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Elektronisches Navigationsgerät zur Vermeidung von Zusammenstössen
Die Erfindung bezieht sich auf ein elektronisches Navigationsgerät zur Vermeidung von Zusammen- stössen zwischen einem Flugzeug und einem andern Objekt, insbesondere zwischen zwei Flugzeugen in der Luft.
Die Gefahr von Flugzeugzusammenstössen ist zu einem ernsten Problem geworden. Einige grosse Unfälle und eine beunruhigende Zahl von jüngsten Zusammenstössen haben die Aufmerksamkeit sowohl der Öffentlichkeit als auch der Fachwelt auf das schwierige Problem der Vermeidung solcher Unfälle gezogen.
Das Aufkommen von Flugzeugen mit grösserer Geschwindigkeit und die wachsende Zahl der Flugzeuge machen die Situation sowohl in privater als auch kommerzieller Hinsicht kritischer. Zusammenstellungen haben gezeigt, dass die Unfälle, insbesondere die jüngsten, im wesentlichen darauf beruhen, dass der Pilot in dem visuellen Erkennen anderer Flugzeuge und damit dem Berechnen einer Kollisionsgefahr und dem entsprechenden Ausweichmanöver begrenzt ist. Die Gründe dieser Begrenzungen sind allgemein be- kannt.
Bei Wetter mit völliger Sichtunmöglichkeitweiss der Pilot in Gebieten ohne Luftraumüberwachung absolut nichts über seine Umgebung in der Luft. Wenn bei guter Sicht trotzdem eine grosse Zahl von Zu- sammenstössen vorkommt, so liegt das an der Flugzeugkanzel, die dem Piloten eine Rundsicht verwehrt.
Aber auch in seinem Sichtwinkel unterlässt es der Pilot bisweilen, auf nahende Flugzeuge zu achten, u. zw. entweder wegen mangelnder Aufmerksamkeit oder wegen des zu eng begrenzten Gesichtswinkels.
Wenn er aber ein nahendes Flugzeug sieht, so kann er durch seine eigenen Funktionen abgelenkt werden, so dass es für ihn schwer ist, das nahende auf seinem Kurs zu verfolgen. In Gebieten mit geringer Luft- raumüberwachung ist es sicherlich schwierig, möglichen Kollisionen genügend Beachtung zu schenken.
Anderseits können in Gebieten mit starker Luftraumüberwachung zu viele Flugzeuge ein verwirrendes Bild erzeugen, das es dem Piloten schwer macht, die richtige Entscheidung zu treffen.
Es ist bereits ein Navigationsgerät zur Vermeidung von Zusammenstössen zwischen einem Flugzeug und einem andern Objekt bekanntgeworden (franz. Patentschrift Nr. 1. 119. 376). Diese bekannte Einrich- tung ermöglicht eine Feststellung und Ortsbestimmung von Hindernissen, welche sich vor einem Flugzeug befinden, und besteht aus einem Impulssender hoher Frequenz mit Antenne, aus einem Empfänger, wel- cher die zurückgeworfenen elektromagnetischen Impulse empfängt samt Antenne, aus einer Auswerte- stufe und aus einer Anordnung von auf verschiedene Echozeiten ansprechenden Relais, wodurch der vor dem Flugzeug gelegene Raum in Zonen eingeteilt werden kann. Eine solche Anordnung ermöglicht je- doch nur eine grobe Ortsbestimmung bei geringem Luftverkehr und ist bei Vergrösserung des Luftverkehrs nicht mehr geeignet, Zusammenstösse sicher und rechtzeitig zu verhindern..
Ein Gerät zur Vermeidung von Zusammenstössen mUsste daher Anordnungen enthalten, welche dem
Piloten bei seiner Arbeit behilflich sind ; es sollte seine Beobachtungsmöglichkeit erweitern oder ergänzen oder aber die Erfassung von und Warnung vor eventuellen Kollisionen automatisieren. Selbst wenn man z. B. bei schnellen Flugzeugen beste Sichtbedingungen annimmt, so hat der Pilot weniger als 10 sec Zeit vom Erkennen eines Flugzeuges als Punkt am Horizont bis zum Zusammentreffen mit diesem. Diese Zeit ist also zu kurz, um zu entscheiden, ob eine Kollisionsgefahr besteht und das richtige Ausweichmanöver zu machen.
Um den Piloten ganz auszuschalten, müsste das Gerät im Idealfalle drei Funktionen ausführen :
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1. Es müsste Informationen über die augenblickliche Position und die relative Geschwindigkeit des nahenden Flugzeuges bezuglich des eigenen Flugzeuges ermitteln.
2. Es müsste diese Informationen in die Zukunft extrapolieren, um den Standort des nahenden Flugzeuges zu einem späteren Zeitpunkt zu ermitteln.
3. Wenn eine Kollisionsgefahr festgestellt wurde, mUsste das Gerät das beste Ausweichmanöver feststellen oder dem Piloten ein leicht verständliches. Bild dieser Situation anzeigen, das ihm als Hilfe bei seinen Handlungen dient.
Diese drei Funktionen können als Such-Funktion, Berechnungs-Funktion und Entscheidungs-Funktion bezeichnet werden. Für die erste Funktion verwendet man am besten die. Radar-Technik. Für die zweite Funktion muss man bestimmte Voraussetzungen machen. Wenn das herannahende Flugzeug nicht seine Absichten mitteilen kann, muss der Pilot von der augenblicklich von ihm beobachteten Position und der Geschwindigkeit des andern Flugzeuges ausgehen. Mit einer billigen Ausrüstung kann man praktisch die Kursänderungen des fremden Flugzeuges nicht ermitteln, so dass man also voraussetzen muss, dass es sich auf einem geradlinigen Kurs bewegt. Eine weitere Voraussetzung ist, dass seine Geschwindigkeit konstant bleibt. Die dritte Funktion muss mehrere Gefahrenmöglichkeiten berücksichtigen können und muss daher auf bestimmten Gesetzen des Flugverkehrs auf den Luftstrassen beruhen.
