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SYSTEMES DE RADIO-GUIDAGE
La présente invention se rapporte aux systèmes de radio- guidage et, en particulier, à un système radio-électrique destiné à indiquer la distance, ou l'azimut, ou la distance et l'azimut, de récepteurs, par rapport à une radio-balise tournante.
Un certain nombre de systèmes de radio-balise ont été pro- posés, dans lesquels la position d'un appareil mobile, par rapport à un radio-phare, ou à une radio-balise, peut être indiquée sur l'appareil mobile, simultanément avec la position d'autres appa- reils mobiles dans le voisinage. Ces systèmes proposés comportent généralement l'utilisation d'un dispositif indicateur à faisceau cathodique sur l'appareil mobile, pour exposer les positions dudit appareil par rapport au radio-phare, ou à la radio-balise.
Dans certains cas, il n'est pas nécessaire de prévoir des systèmes compliqués, permettant à un avion de connaître la
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position d'autres avions dans son voisinage, mais il est à désirer que l'avion soit pourvu d'une indication de sa distance à partir d'une radio-balise, ou d'un radio-phare, ou de l'indication de la position en azimut de l'avion par rapport au radio-phare, ou encore de ces deux indications.
Pour qu'un radio-phare unique puisse des- servir de façon pratiquement simultanée un certain nombre d'avions et pour que l'appareillage sur l'avion soit simplifié au point que la réception dirigée soit superflue et que les indications d'azimut et de distance puissent être produites sur de simples indicateurs visuels, par exemple du type des appareils électriques de mesure, il est essentiel que l'élément radiateur du radio-phare puisse discriminer entre les avions, ou autres appareils mobiles situés dans des azimuts différents.
De plus, il est utile qu'un tel sys- teme soit prévu pour distinguer parmi des avions à des altitudes différentes, de sorte que, tant que les divers avions maintiennent entre eux une séparation déterminée en altitude et une distance prédéterminée, les indications puissent se faire sur chaque avion, sans brouillage par les autres. Comme, en général, le nombre d'avions sur un azimut donné est relativement faible et que cette coïncidence de positions azirnutales ne dure pas d'ordinaire pendant un temps appréciable, un tel système permettra de distinguer entre un nombre assez eleve d'avions, au voisinage de chaque station de balisage, sans produire de brouillage dangereux ou de recouvrement des signaux.
L'invention a notamment pour objet la constitution d'un système indicateur de distance simple dans lequel la distance d'un objet à, partir d'une balise rotative dirigée puisse être indiquée sur l'objet, indépendamment des indications relatives à d'autres objets situés à distance.
L'invention a également pour objet la constitution d'un système indicateur de distance, ou d'azimut, ou de distance et d'azimut, utilisable sur un avion, lesdites indications pouvant
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être produites sur ledit avion, indépendamment des signaux d'autres avions.
L'invention a encore pour objet la constitution d'un sys- tème de radio-phare dans lequel les signaux de chacun d'un certain nombre d'avions se distinguent les uns des autres par des caracté- ristiques de signalisation, par exemple par des indications d'alti- tude et dans lequel les signaux sont également distingués entre eux de façon sélective en azimut, des signaux de brouillage ne pouvant être produits par d'autres avions séparés par des différences d'azi- mut et d'altitude prédéterminées. L'invention a encore pour objet la constitution dans un système tel que ci-dessus énoncé, de moyens supplémentaires grâc.e auxquels un avion, séparé d'un autre d'une distance prédéterminée, bien que pratiquement dans le même azimut et à la même altitude, puisse fournir des indications de sa position, indépendamment de l'autre avion.
Conformément à une caractéristique particulière de l'in- vention, il est prévu un système de radio-balise ou de radio-phare, suivant lequel un signal de balisage directif, par exemple du type à diagrammes se recouvrant, tourne à une vitesse prédéterminée. Si- multanément avec la rotation de l'antenne émettrice dirigée, une an- tenne réceptrice dirigée tourne. Chaque avion coopérant avec le sys- tème de radio-phare est muni d'un récepteur susceptible de recevoir le signal dirigé transmis à partir de la balise et de le retrans- mettre, lorsqu'il est aligné en azimut avec le diagramme, sous forme d'un signal ayant une caractéristique distinctive prédéterminée, par exemple dépendant de l'altitude, ou de l'indication barométrique de celle-ci, sur l'avion.
Ce signal retransmis est reçu sur l'antenne réceptrice dirigée à la station de radio-phare et répété par cette dernière, par exemple sur une antenne non dirigée. Le signal répété par la station de radio-phare est alors reçu sur l'avion et l'instant de sa réception est comparé avec l'instant d'émission du signal émis
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par l'avion, ce qui permet d'indiquer la distance duditavion à par- tir de la balise ou du radio-phare. Dans le récepteur de l'avion, il est prévu des moyens de sélection des signaux répétés dont la carac- téristiue correspond à son altitude, de telle sorte que l'indica- teur ne réagira pas à, des signaux retransmis par d'autres avions à des altitudes différentes.
