Flugzeugs beeinflußt sina.

Ein Flugzeug-Impulsradarsystem mit Einrichtungen, welche Entfernungsparameter, Azimurwinkelwerte und Höhenwinkelwerte liefern, enthäK vorzugsweise eine Recheneinheit, die Eingänge für die Entfernungsparameter, für die Azimutwinkelwerte und für die Höhenwinkelwerte sowie für die Reflektorparameter hat und so ausgebildet ist, daß sie die

ίο Entfernung des Flugzeugs zu dem entfernten Endt der Landebahn, die Koordinaten des Flugzeugs in bezug auf ein fest mit der Landebahn verbundenes rechtwinkeliges Koordinatensystem, den Vorhaltewinkel sowie die ILS-Winkelabweichung liefert Wenn in diesem Fall ein Eingang vorhanden ist, dei die Flugzeugbeschleunigung parallel zur Achse dei Landebahn liefert, enthält das System gemäß einer vorteilhaften Ausgestaltung weiterhin eine Entfernungsrecheneinrichtung, die einen Eingang für die

Flugzeugbaszisse in dem rechtwinkligen Koordinatensystem und einen Eingang für die Beschleunigung hat und so ausgebildet ist, daß sie am Ausgang die vorhergesagte Stillstandsentfernung des Flugzeugs liefert.

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

F i g. 1 bis 5 die in der folgenden Beschreibung verwendeten Koordinatensysteme,

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

F i g. 7 ein Beispiel eines Reflektorsystems, das mit dem Flugzeug-Impulsradarsystem nach der Erfindung zusammenwirkt,

F i g. 8 bis 11 Diagramme zur Erläuterung verschiedener Eingangs- und Ausgangsparameter des System nach der Erfindung,
F i g. 12 das Blockschaltbild eines Flugzeug-Impulsradarsystems nach der Erfindung,

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

Fig. 14, 18, 20 Diagramme zur Darstellung von Eingangsparametern des Systems von Fig. 12und 13

+5 und

Fig. 17 ein Beispiel eines Anzeigesystems,das dem Flugzeug-Impulsradarsystem nach der Erfindung zugeordnet ist.

Des besseren Verständnisses wegen sollen zunächst die dreidimensionalen rechtwinkeligen Bezugskoordinatensysteme definiert werden. Diese Koordinatensysteme sind in F i g. 1, 2 und 3 dargestellt, nämlich das Flugzeug-Koordinatensystem mit dem Ursprung A und den Achsen X, Y, Z, das Meß-

koordinatensystem mit dem Ursprung A und den Achsen x, y, ζ und das stabilisierte Koordinatensystem mit dem Ursprung A und den Achsen Jt₁, >Ί> ^zr

Das in Fig. 1 gezeigte Flugzeug-Koordinatensystem A, X, Y, Z ist, wie sein Name besagt, fest mit dem Flugzeug verbunden, von dem angenommen ist, daß es auf das Phasenzentrum der Antenne des Flugzeug-Impulsradarsystems reduziert ist. Die Achsen X, Y, Z sind die Flugzeugachsen: Die Ji-Achse ist die Längsachse oder Rollachse des Flugzeugs, die Z-Achse, die senkrecht auf der Jf-Achse in der Symmetrieebene des Flugzeugs liegt, ist die Hochachse oder Gierachse, und Hie V-Arfise. Hip. senk-

recht zu dein beiden zuvor genannten Achsen steht, ist die Querachse oder Stampfachse.

In der folgenden Beschreibung wird am meisten auf das in F i g. 2 gezeigte Meßkoordinatensystem A, .ν, y, ζ Bezug genommen; dieses Koordinatensystem ist bezüglich Stampfen und Rollen stabilisiert und aus dem Flugzeug-Koordinatensystem durch zwei Drehungen abgeleitet. Die erste Drehung erfolgt um den Winkel — Φ um die Längsachse, wobei Φ der Querneigurigswinkel 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 (F i g. 5). Die zweite Drehung erfolgt um - (~>, wobei θ der Längsneigungswinkel ist, der als positiv angenommen wird, wenn die Nase des Flugzeugs höher als der Schwanz liegt, wodurch die .Y-Achse und die Z-Achse zur x-Achse bzw. z-Achse werden, die horizontal bzw. vertikal liegen. Der Winkel W ist in F i g. 4 gezeigt. Das in F i g. 3 dargestellte stabilisierte Koordinatensystem A, X₁, y_v z_x ist aus c*em Meßkoordinatensystem A, x, y, ζ durch eine Drehung um den Winkel — AC um die z-Achse abgeleitet, während die Z-Achse und die z-Achse zusammenfallen. Der Winkel Λ C stellt die augenblickliche Kursabweichung oder den Gierwinkel dar und ist positiv, wenn das Flugzeug von seiner Route durch eine Drehung im Uhrzeige:rsinn abweicht.

F i g. 2 und 3 zeigen die Beziehung zwischen den Kurswinkeln C und C₁₁, d. h. den Winkel, den die Jt-Achse bzw. die Jr₁-Achse mit der Nordrichtung AN bilden, die Beziehung zwischen den Azimutwinkeln G_s und G₄., und die Beziehung zwischen den Höhen winkeln 5 und S₁ für einen beliebigen Punkt M bezüglich der beiden Koordinatensysteme.

Es gilt:

C- C_u+ AC
G„ - G₅+ AC S_x S

F i g. 4 und 5 zeigen den Längsneigungswinkel H und den Querneigungswinkel Φ. Die Zeichenebene von Fig. 4 ist die vertikale Ebene, welche die x-Achse und die .Y-Achse enthält, und die Zeichenebene von F i g. 5 ist die Ebene, die im Punkt A senkrecht zur X -Achse liegt.

F i g. 6 und 7 zeigen das Flugzeug A im Endanflug, bereit zur Landung auf der Landebahn R W.

Der Punkt B₀ auf der Landebahnachse ist der theoretische Aufsetzpunkt, der etwa 300 m von der Landebahnschwefle E entfernt ist. Die deich die Landebahnachse gehende vertikale Ebene W ist die vertikale Ansrichttmgsebene; der Landeknrssender des herkömmlichen ILS-Systems (Insttnmentenlanciesystems), falls ein solches vorhanden ist, liegt am Punkt B aiaf der Landebahnachse jenseits der am anderen Ende befindlichen Landebahsschwelle F.

Die Achse TB₁₁, die in der Ebene W liegt und den Winkel ρ mit der Landebahnachse emschließt. steflt den theoretischen Gleitweg dar, der durch die Schnittlinie zwischen der Ebene W and der theoretischen Gleitwegebene gegeben fet. Die Schnittlinie CC dieser Gteitwegebene mit der Landebahn geht durch den Punkt B₀ and liegt senkrecht zn der Landebahnachse. Der herkömmliche Gleitwegsender des ILS-Systems liegt auf dieser Schnittlinie.

D'ese verschiedenen Bezugselemente, die dem Fachmann auf dem Gebiet der Ffagzeagnavigation allgemein bekannt sind, und alle Einzelheiten darüber können in zahlreichen Textbüchern gefunden werden, beispielsweise in den ICAO-Vorschriften »Avionics and Navigation Systems«, herausgegeben von Kay ton und Fried, Verlag John Wiley and Sons, 1969, Library of Congress, Card number 69-13 679, P 528 ff. Die Ebene W_x ist die Vertikalebene, die senkrecht zur Landebahnachse liegt und das Flugzeug A in dem betreffenden Augenblick enthält (wobei natürlich angenommen wird, daß das Flugzeug ein Punkt im Raum ist, nämlich das Phasenzentrum der Bordradarantenne), und A₁ ist der Punkt, der die gleiche Höhe Z_A wie das Flugzeug hat und in den beiden Ebenen W und W₁ liegt.