Da sich der normale Luftverkehr in diskreten Höhen abspielt, sind Höhenänderungen nicht erwünscht, obwohl diese das schnellste Ausweichen ermöglichen ; man will sich jedoch die Höhenänderungen für wirklich schwierige Situationen reservieren. Das hauptsächliche Ausweichmanöver besteht daher in horizontalen Kursänderungen nach rechts oder nach links.
Es ist ferner wichtig, dass möglichst wenig falsche Alarme und damit unnötige Manöver ausgelöst werden. Denn der Pilot kann durch viele Alarme in'seiner Aufmerksamkeit für die Warnungen abgestumpft werden. Anderseits ist es für ihn bei vielen Alarmen und folgenden Ausweichmanövern schwierig, den richtigen Kurs einzuhalten. Eine weitere Folge falscher Alarme ist das Auftreten neuer Gefahrenmomente.
Zweck der Erfindung ist es, ein Gerät zur Vermeidung von Zusammenstössen zwischen Flugzeugen anzugeben, bei dem die Gefahr der Zusammenstösse stark verringert ist, ohne dass das überwachte Flugzeug mit einer teueren Ausrüstung versehen werden muss, und bei dem falsche Alarme möglichst vermieden werden. Weiterhin soll das Gerät automatisch arbeiten, d. h. es soll die Kollisionsgefahr automatisch erkennen und den Piloten warnen, u. zw. so, dass er schnell das richtige Ausweichmanöver machen kann. Hiezu wird ein bestimmter Sektor vor dem Flugzeug ständig nach fremden Objekten abgesucht, dessen Kurs und Geschwindigkeit ermittelt und berechnet, ob eine Kollision droht.
Das elektronische Navigationsgerät zur Vermeidung von Zusammenstössen zwischen einem Flugzeug und einem andern Objekt, insbesondere zwischen zwei Flugzeugen in der Luft, wobei an Bord des liberwachten Flugzeuges eine Radaranlage, vorzugsweise eine bereits für die Wetterbestimmung benutzte Radaranlage, vorgesehen ist, welche unter Hinzuschaltung von Zusatzeinrichtungen in einem bestimmten Bereich (900 = Sektor) vor dem Flugzeug bei Anwesenheit mindestens eines andern Objektes laufend dessen bzw.
deren Position und Entfernung und im Falle eines beweglichen Objektes dessen Kurs bezüglich des überwachten Flugzeuges anzuzeigen gestattet, ist dadurch gekennzeichnet, dass diese Zusatzeinrichtungen die durch die Radaranlage erhaltenen Informationen in eine digitale Darstellung umwandeln und speichern und die gespeicherte Information mit nachfolgend ermittelten Informationen zur Bestimmung des Kurses des Objektes verglichen wird, um durch diesen Vergleich die unterschiedlichen Anzeigen "sicherer Kurs","Kurs mit eventueller Kollisionsgefahr"und"Kurs mit akuter Kollisionsgefahr" sichtbar und gegebenenfalls auch hörbar anzuzeigen.
Nach der weiteren Erfindung ist vorgesehen, dass logische Schaltungen vorgesehen sind, mittels denen der Raum um das bzw. die Objekte elektrisch nachgebildet und in eine Matrix von Teilräumen (Zellen) eingeteilt wird, von denen einige innerhalb und einige ausserhalb der Kollisionszone liegen, und dass durch die Vergleichseinrichtung die von dem fremden Objekt durchflogenen Zellen festgestellt werden.
Gemäss einer weiteren Ausbildung der Erfindung ist vorgesehen, dass auch die Geschwindigkeit des Objektes mittels der Vergleicher feststellbar ist, so dass eine Unterscheidung nach unmittelbar bevorstehender oder späterer Kollision möglich ist.
Weiters ist vorgesehen, dass die Radar-Empfangsanlage in an sich bekannter Weise zwei Antennenpaare für Grob- und Feinpeilung enthält und Analog-Digital-Wandler vorgesehen sind, um die als Sinusund Cosinus-Weite empfangenen Azimut-Informationen in digitale Signale umzuwandeln und beide Signale zu einem zusammenzusetzen, u. zw. mittels Vergleicher und elektronischer Torschaltungen.
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Schliesslich ist eine Ausbildung der Erfindung dadurch gekennzeichnet, dass die Anzeige mittels Kathodenstrahlröhre erfolgt, auf der sowohl die Lage als auch die Richtung und der Grad der Gefahr in einem
Lichtpunkt durch die gewonnenen digitalen Werte angezeigt wird.
Die Erfindung wird im folgenden an Hand der Fig. 1 - 24 beispielsweise näher erläutert. Hiebei stellt dar : Fig. l ein Flugzeug in Seitenansicht mit Angabe des Radarstrahles, Fig. 2 ein Flugzeug in
Draufsicht mit dem Suchbereich für die Radaranlage zur Feststellung eines fremden Objektes, Fig. 3 die geometrischen Grundlagen beim Auffinden eines fremden Flugzeuges, Fig. 4 einen Suchsektor mit Zo- nen, Fig. 5 einen Suchsektor mit Unterzonen, Fig. 6 ein Diagramm des Kollisionsweges, Fig. 7 ein Diagramm des quantisierten Raumes, um die Kollisionskriterien darzustellen, Fig. 8 eine mögliche Kollisionszone, wie sie sich aus den Kriterien ergibt, Fig. 9 die Sichtanzeige auf der Anzeigebildröhre, Fig. 10 schematisch die Gesamtanlage des neuen Gerätes, Fig.
11 - 19 Einzelheiten des neuen Gerätes in schematischer Darstellung, Fig. 20 die Zusammenschaltung der Fig. 11 - 19, Fig. 21 die Beziehung zwischen der elektrischen Phase und dem Winkelkode, Fig. 22 eine Tafel für die Kodierung des Winkels, Fig. 23 das Diagramm eines Kodesignals, Fig. 24 das Diagramm der Kriterien für die logische Schaltung.