De plus, le circuit récepteur peut être muni d'un système suiveur à l.orte électronique comportant une carac- téristique à encoche, lequel rendra ledit récepteur sensible seule- ment aux signaux indicateurs de distance correspondant pratiquement à la distance entre l'avion et le phare, de telle sorte qu'un autre avion, à la même altitude et dans le même azimut, n'aura aucun effet sur les indications reçues.
Pour indiquer la position en azimut, l'invention prévoit la transmission, à, partir du radio-phare, d'un signal de référence distinct, lorsque l'émetteur et le récepteur dirigés sont orientés vers un point de référence prédéterminé, tel que le Nord, par exemple, ledit signal de référence pouvant, à son tour, synchroniser un appa- reillage placé sur l'avion, de manière à ce que lors de la réception sur ledit avion du signal dirigé, on puisse obtenir l'indication d'azimut. L'invention ci-dessus décrite de façon générale, sera mieux comprise, avec ses objets et caractéristiques, à la lecture de la description suivante et à l'examen des dessins joints qui en représentent schématiquement, à titre d'exemple non limitatif, un mode de réalisation.
La figure 1 est un diagramme simplifié représentant un système de commande conforme à certaines caractéristiques de l'in- vention.
La figure 2 représente symboliquement, à l'aide de rectan- ¯;les, un système émetteur de radio-phare comportant certaines carac- téristiques de l'invention.
La figure 3 représente, de la même façon, l'appareillage récepteur d'avion utilisable avec les systèmes conformes à des
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caractéristiques de l'invention.
Les figures 4 et 5 sont des représentations graphiques utiles à l'explication du fonctionnement des systèmes représentés aux figures 2 et 3.
La figure 6 représente symboliquement, à l'aide de rectan- gles, un système chercheur et suiveur d'objets utilisé dans l',appa- reillage représenté à la figure 3.
La figure 7 est un exemple de système sélecteur de largeurs d'impulsions susceptible d'être utilisé dans le système représenté à la figure 3.
La figure 8 est un ensemble de courbes utiles à l'explica- tion du sélecteur de largeurs d'impulsions de la figure 7.
A la figure 1, un montage émetteur-récepteur de balise est représenté de façon générale en 1 et trois avions 2,3 et 4 sont prévus, avec des montages récepteurs-émetteurs individuels 5, 6 et 7, en vue de coopérer avec le montage émetteur-récepteur de la balise.
Dans le montage émetteur de la balise, l'antenne directive 8, grâce à l'utilisation du montage de commutation 9, transmet un signal ca- ractéristique, par exemple des diagrammes alternatifs se recouvrant.
Une antenne réceptrice dirigée 10 est prévue/et les antennes 8 et 10 sont entraînées en rotation en synchronisme. Les signaux de l'antenne 8 sont reçus sur chacun des avions successivement, conformément aux positions azimutales desdits avions. Par exemple, comme représenté, les antennes 8 et 10 sont alignées dans une direction azimutale telle qu'elles fonctionnent 'en liaison avec l'avion 2. L'énergie de l'an- tenne 8 est reçue dans le récepteur 5 et répétée'sur l'avion, avec un signal caractéristique distinctif, de préférence indiquant l'al- titude barométrique dudit avion. Ce signal distinctif est reçu sur l'antenne 10 et retransmis par l'antenne non dirigée 11.
Le montage récepteur-émetteur 5 est réglé de façon telle qu'il sélectionne les signaux répétés par l'antenne 11 et comportant les caractéristiques distinctives affectées à l'avion 2, à l'exception de tous autres
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signaux. Les signaux ainsi reçus servent alors à procurer à l'avion en combinaison avec les signaux transmis par ledit avion, l'indi- cation de la distance séparant ce dernier de la balise 1. L'antenne non dirigée 11 peut également servir à transmettre un signal d'une caractéristique encore différente, susceptible d'être reçue par tous les avions à l'instant où les antennes 8 et 10 sont dans une direction azimutale prédéterminée , telle, par exemple, que le Nord vrai.
Sur chacun des avions sont prévus des indicateurs qui peuvent être synchronisés avec ce signal de Nord vrai et également actionnés par le signal dirigé de l'antenne 8 lors de la réception de ce der- nier, de façon telle que l'azimut de chaque montage de balise puisse être indiqué sur l'avion.
Il est évident qu'avec ce type de système, toutes les com- mandes dirigées peuvent être concentrées à la station terrestre, de sorte que chaque avion n'a besoin de porter qu'une simple antenne non dirigée. De plus, comme les signaux de distance et d'azimut sont commandés par des radiations provenant de l'émetteur à terre, un appareillage indicateur simple sensible à ces signaux suffira à produire sur chaque avion, les indications désirées d'azimut et de distance. A cause des caractéristiques directionnelles de l'émetteur de la balise, seuls les avions se trouvant au même azimut recevront l'énergie transmise à partir de l'antenne 8 et, de même, le récep- teur 10 ne sera sensible qu'aux signaux renvoyés par l'avion dans cette direction azimutale particulière étroite.
A cause de l'usage des signaux d'altitude transmis par chaque avion, les avions qui se trouvent dans le même azimut par rapport à la balise 1, mais à des altitudes différentes, ne recevront vraisemblablement que leurs propres signaux caractéristiques indicateurs de distance, de sorte qu'on évitera le brouillage et les indications incorrectes de distan- ce.