Die für die Führung des Flugzeugs erforderlichen Parameter sind die Winkelabweichungen ·· und A, nämlich die Winkelabweichung in der Azimutebene:

A_xB

BA

und die Winkelabweichung in der Höhenwinkelebcne:

Λ = <[ TB₀-B₀^₁

gesehen vom Punkt B₀, wobei α, die senkrechte Projektion des Punktes A auf die Ebene W ist.

Der Winkel ρ liegt im allgemeinen in der Größenordnung von 2 bis 3°, und die Winkelabwcichungen γ und Λ sollten 2 bzw. 5 nicht überschreiten.

Der Ort des Flugzeugs ist durch die Koordinaten X₀, Y₀, Z₀ des Punktes A in dem rechtwinkeligen Achsensystem B₀, Y₀, Y₀, Z₀ vollkommen definiert; dabei entspricht die JV „-Achse der Achse der Landebahn RW, die Y₀- Achse steht senkrecht zur Y₀-Achse, Un¹I die Z₀-Achse geht vertikal nach oben.

Diese Achsen sind in Fig. 10 und 11 gezeigt; die Orientierung des Meßkoordinatensystems A, x, y, ζ ist vollkommen durch den Winkel A Ψ definiert, den die Projektion der x-Achse auf die horizontale Ebene (F i g. 10) mit der Y₀-Achse einschließt. Zur Vereinfachung der Zeichnung ist in Fig. 10 und 11 die x-Achse in Wirklichkeit die Projektion der x-Achsc auf die die Landebahn enthaltende horizontale Ebene bzw. auf die durch die Achse der Landebahn gehende vertikale Ebene W. Die Höhenwinkelrichtung der Strahlungsachse der Antenne des Systems ist durch den Winkel η (F i g. 9 und 11) definiert, den die Projektion AF dieser Achse auf die Ebene W mit der x-Achse einschließt. Die Projektion der χ,-Achse des stabilisierten Koordinatensystems ist mit den gleichen Bezugsgrößen bei x, in Fig. 10 gezeigt.

Die Figuren sind der Klarheit wegen nicht maßstäblich gezeichnet; insbesondere sind die Winkel Λ, γ und . 1 Ψ sowie die Koordinaten Y₀ des Punktes A gewöhnlich sehr viel kleiner als in der Darstefltmg.

Die Landebahn ist mit einer Reflektorgruppe ausgestattet, die so angeordnet ist, daß sie die Landebahnachse and die vertikale Ebene W definiert. Vorzugsweise ist diese ReHektorgrappe durch die drei Reflektoren B₁. S₂ »nd B₈ gebfldet, die in Fig. 7, 10, 11, 14 und 18 gezeigt sind, wobei der Reflektor B₃ am Punkt B (Fig.6) Hegt und die Reflektoren B_x mid B. auf einer geraden Linie mit dem Anfsetzpunkt B₉ liegen and symmetrisch zueinander in bezog auf diesen Punkt sind.

Dieses Refleklnrsystem arbeitet m einer bei Landesystemen bekannten Weise. Zu diesem Zweck können die Reflektoren aktive Reflektoren sein, welche die

7 8

empfangenen Signale auf einer anderen Frequenz lange wie das Flugzeug von der Landebahn weit entwieder aussenden, wodurch Führungsfehler infolge fernt ist, gelten die in Fig. 8 dargelegten Bedingun-

von Interferenzen mit Bodenechos oder Echos von gen genau, und es gilt

anderen Zielen, beispielsweise anderen landenden _Γο

Flugzeugen, vermieden werden. 5 Ύ — (8₀~ 8_a)>

Das Flugzeug A ist mit einem Impulsradarsystem

großer Reichweite ausgestattet. Zu diesem Zweck ist wobei r₀ die Entfernung A_HB₀ ist, die der vomRadar-

seinc Wellenlänge verhältnismäßig lang gewählt, bei- gerät gemessenen Entfernung AB₀ gleichgesetzt wer-

spielsweise in der Größenordnung von 3 cm. den kann, L der Abstand zwischen B₀ und B₃ ist und

Während des Reiseflugs arbeitet das System als i₀ g₀ gleich (g, + g,)/2 ist.

Wetterradarsystem. Es erzeugt Impulse der Dauer I₁, Wenn das Flugzeug näher kommt, ist diese An-

beispielsweise in der Größenordnung von S μ&, und nähcrung nicht mehr gültig, weil der Azimutwinkel

tastet einen Azimutwinkel von etwa ± 90" mit einer des Punktes B₀ nicht mehr dem Wert (g_i + g₂)/2

Abtastgeschwindigkeit in der Größenordnung von gleichgesetzt werden kann. Es gilt dann die Bezie-

60' 7s ab. Die Bedienungsperson kann den Höhen- ₁₅ hung:

winkel der Antenne wählen. _r g

Die Trägerfrequenz der empfangenen Echos ist bis 7 ⁼ ° 0?« 83) + (#2~i?i) (1)

auf die Doppler-Frequenz, welche durch die Relativ- ^L ^Z.

geschwindigkeit der Ziele bestimmt ist, gleich der worin b die Strecke B₈B₂' ist, d. h., die Projektion

Sendefrequenz/. ao der Strecke B₁B₂ auf die Landebahn achse; diese

Herkömmliche Frequenzumsetzer, Verstärker und Strecke beträgt etwa 180 nun (Fig. 10).
Detektorschaltungen zeigen auf einem Bildschirm Da der Abstand A₁A (Fig. 6) klein gegen AB die Radarkarte der Störungen an. Bekannte Maß- (Fig. 1) ist, kann die Winkelabweichung γ ganz einnahmen machen es möglich, die gleichen Schaltun- fach aus den vom Monopulsausgang des Radargeräts gen zur Darstellung von größeren geographischen ₂₅ gelieferten Höhenwinkelablagen AS₀ und AS. beUmrissen, beispielsweise Küstenlinien, zu verwenden. rechnet werden, wie F i g. 9 zeigt: Wenn ρ der theo-

Beim Landen wird die Abtastgeschwindigkeit der retische Gleitwegwinkel ist und β der Höhenwinkcl Antenne in der Azimutebene beschleunigt (beispiels- des Punktes A₁ von B₀ aus gesehen, lautet die Beweise auf 120'/s erhöht) und gleichzeitig auf einen ziehung zwischen δ und ß:
Abtastbereich von + 25° beschränkt, während der _3C
Höhenwinkel der Antenne fest ist ^ ⁼ fl ~ P

Die Länge der Sendeimpulse wird auf t₂, beispiels- oder in anderen Worten:

weise 0,4 μ&, verkürzt, und die Empfängerschaltun- _f

gen, die später unter Bezugnahme auf Fig. 12 in }· * (AS₀ AS_x) ρ (2)

mehr Einzelheiten beschrieben werden, sind nun so ₃₅ ^-

ausgebildet, daß sie nicht die Echos der Frequenz /₀ dabei ist r₃ die Entfernung A₁B₃, die der vom Radarempfangen, sondern die Echos mit anderen Frequen- _gerät gemessenen Entfernung AB₃ ähnlich ist.
zen /, /₀ 4 Af (oder /„ Af), die von den Reflek Die Berechnung von -/ und Λ nach den Formeln (1) toren oder Baken B₁, B₂ und B₃ zurückgeschickt und (2), die einfache arithmetische Beziehungen werden, von denen angenommen ist, daß es sich um ₄₀ (Subtraktionen, Multiplikationen, Additionen) sind aktive (frequenzmodulierer.de) Reflektoren handelt, kann auf irgendeine bekannte Weise entweder digital die Signale mit der Frequenz Z₁ zurückschicken. Die oder analog erfolgen. Fig. 12 zeigt das am allge-RoIl- und Stampfbewegungen des Flugzeugs werden meinsten angewendete Grundschaltbild eines Flugnatürlich kompensiert, entweder durch Verstellung zeug-Impulsradarsystems nach der Erfindung,
der Antenne oder bei der Verarbeitung der empfan- ₄₅ Der Klarheit wegen ist die das ganze System dargenen Signale. stellende Figur in zwei Teile 12a und 12b aufgeteilt