In den Fig. 1 und 2 ist ein Flugzeug 1 dargestellt, welches mit dem neuen Gerät zur Vermeidung von Zusammenstössen ausgerüstet ist ; an seiner Nase ist die Radarantenne 2 angebracht, die den Radarstrahl 3 mit dem Winkel ce von etwa 70 aussendet. Diese Anlage besteht aus einer bekannten Wetterradaranlage. Die Breite des Radarstrahls beträgt 20. Mit dieser Radaranlage werden 1800 des Horizonts überstrichen. Es werden jedoch für das vorliegende System nur 900 ausgenutzt, da in diesem Bereich erwiesenermassen die grösste Kollisionsgefahr besteht. Es sei noch bemerkt, dass der Such-Sektor von 900 als eine Ebene angesehen wird. Da sich der Luftverkehr in diskreten Höhen abspielt, besteht die grösste Kollisionsgefahr in einer Ebene vor dem Flugzeug. Wenn das Flugzeug seine Höhe während des Fluges, z.
B. wegen der Wetterlage, ändern soll, so wird eine Kollisionsgefahr in diesem Falle durch die nächsten Warngeräte wahrgenommen.
Die Erfindung ist natürlich nicht auf einen 900-Sektor beschränkt, sondern man kann auch den gesamten Horizont berücksichtigen.
Fig. 3 zeigt ein fremdes Flugzeug 4 und die beiden Empfangsantennen 5 und 6 des Flugzeuges 1. Die Antennen 5 und 6 empfangen die von dem in der Entfernung R befindlichen Flugzeug 4 zurückgeworfenen Wellen des Radarstrahls.
Der Winkel zwischen der Flugrichtung und der Antennenbasis 5, 6 beträgt e, aus dem der Interferenzempfänger des betrachteten Gerätes die Azimut-Position des Flugzeuges 4 bestimmt.
Dieses Gerät beruht nicht auf dem System des Messens der Reisegeschwindigkeit der Flugzeuge, sondern der Weg des fremden Flugzeuges wird aus den gemessenen einzelnen Positionen berechnet. Zu diesem Zwecke wird der 90 -Sektor in besonderer Weise in Zellen eingeteilt, so dass die Lage des herannahenden Flugzeuges durch die Zelle bestimmt ist, in der es sich gerade befindet.
Fig. 4 zeigt die Zellen des 90 -Sektors. Jede Zelle ist durch die Azimut- und Entfernungsgrenzen festgelegt. Für die nachfolgende Beschreibung sind die Masse, wie in der Funknavigation vielfach verbreitet, in Fuss angegeben, wobei ein Fuss 0, 3048 m entspricht. Der besseren Übersichtlichkeit wegen und ohne Rücksicht auf die exakten Grössenordnungen sind die Zellen von 7000 bis maximal 40 000 Fuss Entfernung vom Flugzeug 1 aus gerechnet dargestellt ; dies entspricht etwa der Radarreichweite. Die Zelle 7, die für alle Zellen von 36000 bis 40 000 Fuss steht, umfasst einen Winkel von 2, 1 Milliradianten und eine Länge von 4000 Fuss. Zelle 8 umfasst den gleichen Winkel, ist aber 1000 Fuss kürzer, während die Zellen 9 - 12 2000 Fuss lang sind.
Von der Entfernung 25000 - 12000 Fuss beträgt der Winkel 6, 25 Milliradianten und die Längen sind 4000,3000, 2000 bzw. 1000 Fuss. Von 12 000 bis 7000 Fuss beträgt der Winkel 12,5 Milliradianten und die Länge variiert von 2000 Fuss für die Zelle 17 zu 1000 Fuss für die Zellen 18 - 20. Die Erklärung für die verschiedenen Grössen der Räume wird weiter unten gegeben.
Die Winkeleinteilung der einzelnen Zellen gilt für den gesamten 900-Sektor.
Fig. 5 zeigt eine andere Darstellung der Einteilung, u. zw. einen gestrichelten Sektor von sechs Stufen, die im Bereich von 25 000 bis 40 000 Fuss in drei gleiche Untersektoren eingeteilt sind. Im übri- gen ist der gestrichelte Sektor nicht unterteilt. Die Zelle 7 liegt am oberen Rande nahe 40 000 Fuss, die Zelle 13 nahe 25 000 und die Zelle 17 nahe 12 000 Fuss Entfernung.
Fig. 6 zeigt die geometrischen Grundlagen des Kollisionsweges und, als Beispiel, die Zelle 21 unter dem Winkel . e und mit der Länge AR. ro ist der Durchmesser des Sicherheitskreises 22, normalerweise 1000 Fuss ; im Mittelpunkt dieses Kreises befindet sich das Flugzeug mit der neuen Anlage. R ist die Entfernung des sich irgendwo in der Zelle 21 befindenden fremden Flugzeuges. Winkel e ist der Peilwinkel, Winkel ss ist aus der Fig. 6 ersichtlich.
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Wie ersichtlich, gilt die Beziehung
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Die Kollisionskriterien lassen sich aus Fig. 7 ablesen ; sie zeigt die Einteilung der horizontalen Ebene um das fremde Flugzeug, u. zw. die untersuchten Zellen 23. Während jeder Tastung der Antenne 2, d. h. zirka alle 2 sec, wird das fremde Flugzeug für etwa 1/30 sec angepeilt. In dieser Zeit wird seine neue Position gemessen und seine neue Zelle ermittelt. In der Fig. 7 ist die von der vorherigen Tastung bekannte Lage der Zel- le 24 mit Rbezeichnet ; in einer um diese Zelle gelegenen Zelle muss sich das Flugzeug bei der nächsten Peilung befinden. Die Verlängerungen der Diagonalen 25 und 26 tangieren den Sicherheitskreis 22.
Wenn die neuen Daten das fremde Flugzeug in einer der zwischen beiden Diagonalen gelegenen bzw. in einer von diesen Diagonalen durchschnittenen Zellen anzeigen, dann ist das Flugzeug l durch das fremde Flugzeug 4 bedroht bzw. eventuell bedroht. Es ist ersichtlich, dass, wenn das fremde Flugzeug seinen augenblicklichen Kurs, der durch die Zelle R und irgendeine Zelle zwischen den Geraden 25 und 26 - ausser der Zelle 27 bestimmt ist, weiter verfolgt, es in den Sicherheitskreis eindringt und somit eine Kollisionsgefahr bedeutet. Wenn die zweite Position des Flugzeuges 4 in einer Zelle S liegt, dann bewegt sich das fremde Flugzeug bezüglich des Flugzeuges 1 auf einem sicheren Kurs.