En plus des modes de commande qui sont visibles sur la figure 1, il est préférable de prévoir, conformément à une caractéristique particulière de l'invention, un organe sélectif supplémentaire, sur
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chaque avion, ou système de recherche et de poursuite à caractéris- tique à encoche qui sera décrit plus loin, ledit système étant sus- ceptïble de rechercher les signaux pratiquement indicatifs d'une distance prédéterminée entre l'avion et la station et de suivre ces signaux de manière à maintenir l'indicateur de distance sensible seulement aux signaux provenant de cette distance prédéterminée. En conséquence, grâce à l'utilisation de ce système, les avions peuvent être distingués les uns des autres conformément à leur distance, aussi 'bien qu'à leur altitude et à leur azimut.
Une description plus détaillée du système va maintenant être donnée, à propos des montages particuliers d'émission et de ré- ception représentés aux figures 2 et 3. On se référera également à certaines des courbes des figures 4 et 5 pour expliquer le fonction- nement desdits montages.
A la figure 2 il est prévu deux montages générateurs d'im- pulsions 12 et 13, ayant une caractéristique prédéterminée, par exemple une largeur donnée d'impulsion W1. Les générateurs 12 et 13 sont, de préférence, disposés de manière à produire les différen- tes impulsions avec une relation de temps prédéterminée, comme in- diqué en WIA et WIB à la figure 4. Bien que, pour plus de simpli- cité, on ait représenté dans ce but des générateurs d'impulsions sé- parées il est clair que les impulsions comportant cette relation de temps peuvent être produites par d'autres moyens.
Ces impulsions peuvent être combinées sur la ligne 14 et appliquées, à travers un organe retardateur 15, l'émetteur à haute fréquence 16, le commuta- teur d'impulsions 17 et la clé de manipulation 18, aux différentes antennes 19 et 20 disposées à l'intérieur d'un écran réflecteur commun 21. L'émetteur 16 fonctionne à une fréquence donnée, ou sur une bande de fréquences donnée, qu'on peut désigner par l'abrévia- tion FI. Si un certain nombre de signaux différents doivent être transmis par le système, la bande FI peut comprendre un certain nombre de fréquences différentes mais voisines, à l'intérieur de
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cette bande. Toutefois,.pour la simplicité de la description, le fonctionnement en multiplex du système ne sera pas expliqué en dé- tail.
Le commutateur 17 est normalement disposé de manière à. ce que l'énergie de l'émetteur 16 le traverse directement et parvienne à un élément radiateur non dirigé 22. Toutefois, lorsqu'un générateur, par exemple 13, est actionné, le commutatuer d'impulsions 17 est connecté de façon telle que les impulsions des générateurs 12 et 13 soient transmises, à travers la clé 18, aux antennes 19 et 20. Pour actionner le commutateur 17, des impulsions du générateur 13 tra- versent un circuit conformateur 23 qui sert à élargir lesdites im- pulsions suffisamment pour qu'elles occupent un temps supérieur à celui occupé par la paire d'impulsions W1A. W1B. Cette impulsion élargie sert à commuter la sortie de l'émetteur 16 vers le circuit manipulateur 18.
Au lieu d'élargir une impulsion, on peut combiner les énergies de sortie de 12 et de 13, les reconformer et s'en ser- vir pour actionner le commutateur 17, de façon telle que les im- pulsions de l'émetteur 16 soient appliquées, à travers le commuta- teur 17 et la cle 18, aux antennes 19 et 20. L'organe de retarde- ment 15 est prévu, de manière à ce que les impulsions à transmettre soient retardées suffisamment dans le temps pour qu'elles se pro- duisent à l'intérieur de la période de fonctionnement du commutateur d'impulsions 17, en position de couplage avec la clé 18. La clé 18 peut normalement être connectée de manière à laisser passer les si- gnaux de la sortie du commutateur 17 jusqu'à 1'antenne 20.
Toute- fois, l'impulsion W1A, produite par le générateur 12 est appliquée, à travers le conformateur 23 et une ligne de commande 24, à la clé 18, pour commuter la ligne de sortie du commutateur d'impulsions
17 en liaison avec l'antenne 19. De la sorte, les différentes im- pulsions W1A et W1B sont respectivement transmises par les antennes
19 et 20 et elles ont entre elles un espace de temps prédéterminé, fixé par la synchronisation des générateurs 12 et 13.
Le système d'antenne 8, constitué par les antennes 19 et
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20 et le réflecteur 21 est entraîné en rotation à une vitesse pré- déterminée par un organe d'entraînement tel que le moteur 25, dans le sens indiqué par la flèche 26. Simultanément avec la rotation de l'antenne 8 une came de commande 27 est entraînée et sert, quand l'antenne 8 est en alignement avec une direction prédéterminée, à produire un signal de référence de caractéristique également prédé- terminée, telle que la largeur W3, dans le générateur de signal de référence 28. L'impulsion de référence W3 est représentée sur la courbe 4a de la figure 4. Cette impulsion de référence W3 traverse l'émetteur à haute fréquence 16 et le commutateur d'impulsions 17 . vers l'antenne non dirigée 22.