Die Antenne des Systems ist so ausgebildet, daß Fig. 12a enthält konventionelle Empfängerschaltunsie beim Empfang als eine Summen-Differenz-Mono- g_en von unabhängigen Landesystemen, Eingänge für pulsantennc dem Höhenwinkel nach arbeitet; die Flugparameterdaten und Winkelberechnungsschal-Antenne enthält entweder zwei strahlende Öffnungen, 50 tungen, während Fig. 12b im wesentlichen die gevon denen eine nicht verwendet wird, wenn das maß der Erfindung ausgebildeten Schaltungen entSystem als Wetterradargerät betrieben wird, oder sie hat. wobei jedoch einige konventionelle Teile des enthält eine einzige Öffnung, der an sich bekannte Systems der Klarheit wegen in Fig. 12b erscheinen Mehrfachwenentyp-Erregungsanordnungen zugeord- Das erfindungsgemäße System weist eine gewisse net sind. 55 Anzahl von Eingängen anf. Allgemein gesprochen

Die Winkel S₁, gg, g_s (Fig. 8) zwischen den gibt es drei Gruppen von Eingangen, denen Eingangs-Achsen AB₁, AB₂ bzw. ./4B₃ und der AT-Achse des signale zugeführt werden, die entweder von anderen Flugzeugs sind aus der Augenblicksstellung der Bordiastrumenten geliefert werden oder aas den Antenne im Augenblick der Erfassung der Ziele be- Piloten zur Verfugung stehenden Karten oder Tabdkamrt-60 lcn entnommen weiden and sich anf die betreffende

Diese Winkel werden bis auf einige Tausendstel Landebahn beziehen.
Bogengrad genau bestimmt, wenn das Bündel einen _ . ..
Öffnungswinkel von 3° hat Sie ermöglichen eine W Mngparameteremgange
grobe Berechnung des Winkels γ. Da der Gleitweg- Die Lieferung dieser Parameter ist an Bord moderwmkel des Flugzeugs klein ist, kann die Berechnung 65 ner Verkehrsflugzeuge vollkommen üblich (es werdes Winkels γ in der Horizontalebene erfolgen, die den aerodynamische Systeme und/oder Kreiselin Fig. 8 and 10 gezeigt ist, wobei der Punkt A_n die systeme and/oder Träghehssysteme verwendet). Die Projektion des Punktes A auf diese Ebene ist. So- hier verwendeten Parameter sind:

■VW"

(a) der Querneigungswinkel Φ,

(b) der Längsneigungswinkel Θ,

(c) der Gierwinkel AC,

(d) der Abtriftwinkel d.

Die drei zuerst erwähnten Winkelparametcr beziehen sich auf die Fluglage des Flugzeugs und werden den Eingängen l_K, 1_P bzw. l_Y zugeführt; diese drei Eingänge sind der Klarheit wegen in einer Gruppe bei I_AT wiederholt.

Der Eingang für den Abtriftwinkelparameter ist bei I_u gezeigt.

(ii) Lanüebahnparametereingänge

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 Länge L, der Schwellenabstanu / und die Breite 2m der Landebahn, wie in Fig. 18 gezeigt ist. Diese Parameter sind an dem allgemeinen Eingang ¹KW (Fig 12b) verfügbar.

(iii) 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 /_c (Fig. 12b) verfügbar.

Die Form, in der die Eingangssignale an Bord verfügbar sind und in der sie den verschiedenen Eingängen zugefügt 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 Wechselstromschaltungen).

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 Amplitudensignale, Impulssignale in kontinuierliche Signale, digitale Signale in Analogsignale und umgekehrt umzuwandeln.

Nachdem die Eingangssignale definiert sind, soll nun das System beschrieben werden. Es enthält eine Antenne 1, die als ilöhen-Monopulsempfangsantenne betrieben werden kann, einen Abtaster 2 zur Steuerung der Verschwenkung der Antenne dem Azimut nach mit der einen oder der anderen von zwei Schwenkgesclrwindigkeiten, denen die eine bzw. die andere von zwei Amplituden zugeordnet sind, wobei die Schwenkbewegung der Antenne in konventioneller Weise gegen Rollen and Stampfen durch eine StabiGsiereinrichtnng 3 stabilisiert ist, deren Steuereingänge die Eingänge /_R und 1_P sind. Die Antenne ist symbolisch mit zwei strahlenden Elementen dargestellt, die der Monopulsfnnktion entsprechen, doch bedeutet dies nicht, daß sie notwendigerweise ans zwei Elementen gebildet ist: Wie bereits erwähnt, ist es für den Fachmann offensichtlich, daB eine einzige Strahlungsquelle des MelnfacfaweQenfonntyps Summen- und Differenzsignale gleichzeitig erzeugen kann.

Die Antenne 1 hat einen beim Senden and Empfang verwendeten Summenkanal 11 and einen nur beim Empfang verwendeten Dlfleicnzkanal 12. Der Summenkanal 11 ist an einen Sende-Empfangs-Umschalter 4, beispielsweise einen UHF-Zirkulator, angeschlossen, und zwar möglicherweise über einen Polarisationsschalter 5, wie es bei den meisten Wetter-Radargeräten der Fall ist.

Die Klemme »Senden« des Sende-Empfangs-Umschalters 4 ist mit einem Sender 6 verbunden; dieser liefert UHF-Trägerimpulse mit einer Trägerfrequenz /₀ von beispielsweise 104 MHz und einer Folgefrequenz F_Rl von beispielsweise 200 Hz und der Dauer τ, (beispielsweise 5 μβ) oder einer Folgefrequenz F_K ., von beispielsweise 2500 Hz (eventuell gewobbelt) und der Dauer T₄ (beispielsweise 0,4 |is). Zu diesem Zweck hat der Sender 6 einen Impulsdauer-Steuereingang 61, wobei die Steuerung von Hand und/oder 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 deutschen Patentschrift 1 234 811, der USA.-Patentschrift 3 1-16 448, der USA.-Patentschrift 3 177 484 und der französischen Patentschrift 950 79«) 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 /₀ und

/i ~-~ U "* Af liegt; für diesen Zweck ist ein Umschalter 9 vorgesehen.

Die Mischstufe 7 ist andererseits an den Ausgang eines ersten Oszillators 10 der Frequenz /₀ f F, angeschlossen, wobei F₁ die Zwischenfrequenz des Wetter-Radarempfängersystems ist. Dieser Oszillator ist mit einer automatischen Korrektur der Frequenz /₀ ausgebildet; dies erfolgt über eine übliche Rückkopplungsschleife mit einer Mischstufe 111, die an die Ausgänge des Senders 6 und des Überlagerungs-

Oszillators 10 angeschlossen ist, einem Verstärker 112 und einem Frequenzdiskriminator 13, der auf die Frequenz F₁ abgestimmt ist, die beispielsweise 30 MHz beträgt.

An den Ausgang der Mischstufe 7 ist der Eingang

so eiaes Umschalters 14 angeschlossen, der zwei Ausgänge 14.1 und 14.2 hat. An den Ausgang 14.1 ist ein üblicher Wetter-Radarempfänger IS angeschlossen, der in herkömmlicher Weise einen gewöhnlichen Videokanal, einen »Isokontur-Kanal« (der insbesondere mit Einrichtungen zar Steuerung der Verstärkung in Abhängigkeit von der Zielentfenrang aasgestattet 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 Daner τ, liefert, and in der Stellung 14.2, warn der Sender Impulse der längeren Dauer τ, Befert.