Trifft die zweite Position in eine Zelle P, dann muss eine eventuelle Bedrohung angenommen werden, da nicht genug Daten vorhanden sind, um zu ermitteln, ob der fremde Kurs sicher oder gefährlich ist. Trifft die zweite Position in eine Zelle T, dann muss eine Bedrohung angenommen werden.
In Fig. 8 ist die Beziehung der Kollisionskriterien zu dem Flugzeug 1 dargestellt. Die Fig. 8 ist ohne weiteres verständlich ; zur Hervorhebung der Augenblicksbetrachtung-ist den Bezugszeichen der kleine Buchstabe a hinzugefügt. Der mögliche Kollisionsbereich ist mit 27 bezeichnet, der jedoch nur für die erste ermittelte Position des Flugzeuges 4 gilt. Bei den nächsten ermittelten Daten wird entsprechend verfahren und die neue Position bestimmt. Wenn diese eine Bedrohung für das Flugzeug 1 ergibt, wird eine neue Zellenanordnung 23 aufgebaut ; bei einer möglichen Bedrohung bleibt die alte Anordnung bestehen. Bei der neuen Anordnung befindet sich die letzte Information wieder in der Ausgangszelle R ; von dort aus wird die neue Gefahrenzone bestimmt. Dieses Verfahren wird so lange fortgesetzt, als sich das fremde Flugzeug in dem Peilsektor befindet.
Bestimmte Vorschriften sind für die richtige Einteilung in Zellen erforderlich. Die Dimensionen der Zellen sind so abgestimmt, dass die Entscheidungen"sicherer Kurs","Bedrohung"oder"mögliche Bedro- hung" für die möglichen neuen Positionen gemäss Fig. 7 für diejenige Entfernung stimmen, in welcher die Zelle liegt.
Aus der geometrischen Darstellung der Fig. 6 ersieht man, dass die Zellen richtig bezeichnet sind, wenn
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Ae, d.einen Hinweis, ob eine Gefahr besteht oder nicht. Beim ersten Erfassen eines fremden Flugzeuges wird dieses als in einer bekannten Zelle befindlich angenommen. Die Koordinaten dieser Zelle werden in einem Speicher eines digitalen Rechners gespeichert, und die folgenden Informationen betreffs Azimut und Entfernung des fremden Flugzeuges werden mit den Anfangsinformationen verglichen, um den Winkel 8 und AR bedingt durch die Zahl der Zellen zu bestimmen, wobei 6 und AR die Änderungen der Koordinaten bedeuten.
Die logischen Schaltkreise des Rechners errechnen dann, ob das ursprünglich in der Zelle 24 fliegende Flugzeug entsprechend den oben beschriebenen Kriterien sich auf einem sicheren, einem gefährlichen oder einem eventuell gefährlichen Kurs befindet.
Die Änderungen der Entfernung sind nur in Stufen von 1000 Fuss möglich wegen der Sendeimpulsfolge von 2 see der Wetterradaranlage. Die Zellen mit 2, 1 Milliradianten werden mittels des Interferenzempfängers und der digitalen Datenverarbeitungstechnik des neuen Gerätes ermittelt. Ein Interferometer mit im Abstand von 30 Wellenlängen angeordneten Antennen ergibt eine Antennencharakteristik mit Keulen von 20 Breite im Zentrum des Strahlungsdiagrammes. Mittels der Datenverarbeitungstechnik kann
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man ohne Schwierigkeit die Anwesenheit eines Zieles innerhalb 1/16 einer Keule feststellen. Um die Gleichung (1) zu erfüllen, werden die Zellendimensionen wie folgt bestimmt : Bei kleiner werdenden 116 werden auch die AR kleiner.
Da AR nach unten wegen der Impulslänge begrenzt ist, ist es notwendig, 116 an zwei Punkten des Schemas der Fig. 4 zu vergrössern. Die Vergrösserung von 116 bei 25 000 Fuss wird durch einen zweiten Satz von Antennen erzielt, u. zw. für herannahende Flugzeuge, die näher als 25 000 Fuss sind. Mit dem zweiten Satz von Antennen wird ein Keulenmuster mit 60 Breite der einzelnen Keulen erzeugt. Die Vergrösserung von Ae bei 12000 Fuss wird durch die logische Schaltung bewirkt. In diesem Falle wird die Position eines fremden Flugzeuges innerhalb 1/8 einer Keule erfasst. r. muss jedoch variiert werden, da es nicht möglich ist, die Gleichung (l) zwischen etwa 770 und 1250 Fuss ohne weiteres zu erfüllen.
Die durch die Keulenstruktur bedingte Zweideutigkeit wird durch die Verwendung von Sektoren beseitigt. Die Lageinformation eines fremden Flugzeuges wird daher sektorweise gespeichert, indem der 90 -Sektor in fünfzehn 60-Sektoren eingeteilt wird. Sobald der Radarstrahl einen Sektor für etwa 1/30 sec entsprechend der Tastgeschwindigkeit bestrahlt, wird die Information dieses Sektors verarbeitet.
Nachdem der Kurs des fremden Flugzeuges ermittelt ist, wird er dem Pilot des mit dem erfindungsgemässen Gerät ausgerüsteten Flugzeuges sichtbar angezeigt, und bei einer drohenden Gefahr wird ein hörbarer Alarm ausgelöst. Fig. 9 zeigt die Sichtanzeige mit drei fremden Flugzeugen, für die eine Kollisionsgefahr mit dem Flugzeug 1 besteht. Eine mögliche Kollision ist auf dem Schirm der Kathodenstrahlröhre als ein breiter Fleck 29, eine unmittelbare Gefahr durch die relativ lange Linie 30 und eine weniger schnelle Gefahr durch die relativ kurze Linie 31 dargestellt. Die Neigung der Linie zeigt den Kurs des fremden Flugzeuges an, sowie auf welcher Seite des überwachten Flugzeuges bei Fortsetzen des augenblicklichen Kurses das Zusammentreffen stattfindet.