En même temps, que l'impulsion de référence W3 est produite, la came 27, à travers la commande indiquée par la ligne en pointillé 29, bloque les générateurs d'impulsions 12 et 13, de sorte que les impulsions WIA et W1B ne sont pas transmises pendant la transmission de l'impulsion de référence.
A la figure 3, les impulsions W1A et W1B sont reçues sur l'antenne 30, lorsque l'antenne émettrice 8 est alignée avec celle- ci en azimut. Ces signaux reçus sont appliqués, à travers un dispo- sitif de couplage 31, à un circuit récepteur-détecteur 32. Les signaux détectés de 32 sont appliqués, par une ligne 33, à un or- gane de retardement 34 et à un montage de porte électronique 35.
Ce dernier montage 35 est commandé de manière à ne laisser passer les impulsions que lorsqu'il est convenablement excité par l'éner- gie de sortie d'un circuit sélecteur 36. Le circuit sélecteur 36 est couplé à la sortie du récepteur détecteur 32 par les lignes 37 et 38 et il est réglé de manière à ne sélectionner que les signaux de la caractéristique désirée, dans le cas présent, de la largeur W1. Par conséquent, quand les signaux W1sont reçus, ces impulsions traversent le sélecteur de largeur 36 et parviennent, par la ligne 39, au montage de porte électronique 35, permettant aux impulsions de largeur W1 du récepteur 32 de traverser ledit montage.
L'organe retardateur 34 est prévu pour tenir compte des retards inhérents du
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sélecteur de largeur 36, de manière à ce que les impulsions désirées parviennent à la porte électronique 35 en relation de temps convenable avec les impulsions sélectionnées provenant du sélecteur 36. Ces im- pulsions sont alors appliquées à un circuit sélecteur 37, qui laisse passer seulement les impulsions reçues WIA et W1B lorsqu'elles ar- rivent avec des amplitudes pratiquement égales. Le fonctionnement du circuit 37 peut être mieux compris si l'on se réfère au gra- phique de la figure 5. Sur cette figure, les courbes 5g et 5h repré- sentent les impulsions de manipulation W1A et WIB telles qu'elles sont transmises par le sélecteur de largeur 39 à la porte électro- nique 35.
Les impulsions reçues qui traversent les organes de retar- dement et la porte électronique 35 vers le sélecteur 37 sont repré- sentées sur les courbes 5i et 5j. On remarquera que ces impulsions arrivent avec des amplitudes différentes, à cause des diagrammes directionnels différents des antennes 19 et 20 et que les impulsions reçues sont d'amplitudes variables, lesquelles ne sont pas égales sur la plus grande partie de la courbe. Ces deux trains d'impulsions sont appliqués à un circuit limiteur à seuil flottant 38, lequel est muni d'un circuit de polarisation variable, produisant une polarisation donnée, indiquée en 40, sur la courbe 5k de la figure 5 et qui se sature à une amplitude fixe déterminée 41, figure 5k.
Les impulsions combinées à la sortie sont alors celles représen- tées sur la courbe 5k. Il est à noter que les différences d'ampli- tude de ces ondes peuvent être quelque peu exagérées à cause de la polarisation flottante du circuit limiteur 38 et les impulsions apparaissent sous forme d'impulsions uniques 42A et 42B, sauf aux endroits où. il y a égalité pratique des impulsions \VIA et WIB' En ce point, comme représenté en 42A, 42B, les deux impulsions de largeurs W1A et W1A passent. Ce train de sortie du limiteur à seuil flottant est appliqué à. un circuit sélectif qui ne fonctionne que lorsque deux impulsions espacées de l'intervalle convenable lui sont appliquées.
Dans ce but, l'énergie de sortie du limiteur à
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seuil 38 est appliquée au circuit à déclenchement 44 par deux voies sans retardement, par une ligne 45 et à travers l'organe de retardement 46. Le retardement de l'organe 46 est fait pra- tiquement égal au délai écoulé entre les impulsions W1A et W1B de sorte que, lorsque ces deux impulsions apparaissent à la sortie du limiteur 38, elles sont appliquées simultanément au circuit à déclenchement 44. Le circuit à déclenchement est réglé de manière à ce qu'il ne réagisse qu'à l'impulsion double produite par la superposition des impulsions sur les deux voies, et non aux impul- sions isolées telles que 42 A et 42 B.
Les impulsions de déclenchement développées dans le cir- cuit de sortie du montage à déclenchement 44 correspondent à la période où le faisceau de la balise est pratiquement aligné en azimut avec l'antenne réceptrice 30. Lesdites impulsions de sortie du circuit à déclenchement 44 peuvent alors être appliquées directe- ment à l'émetteur 47, par une ligne 48 et au même émetteur 47, à travers une ligne à retardement variable 49. Ladite ligne à retar- dement variable 49 est commandée par un altimètre 50, comme indiqué par la ligne pointillée 51, de sorte qu'elle produit un retard cor- respondant aux indications d'altitude à bord de l'avion, ce qui produit deux impulsions espacées, domine indiqué en W2A et W2B sur la courbe 51 de la figure 5.