Ss An die Klemme 14JZ ist eine zweite Mischstnfe 16 angeschlossen, der andererseits das Ausgangssigna] eiaes zweiten ObedagernngsosziDators 17, beispielsweise mit der Frequenz 21SMHz, wird.

Das Ausgangssignal dieser Mischstufe, bei dem angegebenen Beispiel mit der Frequenz 45 MHz, bildet nach Verstärkung im Verstärker 18 und Demodulation 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 Antwortsignale der Ziele auf die von dem gleichen Flugzeug kommenden Impulse in herkömmlicher »5 Weise durch Korrelation, beispielsweise durch Korrelation von drei aufeinanderfolgenden Echos, in einer Anordnung 22 identifiziert. Die Ausgangssignale des Korrelators 22 können dann in gleichfalls an sich bekannter Weise dazu verwendet werden, ao 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,, r_ä, r_s 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 Azimutwinke] g_v g_v g₃ 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 l_y, angeschlossen ist und dem andererseits die Höhenwinkeldaten .4S₁, 1S₂. 1S_:J zugeführt werden, die in der nachstehend beschriebenen Weise geliefert werden.

Es sei angenommen, daß der Computer für einen gegebenen Gleitwegwinkel und eine gegebene Landebahnausbildung programmiert ist. In allen anderen Fällen weist er Eingänge /_B und I_RV auf. an denen der Gleitwegwinkel ρ und die Landebahnparameter L_b eingestellt werden.

Die Höhenwinkeldaten werden aus den von der Monopulsantenne gelieferten Summen- und Differenzsignaien erhalten. Zu diesem Zweck ist der DiSerenzkana! 12 an ein Filter 81 angeschlossen, das dem Filter 8 gleich ist, and auf das eine Mischstufe 71 folgt, die der Mischstufe 7 gleich ist. An den Ausgang der Mischstofe 71 ist eine Mischstufe 161 angeschlossen, die der Mischstufe \€ gleich ist. Ein Operator 59, dessen Eingänge an die Ausgänge der Mischstnfen 16 and 161 angeschlossen sind, bildet cüe Signale Σ + JA und Σ — jA, wobei das Symbol j εΐηε Phasenverschiebung am π/2 darstellt.

Diese Signale werden jeweils in einem Begrenzer-Verstärker 27 bzw. 28 verstärkt und begrenzt, und an an die Ausgänge der Begrenzer-Verstärker 27 und 28 angeschlossener Ampfitraden-Phasendetektor 29 srzeugt das Höheowinkelablagesignal JS₁ (ß = 1,2,3), las dem Höhewinkeleingang des Sechsers 26 in der gezeigten Weise zugeführt wad.
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„ AS₁ und g, 0=1,2, 3) aufgezeichnet werden, wobei die Adressierung der Speicherstellen des Rechners natürlich durch das (der Klarheit wegen nicht dargestellte) Radar-Synchronisiersystem, das die Sendersteuerimpulse zum Eingang 62 liefert, synchronisiert ist. Der Rechner enthält ferner arithmetische Rechenschaltungen; diese berechnen den Wert Λ S₀, der ein Wert des Winkels Λ S ist, der sich auf den Punkt B_n bezieht und am Ausgang 265 verfügbar ist, die Entfernung r₀ zwischen dem Flugzeug und dem Punkt B₀, und einem 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 dahe.r durch Schaltungen ausgeführt, die von jedem Computerfachmann ohne weiteres erhalten werden können.

Die Entfernung r₀ ist im wesentlichen gleich dem folgenden Wert:

r, 4- r₂

i>2/4

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

„ α² - 6V4

Λ. — -

T₁ + Λ,

Der Winkel IS₀ kann mit vernünftiger Annäherung dem folgenden Wert gleichgesetzt werden:

2r₀

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

Der Klarheit wegen ist die Schaltung 26 nochmals in Fig. 12b gezeigt, wobei die Eingänge S, r, g global für die Signale JS₁-, r_t 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 Eingangsklemmen steht, die den verschiedenen bezeichneten Parametern entsprechen.

Das System enthält ferner fünf allgemeine Recheneinheiten:

1. die Recheneinheit 201; diese bestimmt:

— die Koordinaten x_e, y„, Z₀ des Flugzeugs in bezug auf das Landebahn-Koordinatensystem,

— den Vorhaltewiakel ΑΨ, also den Winkel, um den das Flugzeug um seme Hochachse gedreht werden muß, damit die Läachse des Flugzeugs im Augenblick der Bodenberührung parallel zar Landebahnacase liegt,

— die korrigierten Weite y_t und 6_C der charakteristischen Winkel 7 and δ,

— die Entfernung r_s—e zwischen dem Flugzeug and dem dem Autsctzpuakt entgegengesetzten Ende der Landebahn;

2. die Recheneinheit 292; diese bestimmt die korrigierten Werte der Akel der Reflektoren and des Punkts B₀, die in der Recheneinheit 291 verwendet werden;

3. die Landebah&Jlecheneinheit 2§3; diese bestimmt aas den Landebahnparametern and aas

568 t

!3 ¹⁴ _{A A}

den Parametern, die von den zuvor erwähnten den Ausgang 263 angeschlossen and, und er ermittelt Recheneinheiten geliefert werden, die Para- das korrigierte bignai
meter, die für eine synthetische Darstellung der _ ^ro ^q _ qj

Landebahn notwendig sind, die eventuell mit L

£2S ^{d mt bUn 5}

? ⁵ Die Schaltungen 105 und 106 bilden die Einheit

4. die Recheneinheit 204 zur Berechnung der vor- 202. ci„„,-„oe u>irH in Hör μ η-hergesagten Stillstandseotfernung DS; Die Koordinate y₀ aes Flug,zeugs; wwd£ der MuIt.-

5. die Antikollisions-Recheneinheit 285. plizierschaltung 108 ermittelt welche die Sgn«de r,

ίο und ;v empfängt. Der gefilterte Wert, namhch Y₉₁,

Das am Ausgang 263 des Rechners 26 verfügbare wird am Ausgang des Tiefpaßfilters 109 abgegeben. Signair, wird in der Subtraktionsschaltung 101 von Das Tiefpaßfilter 110, das an den Ausgang des Rechdem Signair, abgezogen, wodurch der WertL gelie- ners 107 angeschlossen ist, liefert das gefilterte fert wird, der den Abstand A_n—B, darstellt. Die Signal }-_cl. .
Werte a, b, und e sind nämlich oft Daten, die bei 15 Die Koordinate Z₀ des F ugzeugs wrd dadurch verschiedenen Landebahnen gleich sind, während erhalten, daß in der Mult.plizierschaltung 111 das sich der Abstand L in sehr großem Maße (mehrere Produkt β-T₀ gebildet wird, das anschließend im FiI-hundert Meter oder mehr) ändern kann, und es ist ter 112 gefiltert wird. Der Wert von β wird m einem daher vorteilhaft, ihn lieber aus Messungen zu be- arithmetischen Rechner 26a erhalten der vier Einstimmen als einzustellen. 20 gänge hat; diese empfangen das Signal AS₃ (von der

Die Bestimmung dieses Wertes kann sogar eine Schaltung 29). das Signal Λ S₀ (vom Rechner 26), das

Prüfung bilden. Signal r_{3 v}vom Rechner 23) und das Signal L (von

Die Signale e vom Eingang l_B und r₃ vom Ein- der Schaltung 101). Die Multiplizierschaltung 111

gang r werden in der Subtrahierschaltung 102 sub- bildet das Signal

träniert. as r₃ „ „ ^

Das Ausgangssignal der Subtrahierschaltung 102, P ι ^α
das gleich r_s — e ist, stellt die Entfernung zwischen

dem Flugzeug und dem dem Landepunkt abgekehrten das der Multiplizierschaltung 111 und dem Filter 113

Ende der Landebahn dar und bildet einen wertvollen zugeführt wird.