Auf Grund der hörbaren und sichtbaren Warnungen kann der Pilot seine Entscheidungen für das Ausweichmanöver treffen.
Fig. 10 zeigt ein Blockschema der Gesamtanlage. Der Radarsender ist mit 32 bezeichnet. Die Anlage enthält im wesentlichen drei Teile, nämlich den Suchteil, den Datenverarbeitungsteil und den Anzeige-und Steuerteil. Die Aufgabe des ersten Teiles besteht darin, die von dem fremden Flugzeug zurückgeworfenen Radarstrahlen zu empfangen, zu verstärken und zu untersuchen. Dies geschieht mittels der Antennenpaare 5a, 6a und 35,36 und dem Interferenzempfänger 37, welcher an Hand der Fig. 11 näher beschrieben wird. An den Ausgängen des Empfängers 37 treten die in dem überwachten Sektor ermittelten Entfernung-un Azimut-Informationen des fremden Flugzeuges auf. In der Datenverarbeitungsanlage werden diese Informationen empfangen und sofort von der analogen in die digitale Form mittels der Analog-Digital-Wandler 38 und 39 umgewandelt.
Die Informationen gelangen nach Filterung in 40 und 41 und kodieren in 42 in den Entfernungsspeicher 43 bzw. den Winkelspeicher 44 und von dort über den Pufferspeicher 45 in den Hauptspeicher 46. In diesen Speicher werden auch die Kollisionskriterien von der logischen Schaltung 47 zur Feststellung einer Gefahr gegeben. Die gespeicherte Information wird mittels des Kommutators 48 zu der logischen Schaltung 47 übertragen ; der Kommutator 48 wird durch den Servomechanismus 49 angetrieben, der seinerseits durch den Radarsender 32 gesteuert wird und von der Anordnung 50 Höheninformationen empfängt.
Ein Verteiler 51, der mit dem Servomechanismus 49 gekuppelt ist, überträgt die den überprüften Untersektor betreffenden Informationen in analoger Form zu dem Oszillographen-Entschlüssler 52, welcher anderseits digitale Informationen von der logischen Schaltung 47 über den Kommutator 48 erhält und diese entschlüsselt. Wenn diese Informationen die Warnung für eine Gefahr bzw. eventuelle Gefahr enthalten, werden sie zu der Anzeigeröhre 53 übertragen und so dem Piloten sichtbar gemacht. Gleichzeitig werden die Warninformationen zu der Warnanlage 54 geleitet. Der Taktgeber 33 steuert und synchronisiert die Operationen der verschiedenen Schaltungen des Gerätes. Diese Vorgänge werden weiter unten genauer beschrieben.
Die Bestimmung der Azimut-Position des fremdenFlugzeuges wird durch Anwendung des Interferenzprinzips mittels des Empfängers 37 erzielt, der in Fig. 11 schematisch als Blockbild dargestellt ist.
Das Antennenpaar 5a, 6a besitzt die Empfangscharakteristik 55, wie in Fig. 2 gezeigt ist. Zurückkommend auf Fig. 3 sieht man, dass ein von dem fremden Flugzeug 4 zurückgeworfenes Signal den Weg R zu der Antenne 5a und, da in erster Näherung R bedeutend grösser als D ist, den Weg R + E zu der Antenne 6a zurücklegt.
Aus der Fig. 3 lassen sich die folgenden Beziehungen ablesen : E = D sin 6 = K À (2)
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Dabei bedeuten
K = Zahl der Wellenlängen $ = elektrische Phasenschiebung in Radianten e = geometrischer Peilwinkel
E = Differenz der beiden Weglängen
D = Abstand der beiden Antennen
X = Wellenlänge des empfangenen Signals.
An den Antennen 5a und 6a (Fig. 11) treten zwei Spannungen auf, eine proportional sin q, und eine
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ist. Das Signal an der Antenne 5a kann durch den Hochfrequenz-Phasenschieber 56 in seiner Phase verschoben werden, um die Rotationsbewegung des überwachten Flugzeuges auszuschalten. Der Phasenschieber muss höhenkorrigiert sein, wenn eine genaue Bestimmung der Daten in der horizontalen Flugebene durchgeführt werden soll. Das die Höhe berücksichtigende Signal wird von dem selbststeuernden Gyrometer zum Stellen des Servomechanismus 57 über den Servomechanismus 49 geliefert. Die Signale von den Antennen 5a und 6a werden mit der von dem Sender 32 (Fig. 10) gelieferten Frequenz in den Mischstufen 58 und 59 überlagert.
Unter (für die Betrachtung) Ausserachtlassung der Zeit, welche von den Addierern 60,61 beim Kombinieren der Signale des Antennenpaares 35,36 mit den Signalen des Antennenpaares 5a, 5b benötigt wird und somit nur die Signale von dem Antennenpaar 5a, 5b betrachtend, werden diese Signale den Zwischenfrequenzverstärkern 62,63 zugeführt. Nach Verstärkung gelangen sie einmal zu dem zweipoligen Synchron-Detektor 64, wo sie miteinander multipliziert werden, so dass die Ausgangsspannung
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entsteht.
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erhält.
Das Ausgangssignal des Verstärkers 63 wird um 900 in dem Phasenschieber 65 phasenverschoben und zu dem zweiten zweipoligen Synchron-Detektor 66 geleitet und dort mit dem Ausgangssignal des Verstärkers 62 kombiniert, so dass das Ausgangssignal
EMI6.5
entsteht.
Da der Interferenzverstärker zur Erzeugung einer scharfen Anzeige des Peilwinkels e dient, sind zwei Hochfrequenzteile mit zwei Antennenpaaren erforderlich.