Ces impulsions ont une caractéristique différente de celle des impulsions reçues W1A et W1B et, dans l'exemple particulier choisi, cette caractéristique est constituée par une largeur moindre. Si la le,cture de l'altimètre variait, l'impulsion W2B pourrait être produite à un intervalle différent de l'impulsion W2A, comme indiqué par la ligne pointillée sur la courbe 51. Ces impulsions servent à moduler l'énergie de l'émetteur 47, lequel fonctionne de préférence sur une haute fréquence F2 dif- férente de celle de l'émetteur de la balise. Cette énergie pulsa- toire modulée de l'émetteur 47 est alors appliquée, à travers la ligne 52 et le dispositif de couplage 31, à l'antenne 30, en vue
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de sa retransmission.
Les impulsions retransmises W2A. W2B. sont reçues, à, la station de radio-phare, sur l'antenne 10, constituée par une' antenne réceptrice 53, laquelle peut être pourvue d'un réflecteur directif 54. L'antenne 10 est entraînée en rotation par le moteur 25, en synchronisme avec l'antenne 8. L'énergie à. haute fréquence reçue est alors appliquée au récepteur 55, accordé à la fréquence F2 et ces signaux détectés sont appliqués, par la ligne 56, à l'émetteur 16 et, à travers le commutateur 17, à l'antenne non dirigée 22, en vue de leur re-radiation.
Les impulsions re-radiées à, la fréquence FI et de largeur F2 sont reçues sur l'antenne 30, figure 3, et appliquées, à, travers l'organe de couplage 31 et le récepteur détecteur 32, à la ligne de sortie 33. Comme elles ne sont pas de la largeur convenable pour traverser le sélecteur de largeur 36, lesdites impulsions ne tra- versent pas non plus la porte électronique 35 et, par suiLe, n'ont pas d'action sur l'émetteur 47.
Toutefois, un second montage sélec- teur de largeur 55, couplé à la, ligne 33, sert à sélectionner les induisions retransmises reçues W2A et W2B et à, les appliquer à un circuit à déclenchement 58, directement par la ligne 59, e t, .en même temps, à travers un organe de retardement 60, de telle sorte que le circuit à déclenchement 58 n'est actionné que lorsqu'il lui est appliqué deux impulsions de l'espacement convenaole déterminé par la ligne à retardement 60.
L'organe de retardement 60 est, de préférence, identique à l'organe de retardement 49 et il est com- mandé simultanément de manière à ce que leurs retardements soient identiques. En conséquence, seules les impulsions ayant un retarde- ment correspondant à l'indication de l'altimètre 50 actionneront le circuit à déclenchement 58.
Les impulsions de déclenchement de sortie du montage 58 traversent un montage chercheur et suiveur à caractéristique à en- coche 61 et sont appliquées à un montage à déclenchement à double
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action 62. Le circuit suiveur à caractéristique à encoche est comman- dé par les impulsions retardées provenant de la sortie du dispositif à retardement 49 par les lignes 63 et 64, de manière à constituer une porte électronique à caractéristique à encoche telle que seules les impulsions arrivant avec le retardement approximativement con- venable peuvent traverser ce montage vers le circuit de déclenchement 62. Ce montage chercheur et suiveur à caractéristique à encoche sera décrit plus en détail par la suite, à propos de la figure 6.
Les impulsions de sortie du dispositif à retardement 49 sont également appliquées, par la ligne 63, au circuit à déclenchement 62.
Une alimentation en courant continu 65 sert à fournir la tension directe de plaque du montage à déclenchement 62 et, en même temps, à faire passer un courant dans la bobine de l'appareil de mesure 66.
La sortie du montage à retardement 62 est couplée à une autre bobine 67 du même appareil de mesure. Le fonctionnement de ce circuit à déclenchement sera mieux compris à l'examen des courbes 4b, 4c et 4d de la figure 4. Comme un courant continu constant est fourni à travers le circuit à déclenchement, il existe, aux bornes de ce cir- cuit, un niveau normal constant continu 68, courbe 4d. A l'arrivée de l'impulsion W2A, retardée par la ligne 49 de manière à corres- pondre en position à l'impulsion W2B de la figure 4b, le circuit à déclenchement est actionné de manière à connecter la source de ten- sion 65 directement à la bobine 67.
Cette connexion est maintenue jusqu'à ce que l'impulsion retardée reçue correspondant à W2A soit appliquée à partir de la sortie du dispositif suiveur 61, instant auquel le circuit à déclenchement.est coupé et la tension continue est également coupée de la bobine 67. Ainsi, dans la bobine 66, il y a un courant continu constant au niveau représenté par la ligne 68 de la courbe 4b, et, dans la bobine 67, il y a une tension continue intermittente représentée par les impulsions en trait plein 69 de la courbe 4 b.
En conséquence, le rapport d'énergie de ces deux courants sera une indication de la différence de temps entre l'émis-
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sion des impulsions W2A et la réception des impulsions répétées W2B, ladite indication correspondant à la distance qui sépare l'appa- reillage récepteur-émetteur de la station de balisage. L'aiguille 70 de l'indicateur de la figure 3 prendra donc une position correspon- dante à la distance et l'échelle 71 pourra être calibrée directement en distances.