Hinweis nicht nur in der Anfangs- und Endphase des 30 Das im Filter 113 gefilterte Signal β wird der Sub-

Ajiflugs, sondern auch während des Rollens des trahierschaltung 114 zugeführt, die außerdem das

Flugzeugs auf der Landebahn. Signal ρ empfängt und das gefilterte Signal A₁-β —ρ

Die Koordinate X₀ des Flugzeugs kann dem Ab- liefert.

solutwert nach gleich dem Wert r₀ angesehen werden. Das gefilterte Signal y_c vom Ausgang des Filters

Der gefilterte Wert Jt₀, der Koordinate X₀ wird am 35 110, das gefilterte Signal G₃, vom Ausgang des FiI-

A.usgang des Filters 104 geliefert, das in Reihe mit ters 115 und das Signal AC von dem Kursdaten-

dem Ausgang 263 und der Umkehrstufe 303 ange- erzeuger werden algebraisch in der Addierschaltung

ordnet ist. 116 addiert, die das »Vorhaltesignal«

Der Wert von γ wird aus den korrigierten Mittel- ^_ψ _ q _ ^,_ ^C

werten G₁, G₂, G₃ der Azimutwinkel g_v g_v g₃ be- 40 ³

rechnet, die auf Grund von η aufeinanderfolgenden liefert, welches die Winkelamplitude der Gierbewe-

Irnpulsen bei jedem Durchgang des Bündels der gung darstellt, die bei der Bodenberührung der

Antenne durch die Reflektoren B₁, B₂ bzw. B₃ erhal- Räder erforderlich ist. damit die Achse des Flug-

ten werden. Ein erster Rechner 105, dem die korn- zeugs parallel zu der Landebahnachse gemacht wird

pensierten Signale g_lc bzw. g_2r zugeführt werden, er- 45 und gewährleistet ist, daß das Flugzeug richtig auf

mittelt die Werte: dem Boden rollt. Die Schaltungen 101 bis 104 und

107 bis 126 bilden die zuvor erwähnte Einheit 201,

I ι η ι ι η welche die kennzeichnenden Parameter des Ortes und

^Gi " 2 #1., G₂ = - ^ g._2ii d_er Fluglage des Flugzeugs und genaue Werte der

ⁿ ' = ' ⁿ 1 =' 50 Winkelabweichungen γ und b liefert,

und Die Signale

G₀ = I (G₁ + G₂) + -*- (G₂ - G₁) ^H(\ S₀ Λ S_:t)

4r₀ L

55 am Ausgang der Schallung 26 a, die AusgangssignaleG₀

Die von dem Detektor 25 gelieferten Werte von und G._t der Rechner 105 und 106, das Ausgangs-

Sv &>' 8_Ά werden in einer Anordnung 310 hinsichtlich signal ji, des Filters 113, die Ausgangssignale Θ, AC

der Flugzeugverstellung kompensiert. Die Anordnung und Φ (Eingang /^₇) der (nicht dargestellten) Kreisel-

3110 hat Eingänge für #,·, für die Parameter /·„,aundb anordnung des Flugzeugs und die Parameter, weiche

(Eiingang /„) und für den Parameter C. °° die Landebahn bezüglich der Reflektoren definieren,

Der Rechner 106 ermittelt das Signal werden der Einheit 203 zugeführt, welche die Parameter ermittelt, die für die perspektivische Darstel-

] ι η lung der Landebahn notwendig sind; diese Darstel-

^i ⁼-~ 2 £■■·'■' '^unß ^{ist a}'^s synthetische Anzeige bekannt, in der die

" ' ' 65 Landebahn so erscheint, wie sie gesehen würde, wenn

die Sicht dies zuließe.

Der Rechner 107 hat vier Eingänge, die an die Das Prinzip der Darstellung der Landebahn ist beAusgänge der Rechner 101, 105 und 106 sowie an kannt. Hs ist beispielsweise in der USA.-Patcntschrift

15 16

3 486 010 beschrieben und wird hier nicht erläutert, konstant ist oder sich sehr langsam ändert und wenn

da die hier beschriebene Anordnung nur den Zweck das Flugzeug in der Nähe ά&ΐ Achse der Landebahn

hat, die für diese Darstellung notwendigen Parameter ist, kann die Korrektur von G₁- in Abhängigkeit von

zu liefern. der Bewegung des Flugzeugs unter der Annahme er-

Die vorhergesagte Stillstandsentfernung D_i wird in 5 folgen, daß die Ableitungen von G₁ und von G/

der Einheit2β4 berechnet, die an den Ausgang*,, gleich sind, wobei G₁' (Fig. 14) der Azimutwinkel

der Einheit 201 angeschlossen ist sowie an den Be- des Reflektors B₁ relativ zu der Achse der Landebahn

schleunigungsmesser oder die Trägheitseinheit des ist, wobei angenommen wird, daß sich das Flugzeug

Flugzeugs, von wo die Beschleunigung Γ_Χο in der in der vertikalen Ebene dieser Achse (Y -Q) befin-

Richtung B₀X₀ geliefert wird. io det. Dieser Azimutwinkel G₁' wird aus -_ώ. b und a in

Die Antikollisionsfunktion wird von der Einheit der Rechenschaltung 365 nach den folgenden Glei-

205 erfüllt, die an die Eingänge r, η und AS ange- chungen berechnet:

schlossen ist. _a

Die verschiedenen Bestandteile der Einheit 201 G/Riarctg

sind im wesentlichen konventionelle Schaltungen: 15 _r _ _.

algebraische Addierschaltungen (101,102,116), Um- ° 2
kehrschaltungen (103), Multiplizierschaltungen (108,

111), Tiefpaßfilter (104,109,110,112) oder konven- _a

tionelle Kombinationen solcher Schaltungen (Rech- G₂'~arctg

ner 107). 20 r + -*

Die Azimutwinkel g,, S₂, g₃ werden natürlich in ° 2
verschiedenen Zeitpunkten gemessen; ferner ist die

Achse des Flugzeugs und demzufolge die Achse des Der Differentiator 306 liefert den Wert

Strahlungsdiagramms der Antenne nicht vollkommen d Q '

stabil. Bei der Berechnung von G₀ und von A Ψ treten as λ'

die Azimutwinkel der drei Reflektoren auf, und es ist _

daher sehr notwendig, die Auswirkung von Verstel- der in der Schaltung 306 zu dem Mittelwert ε addiert

lungen des Flugzeugs zwischen den Messungen sowie wird. Für i = 3 gilt G₂ = G₃', und es erfolgt keine

die Auswirkung von möglichen Gierbewegungen auf Korrektur. Diese dynamischen Korrekturen sind nur

die errechneten Werte G₀ und ΑΨ zu kompensieren. 30 so lange genau, wie sich das Flugzeug Λ in der verti-

F i g. 13 zeigt im einzelnen die Azimutwinkel-Kor- kalen Ebene der Achse der Landebahn befindet und

rekturschaltung 310. Der Stellungsdetektor 25 liefert solange ΔΨ im wesentlichen konstant ist.

im Augenblick der Messung einen Wert G₁ (der je Nun ist ΑΨ im wesentlichen durch die Windkom-

nach dem angestrahlten Reflektor g,, g₂ oder g₃ ist). ponente in der Richtung der y_o-Achse bestimmt, und

Die Sende- und Empfangszeitpunkte werden zur 35 es ändert sich im Verlauf des Sinkflugs mit der Höhe

Koinzidenz gebracht, da die Geschwindigkeit des des Flugzeugs, wodurch sich ein Restfebler ergibt,

Flugzeugs, wie groß sie auch sein mag, allerhöchsteres der jedoch in der Endphase der Landung klein ist.