Die im Abstand 10 X angeordneten Antennen 5a und 6a besitzen eine Charakteristik mit einer Keulenbreite von 60. Die im Abstand 30 X angeordneten Antennen 35 und 36 haben eine Charakteristik mit 20 Keulenbreite. Die Notwendigkeit der beiden Keulenbreiten wurde bereits oben beschrieben. Das Signal der Antenne 35 gelangt zu der Mischstufe 69, während das Signal der Antenne 36 über den veränderbaren Phasenschieber 70 zu der Mischstufe 71 kommt. Dort werden sie jeweils mit dem Signal des Oszillators 70a überlagert. Das Ausgangssignal der Mischstufe 69 wird in dem Addierer 60 mit dem Signal der Mischstufe 58 kombiniert, während das Ausgangssignal der Mischstufe 71 mit dem Signal der Mischstufe 59 in dem Addierer 61 kombiniert wird. Die Zuführung der Signale des Oszillators 70a wird durch die Tore 72 und 73 gesteuert.
Durch diese Tore wird der an das Antennenpaar 5a, 6a angeschlossene
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Hochfrequenzteil für die ersten 50/lsec, welche. der Aussendung der Radarimpulse folgen, und der an das Antennenpaar 35,36 angeschlossene Hochfrequenzteil für die nächsten 30 bisec angeschaltet. Die Schalter 74,74a, 74b und 74c dienen zum Wirksammachen der beiden Hochfrequenzteile des Empfängers während der Abtastung des 900-Sektors durch den Radarstrahl und zum Abschalten des Empfängers für den restlichen Bereich des Azimuts. Zu diesem Zwecke sind die mechanischen Schalter 74 - 74c mechanisch mit der Welle der Radarantenne unter Steuerung des Schalters 75 gekuppelt.
Die Anordnung der Fig. 12 bekommt zwei Eingangssignale, nämlich K. sin ja und K. cos , welche die Information über das Ziel darstellen, nämlich die Entfernung des Zieles, welche durch die Laufzeit des Radarimpulses gegeben ist, und die Winkelposition, welche durch den Phasenwinkel $ bestimmt ist. Da bei der Radartastpng auch Störimpulse auftreten, ist eine Filterung vorgesehen. Die Grössen der beiden analogen Spannungen K. sin $ und K. cos cl werden in 7 Stufen quantisiert und in einen dreistelligen binären Kode umgewandelt, u. zw. mittels der Analog-Digital-Wandler 38 und 39.
Das Signal K. sin D gelangt zu dem Eingang von 38 über das Filter 77, durch welches eine vorläufige Glättung vorgenommen wird. Die Ausgangssignale des Filters 77 werden in Intervallen von 2 sec mittels des UNDTores 78 im Takte des Taktgebers 33 abgenommen. Die Analog-Digital-Umwandlung geschieht mittels der Spannungsvergleicher, die durch die Quadrate 79 - 84 dargestellt sind. Jeder Block hat zwei Eingänge, u. zw. an dem einen Eingang entweder eine positive oder eine negative Gleichspannung B+ bzw. Bund an den andern Eingängen den Ausgangsimpuls des Filters 77. Die Spannung B+ an den Quadraten 79 bis 81 kann durch den Spannungsteilerwiderstand 85 und die Spannung B- an den Quadraten 82 - 84 durch den Spannungsteilerwiderstand 86 variiert werden.
Wenn der geprüfte Impuls grösser ist als die entsprechende Spannung an irgendeinem der Vergleicher, dann tritt ein Standard-Impuls an dem Ausgang A des betreffenden Vergleichers auf ; wenn der Impuls kleiner ist, dann tritt der Standard-Impuls am Ausgang B auf. Wenn der Prüfimpuls an die zweiten Eingänge der Vergleicher angelegt wird, gibt die Kombination der Ausgangsimpulse die digitale Stufe wieder. Eine richtige Kombination besteht dann, wenn ein B-Ausgang eines Vergleichers und ein A-Ausgang des benachbarten Vergleichers auftreten. Die Grösse des Eingangssignals wird durch einen Impuls auf einer der drei Leitungen 85,86 und 87 bzw. 88,89 und 90 angezeigt. Diese Information wird dann durch die ODER-Tore 91 - 95 in einen dreistellige binären Kode kodiert.
Der gleiche Vorgang erfolgt über das Eingangssignal K. cos cb in dem Analog-Digital-Wandler 39, welcher die Vergleicher 79a-84a enthält.
Die drei Impulse der binären Information, die in Intervallen von 2 lises aus dem Analog-DigitalWandler 38 kommen, gelangen zu dem digitalen Filter 40 in Fig. 13. Der digitale Filterprozess ist im wesentlichen eine Interpolation. In dem Filter 40 werden dij empfangenen und digitalisierten Radarimpulse zu dem hier umlaufenden Rest synchron in dem Parallel-Addierer 96 addiert. Dies geschieht, indem das Signal des Analog-Digital-Wandlers 38 und der zirkulierende Rest der Verzögerungsketten 97 und 98 über die Empfangsverstärker 99 und 100 zu dem Addierer 96 geführt und der Ausgang des Addierers über die Sendeverstärker 101 und 102 mit den beiden Verzögerungsketten verbunden wird. Bei einem erfassten Ziel werden ständig ein Impuls entsprechend der Entfernung beigesteuert und die Resultate integriert.
Während der Abtastung eines Untersektors von 60 werden zwölf Hauptimpulse von dem Sender 32 (Fig. 10) ausgesendet. Durch die Addition entstehen Überläufe an dem Addierer 96, die nur von einem Ziel stammen können und die in einem Register gespeichert werden, das aus einer Verzögerungskette besteht und ein Teil des Kodierers ist. Die Überläufe werden auch zu den früheren Überläufen in dem Serien-Addierer 103 addiert und das Resultat in dem durch die Verzögerungskette 104 gebildeten Überlaufspeicher gespeichert.