Si on le désire, les indications d'azimut peuvent également être prévues dans le système, conformément à l'explication suivante.
Quand l'impulsion de référence W2 est transmise à partir de l'an- tenne 22, cette impulsion est reçue sur l'antenne 30, figure 3 et appliquée, à travers le dispositif de couplage 31 et le récepteur- detecteur 32, à la ligne de sortie 37. Toutefois, comme cette im- pulsion de référence diffère en largeur des impulsions W1 et W2, elle n'est sélectée ni en 36, ni en 55, mais seulement par le sé- lecteur de largeur 72, en W3. Cette impulsion peut servir à syn- chroniser un montage de cadencement rotatif 73, dispose de manière à effectuer pratiquement une rotation pendant la durée d'une rotation des antennes directives de la figure 2.
Cet appareil de cadencement rotatif peut alors servir à faire tourner une aiguille indicatrice, ou tout autre organe indicateur 74 en face d'une échelle fixe 75.
Dans les conditions normales, l'indicateur 74 n'est pas éclairé et son indication n'est pas rayonnée. Mais, lorsque les impulsions W1 sont reçues à partir de la sortie du montage sélecteur 37, ces im- pulsions sont appliquées, par la ligne 76, à une lampe 77, qui pro- duit l'éclairage de l'aiguille indicatrice 74, au temps correspon- dant à la réception de ces impulsions. Comme les impulsions de sor- tie du circuit de déclenchement 44 ne sont appliquées que quand l'antenne emottrice 8 est alignée en azimut avec l'antenne 30, la lampe 77 ne s'éclaire que quand les indications d'azimut convenables sont appliquées et, par suite, l'aiguille indicatrice 74 fournit une indication de l'azimut de l'avion par rapport à la balise.
D'autres types simples d'indicateurs d'azimut sensibles aux divers signaux
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peuvent aisément se présenter d'eux-mêmes à l'esprit de l'homme de l'art.
A la station de radio-balisage, on peut prévoir une indi- cation d'exposition générale de tous les avions se trouvant au voi- sinage de la balise. Dans ce but, l'invention prévoit un indicateur 78, (figure 2) qui peut, par exemple, être constitué par un oscillo- scope à faisceau cathodique, muni d'une bobine de déviation tour- nante 79 et d'une grille de commande 80. Le circuit de balayage 81 est commandé de manière à produire une tension de balayage radial en synchronisme avec la production des impulsions dans le générateur 12 et la bobine 79 est en même temps animée d'un mouvement de rota- tion autour de l'écran du tube à faisceau cathodique 78, en syn- chronisme avec la rotation des antennes dirigées 8 et 10. La grille 80 est, en temps normal, polarisée de manière à ce que le faisceau cathodique ne produise sur l'écran aucune indication.
Les signaux de sortie du récepteur 55 sont également appliqués à la grille 80.
Quand ces signaux arrivent, ils sont suffisants pour surmonter la polarisation normale de la grille 80 et produire, sur l'écran du tube 78, des indications, ou spots lumineux, dont la position angu- laire correspond à l'azimut de la source à partir de laquelle ces signaux sont reçus.et dont la distance radiale correspond à la dis- tance des objets par rapport à la balise. En général, les indications d'altitude des circuits récepteurs peuvent être reçues avec une différence suffisamment faible par rapport à la mesure de distance, pour qu'elles ne produisent pas sur l'écran des indications doubles.
Toutefois, si l'on désire un large espacement des impulsions par rapport à l'altitude il y a lieu de prévoir dans le montage un système tel que la grille 80 ne réponde qu'aux premières reçues de cespaires d' impulsions.
Le circuit chercheur et suiveur à caractéristique à en- coche de porte électronique, représenté à la figure 3 sous forme d'un simple rectangle peut être, par exemple, du type représenté
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plus eh détail à la figure 6. Comme indique a., ladite ri[J1.#e 6, les impulsions sélectionnées i'une largeur lui l. (;ut, (':;1,1',) la LiJrI'? ,.,ue la largeur wj,. }.-2uvent '3bre é\}/11i,.;uc.:Gs, par la ligne 64, à un disposi- tir à, retardement variable 82.
Ledit dispositif à ; <.is.x?d.iA1iant varia- ble est entraîné par un moteur 83, tournant de manière à avancer le retard du dispositif à retardement variable d'une quantité donnée, par exemple de la moitié de la largeur de l'impulsion W5 (voir la courbe 4e) du circuit à déclenchement 58, pour chaque rotation nor- male de la radio-balise lorsqu'il tourne dans une direction et pour retarder ledit délai d'une moitié de cette distance lorsqu'il tour- ne dans l'autre direction.
Par conséquent, les impulsions W5 sont normalement amarrées à tomber également sur deux impulsions de com- mande W6.W7, appliquées aux montages de porte électronique à carac- téristique à encoche 84, 85. Lorsqu'elles sont ainsi également appliquées, le moteur est maintenu à l'arrêt.
Ces impulsions de commande de porte électronique sont re- présentées à la figure 4, courbe e, en W6 et W7. Les impulsions W6 et W7 peuvent être dérivées directement des impulsions arrivantes.