gleich einigen Millionsteln der Ausbreitungsgeschwin- Fig. 15 zeigt das Blockschaltbild der Einheit 2§2,

digkeit der elektromagnetischen Wellen ist. welche die Azimutwinkel ermittelt. Diese enthält:

Es sei zunächst angenommen, daß der Kurs kon- 40 , . _v . , . ... ... ...

stant ist und daß das Flugzeug stationär ist. Der mit ~ ^drei Korrekturschaltungen 4M, 4·2 4t3 von

n Echos ermittelte mittlereAzimutwinkel wird in der ^d^^en, Jf^ .^{eine ScWeife enthalt}> ^{die der Schlelf e}

Schleife 300 erhalten (wobei für jeden Azimutwin- 300 gleich ist;

kel g, eine Schleife vorgesehen ist. Diese Schleife ~ ^ J*?*™-. ™^d Rechenschaltungen 4·5,

enthält eine Subtrahierschaltung 3·1, die das Signal 45 ^4β6 ^I₁ ¹=¹ ™^d 'Τ,²'™?· ^?^{jede def Schal}"

e-ft-G, (mit 1 = 1,2,3) liefert, eine Rechenanord- tungSOl von Fig 13 ahnlich ist;

nung 302 für den mittleren Fehler, der den Wert — ^einen atithmeöschen Rechner 4·!, der an die

. Ausgänge der Korrekturschaltungen 401 und 402

_£o = - V_f; mit / = 1,2 ... η für die Signale G₂ bzw. G₁ angeschlossen ist und

n die folgende Berechnung durchführt:

berechnet, und einen Integrator304, der den folgen- G +G b

den Wert berechnet: G₀ - -J -*- + (G₂- G₁)

G = [ε dt ^4r°

¹ J ^ε° Die synthetische Anzeige der Landebahn kann

Der Kurs des Flugzeugs im Augenblick der Mes- 55 entweder ein Bild sein, das parallel zu der Blickrich-

sung ist nämlich C=U+AC; der Wert A C wird aus tung des Piloten (d. h. der Richtung, in die er auf die

dem Wert C im Rechner 3*3 berechnet, der den Landebahn blicken würde, wenn sie sichtbar wäre)

Mittelwert ins Unendliche projiziert ist, d. h. ein Bild, das der

1 τ· Landebahn überlagert ist (projizierte Frontscheiben-

γ I ^^{d/ 6o} anzeige), oder ein Bild, das auf einem im Instrumen-

⁰ tenbrett angebrachten Anzeigegerät gebildet wird. Im

und die Differenz C-C berechnet. Die Schaltung letzten Fall ist der scheinbare Durchmesser der 303 ist sehr einfach aufgebaut, beispielsweise aus Landebahn durch den verfügbaren Raum bestimmt, einem Widerstand und einem Kondensator, wenn In beiden Fällen werden die für die Darstellung das Signal C ein Gleichspannungssignal ist. Das 65 der Landebahn erforderlichen Parameter in der EinSignal A C wird in der algebraischen Addierschaltung heit 203 aus den Winkel- und Entfernungsdaten, 301 zu dem Wert G₁ addiert. Wenn der mittlere welche die Höhe des Flugzeugs und seine Lage Kurswinkel ΑΨ des Flugzeugs relativ zur Landebahn relativ zu der durch die Punkte B₀, B_n bestimmten

Achse der Landebahn definieren, und aus den geometrischen Daten der Landebahn (beispielsweise Lage von B₀ und B₃ relativ zu den vier Ecken der Landebahn) ermittelt. Die betreffenden Winkel und Entfernungen werden von den zuvor beschriebenen Schaltungen geliefert (Azimutwinkel G₀, G₃, Winkel A Ψ und β, Höhenwinkel AS₉ und JS₃), oder sie werden von der (beispielsweise mit Kreiseln ausgestatteten) Navigationseinheit geliefert (Neigungswinkel θ und Φ, Kursabweichung AC); die sich auf die geometrische Ausbildung der Landebahn beziehenden Daten werden für jede Landung beispielsweise von Hand eingestellt.

Zusätzlich zu der synthetischen Anzeige der Landebahn kann das an die Ausgänge der Einheit 203 angeschlossene Anzeigegerät auch in herkömmlicher Weise die Achse der Landebahn, den Horizont, den theoretischen Flugweg AT, den Bodengeschwindigkeitsvektor und ganz allgemein irgendwelche anderen, von anderen Flug- und Navigationshilfen zur Ver- ao fügung 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. 18 zeigt die Landebahn und die Projektion des Flugzeugs auf den Boden; V_n ist die Projektion der Flugzeuggeschwindigkeit relativ zum Boden auf die horizontale Ebene.

Die Landebahn kann durch die Koordinaten der vier Punkte P₁, P₂, P₃, P₄ in bezug auf das Flugzeug-Koordinatensystem definiert werden.

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

c (Abstand zwischen B₃ und der Linie P₃P ₄);
L (Abstand B₀ - B₃);
2a (Abstand B₁ — B₂);
b (Projektion von B₁ — B_a parallel zu der Achse der Landebahn);

/ (Abstand zwischen B, und der Linie P₁, P₂);
Im (Breite der Landebahn).

bahn und für die Bezeichnung der diesen Koordinaten proportionalen, an die Rohren angelegten Spannungen verwendeL

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 I_AT),

eine zweite Gruppe von Eingängen, die an die

Ausgänge G₀, G₃, ΑΨ, y, P, β (AS₀-JSJ und χ ₎ y_i)j Z₀ der Anordnungen 201 und 202 angeschlossen sinJ,

eine dritte Gruppe von Eingängen für die Einstellung der Kenngrößen der Landebahn, beispielsweise die in Fig. 18 angegebenen Parameter L, e, m, f (Eingang V); 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 Oidinate θ (Fig. 17) dargestellt werden.

Die Achse der Landebahn schneidet im Punkt B_1x, mit der Ordinate Y =ΑΨ (Punkt im Unendlichen auf der Achse) diese Linie und die Linie H, die den wirklichen Horizont darstellt, der im Winkel Φ zu der Linie H₁ steht.

Die Eingänge θ und ΑΨ liefern direkt die Signale, die für die Darstellung der Linie H₁ und des Punktes B_x notwendig sind. In der nachfolgenden Beschreibung werden die Koordinaten jedes dargestellten Punktes auf der Y-Achse und auf der Z-Achse durch die Indizes Y bzw. Z bezeichnet.

e Somit gilt für die Linie H₁:

H, 7 — W

und für den Punkt B₀

Fig. 16 zeigt ein Blockschema einer Ausführungsform der Schaltungen 203 für die Bestimmung der Parameter der Landebahnanzeige, und F i g. 17 zeigt die synthetische Landebahn. Die Y-Achse und die Z-Achse sind die Flugzeugachsen (d. h. fest mit dem Flugzeug verbunden); sie werden nicht notwendigerweise dargestellt (insbesondere bei Anwendung einer projizierten Frontscheibenanzeige), aber sie sind in die Zeichnung mit aufgenommen worden, damit das Verständnis erleichtert wird.

Die Höhenwinkel sind klein, wenn sich das Flugzeug der Landebahn nähert (im höchsten Fall einige Grad), und die scheinbaren Durchmesser sind nur in der horizontalen Ebene berechnet

Es sei daran erinnert, daß die Darstellung mit Hilfe von Katodenstrahlröhren erfolgt und daß die verschiedenen Ablenkungen in Richtung der Z-Achse und der Y-Achse dadurch erhalten werden, daß Spannungen, die den gewünschten Ablenkungen proportional sind, an die Ablenkplatten der Röhre angelegt werden.