Da ein gerader binärer Kode verwendet wird, zeigt das Auftreten eines Überlaufes, wenn negative Zahlen, d. h. Zahlen mit einem Ausgangssignal an dem ODER-Tor 95 (Fig. 12), in dem Parallel-Addierer 96 addiert werden, an, dass die Summe aus dem Ausgangssignal des Analog-Digital-Wandlers 38 (Fig. 12) und dem Rest kleiner ist als die Spannungsstufe, so dass eine Überlaufeinheit von den-summier- ten Überläufen abgezogen würde. Ein Überlauf bei einer negativen Zahl muss daher vernachlässigt werden ; umgekehrt zeigt das Fehlen eines Überlaufes an, dass bei dieser Stufe eine Überlaufeinheit in dem Speicher abgezogen werden muss. Dies erfolgt durch Addition der Binärzahl 1111 zu dem Speicherinhalt.
Ein Ausgangssignal an dem ODER-Tor 95 (Fig. 12) wird zu dem Sperreingang des Sperrtores 105 und dem Steuereingang des UND-Tores 106 gegeben. Das Überlaufsignal an dem Addierer 96 kann daher nicht zu dem Speicher 104 gelangen, wenn ein Signal von dem ODER-Tor 95 (Fig. 12) vorhanden ist. Wenn nur das Signal des Tores 95 (Fig. 12) da ist, wird die bistabile Kippschaltung 107 in den 1-Zustand gesetzt und infolgedessen ein Impuls in die Drei-Impulse-Verzögerungskette 108 gesendet. Die Taktim-
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meter 175 mit dem Positions-Servomechanismus 173 gekuppelt, Auf der Welle 174 sitzt ferner der Verteiler 176, der die in dem Entschltissler 52 der Sichtanzeige 53 erforderlichen analogen Spannungen erzeugt. Ferner ist der Kommutator 48 mit der Welle 174 gekuppelt.
Mit Hilfe des Kommutators 48 werden bestimmte Ausgänge des Hauptspeichers 46 ausgewählt. Die bistabile Schaltung 177 wird durch das Vergleichssignal der Kommutatorscheibe 178 in den 1-Zustand gesetzt, durch den die Tore 179 und 180 aktiviert werden. Über das UND-Tor 179 können die in dem Hauptspeicher 46 gespeicherten Worte in die logische Schaltung 47 gelangen, während das UND-Tor 180 den Rückweg in den Hauptspeicher öffnet. Die Kommutatorscheibe 181 dient zur Auswahl derjenigen Kodesignale, die den Hauptspeicher verlassen sollen, und die Kommutatorscheibe 178 wählt die Stelle aus, in die die zurücklaufenden Informationen gespeichert werden sollen. Die Kommutatorscheibe 182 dient zur Auswahl eines der fünfzehn Sperrtore, von denen die drei Tore 183-185 dargestellt sind.
Die Kommutatorscheiben sind starr mit der Welle 174 verbunden, so dass sie jeweils sicher mit den Eingängen der gleichen Speicherabteilung verbunden sind. Der Hauptspeicher besitzt fünfzehn Abteilungen mit jeweils einer Verzögerungskette 186 für 39 Impulse und den beiden Verstärkern 187 und 188. Jede Abteilung des Hauptspeichers entspricht einem Untersektor von 6 des untersuchten 90 -Sektors ; in jedem Untersektor können gleichzeitig bis zu drei fremde Flugzeuge angepeilt werden.
Während der Kodierung werden also eventuell drei Impulse gebildet und in dem Pufferspeicher 45 (Fig. 16) gespeichert, welcher diese Kodesignale in der Verzögerungskette 167 wiederholt. Bei entsprechender Abänderung der Schaltungen kann man natürlich auch mehr als drei Flugzeuge gleichzeitig betrachten. Mit der Verzögerungskette 167. arbeiten die Verstärker 168 und 171, das Sperrtor 169 und das ODER-Tor 170 zusammen.
Fig. 24 zeigt eine graphische Darstellung der Kriterien für die logische Schaltung ; dieses Schema zeigt den Raum 23a um das fremde Flugzeug und entspricht der Fig. 7, wenn die S-Zellen weggelassen werden. Die mittlere A-Zelle ist die Ausgangszelle. Die horizontale Richtung zeigt die Veränderungen der Winkelkoordinate und die vertikale Richtung die Entfernungsänderungen an. Es sei angenommen, dass die neue Position in eine dieser Zellen fällt. Dann lassen sich aus Fig. 24 folgende Informationen ablesen, die in den Hauptspeicher eingespeichert werden müssen, nämlich
A = Alte Information
B = Alte Information und Kennzeichnung als "mögliche Gefahr"
C = Neue Speicherung und Kennzeichnung als "geringe Gefahr"
D = Neue Speicherung und Kennzeichnung als "unmittelbare Gefahr".
Man kann anderseits auch die Seite feststellen, von der die Gefahr droht. Die Zellen der Fig. 24 sind nicht massstabgerecht bezüglich Azimut und Entfernung.
Nachdem die Informationen ausgewertet sind, werden sie wieder in den Hauptspeicher zurückgespeichert.
Die Eingangssignale für die in den Fig. 16 und 17 dargestellte logische Schaltung 47 kommen einerseits von dem Pufferspeicher 45 und anderseits von dem Hauptspeicher 46 über den Kommutator 48. Die Kodesignale des Pufferspeichers 45 werden von dem Verstärker 172 empfangen und zu dem Serien-Addierer 189 geleitet. Die über die Kommutatorscheibe 181 kommenden Kodesignale des Hauptspeichers gelangen ebenfalls zu dem Addierer 189 sowie zu der Verzögerungskette 190. Der Ausgang des Addierers 189 ist mit den in Reihe liegenden Verzögerungsleitungen 191,192 und 193, von denen vier Vergleichsimpulse abgenommen werden können, verbunden. Die Ein-Impuls-Verzögerungsleitung 190 ist über das ODER-Tor 194, das Sperrtor 195 und das UND-Tor 180 mit der Kommutatorscheibe 178 elektrisch verbunden.