L'énergie de sortie du dispositif à retardement variable 82, lequel peut par exemple être un montage à déclenchement du typemultivi- brateur, sera généralement constitue par des impulsions relative- ment larges à flancs inclinés. Afin de pouvoir être convenablement utilisées pour la commande, ces impulsions doivent être rétrécies, de préférence jusqu'à une largeur inférieure à la séparation nor- male à ma,intenir entre les avions utilisant le système. Il est clair, cependant, que ces impulsions doivent être suffisamment longues pour que l'avion ne puisse passer au delà d'une telle im- pulsion en deux ou trois secondes de temps.
Ceci est à desirer car, si le signal s'évanouissait pendant deux ou trois tours de l'émet- teur du phare, l'avion pourrait passer complètement au delà de l'ensemble à commande par porte électronique à caractéristique à encoche et ainsi le rôle du dispositif suiveur ne pourrait être
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convenablement accompli. En conséquence, les impulsions de sortie du dispositif à retardement 82 traversent un réseau conformateur 86, qui sert à reformer lesdites impulsions de sortie et à les rétrécir. Ces impulsions de sortie W5 provenant de 86 sont appli- quées à la porte électronique à caractéristique à encoche 84, de manière à lui donner une polarisation positive suffisante pour qu'elle laisse passer toutes les impulsions qui lui sont appliquées.
De la sorte, toutes les impulsions de sortie du circuit à déclen- chement 58 qui se produisent pendant l'application de l'impulsion W6 à la porte électronique 84 sont transmises au mécanisme de com- mande d'inversion de marche 87 du moteur.
Les impulsions de sortie du dispositif à retardement 82 sont également appliquées, à travers un circuit à retardement fixe 88, à un second circuit conformateur 89 et, de là, à la porte élec- tronique à caractéristique à encoche 85. Ces impulsions correspondant à l'impulsion W7 représentée à la figure 4 et elles sont suffisam- ment retardées pour s'aligner pratiquement côte à côte, comme re- présenté. Les impulsions W5 en provenance de 58 sont également appli- quées à la porte électronique 85 et, si elles le sont pendant l'in- tervalle de présence des impulsions W7, elles sont transmises à la commande d'inversion de marche 87 du moteur.
Le mécanisme de commande d'inversion de marche du moteur est, de préférence, un circuit d'équilibrage qui fait tourner le moteur dans une direction quand l'énergie de sortie de la porte électronique 84 est supérieure à celle de la porte électronique 85 et dans la direction opposée si la différence de ces énergies est inversée. On voit donc que, tant que l'impulsion W5 se produit en temps voulu, par rapport aux im- pulsions W6 et W7, le moteur 83 reste au repos. Toutefois, comme l'avion portant le récepteur se déplace, l'impulsion 85 peut être déplacée d'un côté, comme indiqué en pointillé à la courbe 4e, fi- gure 4, ce qui fait que l'impulsion W5 empiète sur l'impulsion W7 d'une quantité plus grande que l'impulsion W6.
Ce déséquilibre est
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appliqué à la commande d'inversion du moteur et fait fonctionner le moteur 83 dans un sens, jusqu'à ce que l'équilibre soit retaoli. Ceci déplace le dispositif de retardement variable 82 suffisamment pour déplacer les impulsions de cormnande de porte électronique à carac- téristique à encoche W6 et W7 d'une fraction de la largeur de l'im- pulsion W6. En conséquence, si l'avion ne se déplacepas pendant le tour suivant de la balise, l'impulsion W tombe de nouveau égale- ment à cheval sur les impulsions W6 et W7 et le moteur resle immo- bile.
Toutefois, si l'avion continue à se déplacer, ce qui tend à déplacer l'impulsion W5, les impulsions de commande de porte élec- tronique W6 et W7 tendent à suivre ce déplacement et à maintenir le moteur aligné en tout temps sur l'indication de distance.
L'énergie de sortie des portes électroniques à caractéris- tique à encoche 84 et 85 est également combinée dans l'amplificateur- combineur 90, qui sert à limiter l'impulsion combinée, comme indiqué par la courbe 4e, figure 4, pour laisser passer l'impulsion W5 vers le circuit à déclenchement 62, figure 3.
Il est donc clair que tant que l'indication de distance est maintenue pratiquement à la valeur appropriée, l'indicateur de la figure 3 indique la position précise de l' avion. Toutefois, quand l'avion arrive pour la première fois dans le champ de la balise, ou si le dispositif suiveur à carac- téristique à encoche est temporairement aligné sur des impulsions fausses provenant de quelque autre avion, l'indication de distance peut également être jrronée et quelque moyen doit être prévu, pour retrouver l'encoche de la caractéristique.
Dans ce but, l'impulsion W5 de l'amplificateur-combineur 90 est également appliquée au cir- cuit de déclenchement 91, qui est maintenu inactif, tant qu'une impulsion de tension est appliquée. Toutefois, si l'impulsion re- transmise lasse hors de la commande des portes électroniques à caractéristique à encoche 84 et 85, les impulsions ne sont plus appliquées au circuit à déclenchement 91, qui fonctionne alors et excite l'enroulement de relais 92, servant à déplacer les
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contacts de relais 93 de leur liaison avec la commande normale d'inversion du moteur 87, vers une commande de moteur à grande vitesse 94.