Um eine Überladung der Beschreibung zu vermeiden, werden nachstehend die gleichen Ausdrücke unterschiedslos für die Bezeichnung der Werte der Koordinaten eines Punktes der synthetischen LandeDer Punkt B₀ wird (Fig. 10 und U) unter dem Winkel (θ+B) entlang der Z-Achse und unter dem Winkel G₀ entlang der Y-Achse gesehen.

Eine an die Eingänge θ und β angeschlossene Addierschaltung501 (Fig. 16) liefert B_0z.

Der Reflektor B₃ ist auf der Achse B_x-B₀ durch den folgenden Ausdruck definiert:

B^a B^y

Die Addierschaltung 502 liefert B_{s v}.

Ein arithmetischer Rechner 503 definiert die Koordinaten der Punkte P₁, P₂, P₃, P₄ relativ zu dem Landebahn-Koordinatensystem B₀, X₀, Y₀, Z, (Fig. 10).

Die Koordinaten entlang der Y-Achse und der Z Achse in dem Flugzeug-Koordinatensystem A, X, Y, Z werden aus den sich auf das Landebahn-Koordinatensystem beziehenden Koordinaten in dem Koordi· natenumwandler 504 bestimmt, der in an sich bees kannter Weise eine Anordnung von Multiplizierschaltungen und algebraischen Addierschaltunger enthält, wobei die Koordinaten X₁, Y₁, Z₁ eines Punk tes P₁ (/ = 1, 2, 3, 4) aus den Koordinaten X_oi, Y_oi

Z₀1 durch Gleichungen der folgenden Form erhalten werden:

X₁ = O₁X₀J + a,Y_ni + a_aZ_Qi

Y₁ = f>, Ä'_o, + b, Y₀1 + b₃ Z₀,

Zt= ^ci*o/ + «ι*o; +C₃Z₀,

Darin sind ^₁, a_ä, O₃, b_v b_v b₃, C₁ c₂, c₃ die linearen

Funktionen des Sinus und des Kosinus der Winkel Φ, θ und Δ Ψ, weiche die relativen Richtungen der drei Achsen der beiden Koordinatensysteme definieren.

Die für die Darstellung der Landebahn erforderlichen Koordinaten sind die scheinbaren Durchmesser, d. h.

das Verhältnis der AT-Koordinaten und der Y-Koordinaten der Vektoren

JF₁, JF₂, JF₃, IF_x

zu den Entfernungen AP₁, AP₂, AP₃ bzw. AP_x.

Ein Rechner 505 ermittelt diese Entfernungen AP₁ aus den Koordinaten der Vektoren nach den Gleichungen

= AP* _iX + AP*.y + AP*,_Z

(mit i = l, 2, 3, 4), worin_AP_iX, AP_n, AP_iZ die Koordinaten des Vektors APi in dem Koordinatensystem A, X, Y, Z sind. Die Koordinaten AP_1x und APjY werden in dem Rechner 506 durch AP₁ dividiert, der dadurch P_{1 y} und P_{1 z} liefert.

Außer der Landebahn und dem Horizont ist es zweckmäßig, auch den zuvor dfcnnierten Punkt B darzustellen sowie den Punkt T₀, 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 Höhenwinkel- und Azimutwinkelkorrekturen unzureichend sind.

Da die Linie AT₀ parallel zu B₀T ist, sind die Koordinaten des Punktes T₀ auf der Y-Achse und der Z-Achse gleich ΛΨ bzw. β + ρ. Zu diesem Zweck ist eine Addierschaltung 507 an die Eingänge ρ und Θ angeschlossen. Wenn der Pilot 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:

By = VyIV

B₁ = V_ZIV

Darin sind V_Y und V₂ die Koordinaten der Bodengeschwindigkeit und V ihr Modul, wobei V_y den Abtriftwinkel des Flugzeugs darstellt. Die Werte V_x, Vy, V₇ 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 Differentiation und Filterung erhalten werden. In diesem Fall wird eine Schaltung 508 zwischen den Geschwindigkeitseingängen der Einheit 203 und den Ausgängen X₀, Y₀, Z₀ der Einheit 201 angeordnet. Sie enthält im wesentlichen drei Different!atoren 701, 702, 703, auf die Filter 704, 705, 706 folgen. Die an den Ausgängen der Filter erhaltenen Koordinaten werden einer Gruppe von Schaltungen 804, 805 und 806 zugeführt, die den Schaltungen 504, 505 bzw. 506 gleich sind. Eventuell können die gleichen Schaltungen mit einem Umschalter verwendet werden.

Die Landung erfolgt dadurch, daß die Punkte #, und B nach T₀ gebracht werden. Die verschiedenen Ausgangsparameter der Einheit 203 werden den Ablenkplatten der Katodenstrahlröhren zugeführt, die für die direkte oder projizierte Darstellung dei Landebahn verwendet werden. .

Die Parameter werden diskontinuierlich und wiederholt mit einer so großen Folgefrequenz dargestellt,

ίο daß sie der Beobachter dauernd sieht. Zu diesem Zweck verbindet ein Schalter 510, der zyklisch von einem Taktgeber 511 gesteuert wird, die Ausgange der Einheit nacheinander mit den Ablenkplatten dei Katodenstrahlröhre TC. Zwischen dem Schalter 510

und der Katodenstrahlröhre TC kann ein (nicht dargestellter) Speicher angeordnet werden, dessen Auslesefrequenz nicht notwendigerweise gleich der Einschreibfrequenz ist. Solche Anordnungen sind bekannt und werden hier nicht näher beschrieben, da

ao der Gegenstand der Erfindung nicht die Erzeugung der Darstellung der Landebahn in der Einheit 203 ist, die an sich bekannt ist, sondern die Verwendung der von den Einheiten 201 und 202 erzeugten genauen und vollständigen Daten für diese Darstellung.

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

Darin sind X₀, VX₀, F_x, die Koordinaten des Flugzeugs, seine Geschwindigkeit bzw. seine Be-

schleunigung in der Richtung parallel zur .Y₀-Achse. Im allgemeinen liefert ein Beschleunigungsmesser oder eine Trägheitseinheit die Koordinate Γ_Χο· Die Koordinate V_{x 0} kann entweder durch Integration von F_{x 0} oder durch Differentiation von X₀ erhalten

werden oder mit Hilfe eines Hilfs-Dopplerradargeräts. Im allgemeinen sind die Koordinaten der Geschwindigkeit und der Beschleunigung in bezug auf die Achse JT₀ und Y₀ nicht verfügbar. Die in F i g. 19 gezeigte Einheit 204 enthält daher zusätzlich zu einem

arithmetischen Rechner 901 (Multiplizierschaltung, Dividierschaltung und Subtrahierschaltung) einen Koordinaten-Transformator 902, der aus irgendwelchen Koordinaten der Geschwindigkeit und der Beschleunigung die Koordinaten V_{x 0} und F_{x 0} berechnet.

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 den Ausdruck

E₀ = D sin(>/- AS)-H₀

worin H_n 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: E₀ < 0. Es seit daran erinnert, daß das unter Bezugnahme auf Fig. 12 beschriebene Bordradarsystem sowohl Wetterfunktionen als auch

Landehilfsfunktionen ausführt und daß beim Betrieb als Wetter-Radargerät der Summen-Empfangskanal an einen konventionellen Wetterempfänger 15 angeschlossen ist, der eine PPI-Anzeige hat.

Zur Gewährleistung der Antikollisionsfunktion sind gemäß Fig. 21 dem Differenzkanal A der Schaltung von Fig. 12a ein Umschalter 9_A und ein Umschalter 14,4 zugeordnet, welche von gleicher Art sind und ähnliche Funktionen ausführen wie die Schalter 9 und 14 des Summenkanals 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 Entfernungsrechner 23 liefert automatisch die Entfernung d. Der Rechner 800 bestimmt das Signal E₀. 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 dem ersten Eingang einer (nicht gezeigten) Multiplizierschaltung zugeführt, die am zweiten Eingang eine dem Wert d proportionale Spannung empfängt; die Spannung H₀ wird von der Ausgangsspan-

nung der Multiplizierschaltung abgezogen. Ein Schalter 801 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 der Empfänger 15 nur dann an den Kanal angeschaltet

wird, wenn E₀ negativ ist.