Der erste Impuls des von dem Hauptspeicher kommenden Wortes gelangt gleichzeitig mit Tl an das UND-Tor 196, dessen Ausgangssignale die bistabilen Kippschaltungen 197 und 198 steuern. Wenn an dem UND-Tor 196 ein Signal ausgelöst wird, so zeigt dies an, dass bei der vorhergehenden Prüfung die Lage des fremden Flugzeuges als "eventuell gefährlich" für das überwachte Flugzeug bezeichnet wurde. Die UND-Tore 199 - 203 und das ODER-Tor 204, das Sperrtor 205 sowie die Umkehrer 206 und 207 dienen zur Bestimmung, ob die Differenz der kodierten Koordinate positiv oder negativ ist und ob die Grösse 0, l, 2 oder 3 ist. Ein Ausgangssignal an einem der UND-Tore 200 - 203 dient zur Steuerung der bistabilen Kippschaltungen 208,209 bzw. 210.
Das Ausgangssignal des Tores 203 steuert die Schaltung 209 über das UND-Tor 211 und das ODER-Tor 212.
Bei dem Entfernungsvergleich wird das Ausgangssignal des Sperrtores 205 gleichzeitig mit T12 dem Tor 213 zugeführt, dessen Ausgangssignal eine positive Entfernung in dem betrachteten Raum 23a (Fig. 8) anzeigt. In ähnlicher Weise, wie die Winkeldifferenz gemessen wird, wird mit den gleichen Komponenten die Entfernungsdifferenz bestimmt. Hiezu wird ein Ausgangsimpuls von einem der Tore 200 - 203
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- 217208-210 zusammen mit einem Impuls von einem der UND-Tore 214-217 über die UND-Tore 218 - 222 und die ODER-Tore 223 - 225 stellt die bistabilen Kippschaltungen 226 - 229 ein. Die bistabilen Kippschaltungen 197,198, 226-229 bezeichnen die Luftlage, nämlich ob sicher, eine eventuelle Gefahr
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welche die Bedeutung des fremden Flugzeuges bezüglich des überwachten Flugzeuges bezeichnen.
Der Ausgang des ODER-Tores 239 öffnet das UND-Tor 241, so dass das in der Verzögerungsleitung 190 befindliche Kodesignal zu dem ODER-Tor 170 gelangen kann. Das Füllsignal aktiviert das UND-Tor 242, so dass der Inhalt des Pufferspeichers in den Hauptspeicher eingespeichert werden kann.
Der Entschlüssler 52 für den Oszillographen (Fig. 10) verwendet den Kommutator 48, um den Hauptspeicher 46 abteilungsweise abzufragen. Wenn eine Gefahr festgestellt ist, dann werden die entsprechenden Informationen in Spannungen für den Kathodenstrahloszillographen 53 (Fig. 10) und für die Warnanlage'54 (Fig. 10) umgewandelt. Die Gefahrenart des fremden Flugzeuges steuert den Fleck auf der Kathodenstrahlröhre in der in Fig. 9 gezeigten Weise.
Fig. 19 zeigt den Entschlussler 52. Dieser dient zum Empfang von Kodesignalen, welche die Art und die Entfernung des Zieles kennzeichnen, von dem entsprechenden Abschnitt des Hauptspeichers 46 sowie analoger Spannungswerte von dem Verteiler 176, um aus diesen Werten die Ablenk- und Modulationsspannungen für die Kathodenstrahlröhre zu erzeugen.
Eine der Entfernung proportionale Analogspannung wird mit Hilfe des ODER-Tores 243, des UNDTores 244, der Verzögerungsleitungen 245 - 247, den mit gleichbleibender Verstärkung arbeitenden Verstärkern 248 - 251 und dem Summenverstärker 242 sichergestellt. Der Ausgang des Verstärkers 252 führt zu dem Modulator 253, von dem die Ablenkspannung für die Y-Richtung entnommen wird, sowie zu dem Modulator 254 für die Ablenkspannung der X-Richtung. Diesen Ablenkspannungen werden mittels der Summenverstärker 255 und 256, der UND-Tore 257 - 259 und des ODER-Tores 260 Signale von dem Sperrimpulsgenerator 261 überlagert.
Die bistabilen Kippschaltungen 262-266 werden durch die UND-Tore 267 - 271 eingestellt, deren Eingänge von den Taktimpulsen Tl - T5 und dem Kodesignal des Hauptspeichers 46 dargestellt werden.
Die UND-Tore 272 und. 273 bestimmen ein Intensitäts-Ausgangssignal.
Die Warnanlage 54 besteht zweckmässigerweise aus einem Summer, der durch die Intensitäts-Aus - gangsspannung erregt wird.
Obwohl bei dem beschriebenen automatischen Gerät sowohl Radarsender als auch-empfänger in dem ausgerüsteten Flugzeug angeordnet sind, kann es dahingehend abgewandelt werden, dass das fremde Flugzeug mit einem Antwortsender ausgestattet ist. Hiedurch kann man den Entfernungsbereich vergrössern und eine zusätzliche Höhenbestimmung vornehmen.
PATENTANSPRÜCHE ;
1. Elektronisches Navigationsgerät zur Vermeidung von Zusammenstössen zwischen einem Flugzeug und einem andern Objekt, insbesondere zwischen zwei Flugzeugen in der Luft, wobei an Bord des über- wachtèn Flugzeuges eine Radaranlage, vorzugsweise eine bereits für die Wetterbestimmung benutzte Radaranlage, vorgesehen ist, welche unter Hinzuschaltung von Zusatzeinrichtungen in einem bestimmten Bereich (900 = Sektor) vor dem Flugzeug bei Anwesenheit mindestens eines andern Objektes laufend dessen bzw.
deren Position und Entfernung und im Falle eines beweglichen Objektes dessen Kurs bezüglich des überwachten Flugzeuges anzuzeigen gestattet, dadurch gekennzeichnet, dass diese Zusatzeinrichtungen die durch die Radaranlage erhaltenen Informationen in eine digitale Darstellung umwandeln und speichern und die gespeicherte Information mit nachfolgend ermittelten Informationen zur Bestimmung des Kurses des Objektes verglichen wird, um durch diesen Vergleich die unterschiedlichen Anzei- gen"sicherer Kurs","Kurs mit eventueller Kollisionsgefahr"und"Kurs mit akuter Kollisionsgefahr"sicht- bar und gegebenenfalls auch hörbar anzuzeigen.