Der Klarheit der Figur wegen sind in Fig. 21 von

ίο den Bestandteilen von Fig. 12 nur diejenigen gezeigt, die für die Beschreibung der Antikollisionsanordnung notwendig sind, wobei die gleichen Bezugszeichen wie in Fig. 12 für diese Teile verwendet werden. 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, 402, 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.

Hierzu 4 Blatt Zeichnungen

Claims (8)

Patentansprüche:

1. Flugzeug-Impulsradarsystem zur Ermöglichung eines unabhängigen Landens im Zusammenwirken mit drei Reflektoren und mit Flug- S parameter liefernden Bordhilfseinrichtungen durch Lieferung von diskreten Meßwerten des Azimutwinkels und des Höhenwinkels für die Position des das System tragenden Flugzeugs in bezug auf die Landebahn, die den von herkömmliehen »ILSe-Systemen gelieferten Informationen vergleichbar sind, dadurch gekennzeichnet, daß eine Kompensationsschaltungsanordnung (310, Fig. 12b) zur Kompensation der Meßwerte hinsichtlich der Gierbewegung und der Vorwärtsbewegung des Flugzeugs (A) zwischen aufeinanderfolgenden Messungen vorgesehen ist, daß die Kompensationsschaltungsanordnung eine erste Korrektureinrichtung (305, 306, Fig. 13) lur Kompensation der Vorwärtsbewegung des »o Flugzeugs enthält, die Eingänge (I₀) ^für die die Lage der Reflektoren (B₁, B₂, B₃) in bezug auf die Landebahn angebenden Parameter (α, b) und einen Ausgang hat, und daß die Kompensationsschaltungsanordnung eine zweite Korrekturein- as richtung (300, 303, Fig. 13) zur Kompensation der Gierbewegung des Flugzeugs enthält, die einen Eingang für den Flugzeugkurs (C), einen Eingang für den Antennenazimutwinkel (&), einen mit dem Ausgang der ersten Korrektureinrichtung (305, 306) verbundenen Eingang und einen den kompensierten Wert (G₁) liefernden Ausgang aufweist.

2. Flugzeug-Impulsradarsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die zweite Korrektureinrichtung (300, 303) einen Kursänderungsrechner (303) m*t einem Eingang für den Kurs (C) und einem die Kursänderung (.1 C) liefernden Ausgang, einen ersten algebraischen Addierer (301, Fig. 13) mit einem ersten Addiereingang für den eingegebenen Antennenazimutwinkel (g,), einem zweiten Addiereingang, der an den Ausgang des Kursänderungsrechners (303) angeschlossen ist, einem Subtraktionseingang und einem Ausgang, einen Mittelwertrechner (302) mit einem an den Ausgang des ersten Addierers (301) angeschlossenen Eingang und einem Ausgang, einen zweiten Addierer (307) mit einem an den Ausgang des Mittelwertrechners (302) angeschlossenen Eingang, einem an den Ausgang der ersten Korrektureinrichtung (305, 306) angeschlossenen Eingang und einem Ausgang sowie eine Integriereinrichtung (304) mit einem an den Ausgang des zweiten Addierers (307) angeschlossenen Eingang und einem an den Subtraktionseingang des ersten Addierers (301) angeschlossenen ausgang aufweist, und daß der kompensierte Azimutwinkelwert (Gj) am Ausgang der Integriereinrichtung (304) abgenommen wird.

3. Flugzeug-Impulsradarsystem nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die erste Korrektureinrichtung (305, 306) eine Rechenanordnung (305) mit Eingängen (/_ß) für die Refiektorparameter und eine an den Ausgang der Rechenanordnung (305) angeschlossene 6s Differenziereinrichtung (306) aufweist.

4. Flugzeug-Impulsradarsystem nach einem der Ansprüche 1 bis 3 mit Einrichtungen, welche Entfernungsparameter, Azimutwinkelwerte und Höhenwinkelwerte liefern, gekentmachnet durch eine Recheneinheit (201, Fig. 12 b), die Eingange für die Entfernungsparanieter (r₀, r,, r_a, rj, rur die Azimutwinkelwerte (G₀, G₅) und für die Höhenwinkelwerte (fi) sowie für die Reflektorparameter (<?) hat und so ausgebildet ist, daß sie die Entfernung(r₃-e) des Flugzeugs zu dem entfernten Ende der Landebahn (RW), die Koordinaten (AT₈,, Y₀₁, Z₀₁) des Flugzeugs in bezug auf ein fest mit der Landebahn verbundenes rechtwinkliges Koordinatensystem, den Vorhaltewinkel (Λ Ψ) sowie die ILS-Winkelabweichung (;■„ und d,) liefert. .

5. Flugzeug-Impulsradarsystem nach Anspruch 4 mit einem Eingang für die Flugzeugbeschleunigung fiarallel zu der Achse der Landebahn, gekennzeichnet durch eine Entfernungsrecheneinrichtung (204, F i g. 12 b), die einen Eingang für die Flugzeugabszisse (X₀,) »n dem rechtwinkeligen Koordinatensystem und einen Eingang Für die Beschleunigung (Γ_Χο) hat und so ausgebildet ist, daß sie am Ausgang die vorhergesagte Stillstandsentfemung (DJ des Flugzeugs liefert.

6. Flugzeug-Impulsradarsystem nach einem der Ansprüche 1 bis 5 mit Ausgängen für die Entfernung (r), den Höhenwinkel (»;) der Antennenachse und das Höhenwinkelablagesignal (AS), gekennzeichnet durch eine Antikollisionsschaltung (205, Fig. 12b) mit Eingängen, die an diese Ausgänge angeschlossen sind.

7. Flugzeug-Impulsradarsystem nach einem der Ansprüche 1 bis 6 mit einem Eingang für die Flugzeuglage und einem Eingang für die Landebahnparameter in Verbindung mit einer Landebahn-Darstellungseinrichtung, die Darstellungseingänge aufweist, gekennzeichnet durch eine Recheneinheit (203, Fig. 12b), die Eingänge für die Flugzeuglage (/^r)- die Landebahnparameter (¹Rw) ^un(l ^{die von} der Kompensationsschaltungsanordnung (310) gelieferten Azimutwinkelwerte (G₀, G„) hat und so ausgebildet ist, daß sie an ihren mit den Eingängen der Landebahn-Darstellungseinrichtung (TC, Fig. 16) verbundenen Ausgängen die für die Darstellung erforderlichen Parameter (P_iX, P_n, P_a) liefert.

8. Flugzeug-Impulsradarsystem nach einem der Ansprüche 1 bis 7, das Impulse einer ersten vorgegebenen Dauer und einer ersten vorgegebenen Folgefrequenz aussendet, mit einer Monopuis-Antenne, einem Differenz-Empfangskanal (4) und einem Summen-Empfangskanal (Σ), der eine Frequenzumsetzeranordnung enthält, gekennzeichnet durch Einrichtungen für einen Wetterradarbetrieb, die einen WetterempFänger (15: Fig. 12 und Fig. 21), Einrichtungen (6, 61, 62] zum synchronen Senden von Impulsen einer zweiten vorgegebenen Dauer, die größer als die erste Dauer ist, und mit einer zweiten Folgefrequenz die kleiner als die erste Folgefrequenz ist, unc Einrichtungen (14) zur Verbindung des Ausgang! der Frequenzumsetzeranordnung (T) mit den WetterempFänger enthält.

Die Erfindung bezieht sich auf ein Flugzeug Impulsradarsystem zur Ermöglichung eines unab