En même temps, l'excitation de l'enroulement de relais 92 cause la fermeture d'un interrupteur 95, reliant un montage modificateur de largeur 96 à l'une des portes électroniques à ca- ractéristique à encoche, par exemple à la porte électronique 85.
De la sorte, cette porte électronique 85 se trouve élargie, de fa- çon telle qu'elle accueille les impulsions pendant un espace de temps plus grand. Il est clair que le montage modificateur de lar- geur peut également, si on le désire, être appliqué à la porte élec- tronique 84, mais, dans l'exemple considéré, il semble que l'élar- gissement de l'une des impulsions de commande de porte, telle que l'impulsion W7, soit suffisant. A cause du fonctionnement à grande vitesse du moteur 83 sous l'effet du montage de commande 94, le dispositif à retardement variable 82 est actionné à une bien plus grande vitesse, de sorte que la position dans le temps des impul- sions W6 et W7 est modifiée très rapidement. Cette modification continue jusqu'à ce que les impulsions coïncident dans le temps avec une impulsion de sortie du montage à déclenchement 58.
A cet instant, une impulsion traverse le montage combineur 90, rend in- opérant le montage à déclenchement 91 et désexcite l'enroulement à retardement 92. Si l'impulsion découverte par suite du déplace- ment de la porte électronique à caractéristique à encoche est une impulsion convenable, la porte électronique continue alors à suivre l'impulsion de la manière précédemment décrite. Toutefois, si l'impulsion est d'origine étrangère, elle passe rapidement au de- hors du champ du système récepteur et le circuit de recherche con- tinue à fonctionner jusqu'à ce que l'impulsion convenable soit trouvée.
On doit comprendre que, commè la sélection des impulsions . d'actionnement du circuit à déclenchement 58 dépend de l'altitude de l'avion, il y aura généralement des variations d'altitude suffi- santes pour que deux avions ne conservent pas longtemps entre eux
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la môme séparation d'altitude. Toutefois, si on le désire, on peut introduire une modification au hasard de l'indication de l'alti- mètre, de manière à s'assurer que deux avions ne donneront pas long- temps la même indication d'altitude.
Le montage de la figure 7 représente un type de sélecteur de largeur qui peut être utilisé pour chacun des sélecteurs de largeur 36,55 et 72 de la figure 3. Ledit sélecteur comprend, de préférence, un étage limiteur à. seuil 97 comme organe de couplage d'entrée, qui limite toutes les impulsions d'entrée pratiquement à la même amplitude. Si les impulsions d'entrée étaient de polarité positive, comme indiqué par les impulsions de la courbe 8a de la figure 8, l'étage de couplage 97 servirait également à inverser leur polarité, comme indiqué par les impulsions de la courbe 9b.
Cette énergie pulsée de sortie de l'étage 97 est appliquée, à, tra- vers une résistance R, à un circuit self-induction-capacité, 98, susceptible d'être excité par choc. Un tube à vide 99 est connecté aux bornes du circuit accordable 98. Sa cathode est reliée au côté entrée du circuit 98 et son anode 100 est reliée au côté opposé 101 dudit circuit. Le côté 101 est également connecté à une source de tension anodique. L'énergie pulsée, courbe 8b, de la connexion anodique 102, est appliquée à la grille 103 du tube 99 de manière à interrompre l'effet conducteur entre la cathode et l'anode 100, pendant que l'énergie d'impulsion est appliquée au circuit 98.
Les ondulations produites dans le circuit 98 sous l'effet de l'énergie puisée arrivanb par la connexion anodique 101 sont recueillies sur une connexion 104 et appliquées à un étage amplificateur limiteur à seuil 105. La polarisation de la grille 106 est commandée lar le réglage de la résistance 107. A la sortie 108 de ]'étage 105 est connecté un conformateur de largeur d'impulsions 109, dont le fonctionnement sera décrit ci-après.
On suppose, par exemple, que les largeurs des impulsions des courbes 8a et 8b correspondent respectivement aux impulsions
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W1. W2. W3' On suppose également que le circuit 98 est accordé en vue de la sélection de la largeur d'impulsion Wl. La courbe 8c re- présente l'énergie de sortie du circuit 98, quand ce circuit est accordé pour la sélection de l'impulsion W1; elle représente égale- ment les différentes ondulations de sortie correspondant à diffé- rentes largeurs d'impulsions. Quand le flanc avant 110 de l'impul- sion W1 est appliqué, avec une polarité négative, au circuit 98, une ondulation initiale 111 est produite, laquelle est normalement suivie par des ondulations 112, 113, et ainsi de suite, sous forme d'une onde amortie.
Quand le circuit 98 est accordé à une fréquence dont la période est exactement double de la largeur W1, le flanc arrière se produit au point où l'énergie oscillatoire amorcée coupe l'axe de zéro, entre l'ondulation 111 et l'ondulation 112. Comme le flanc arrière 114 excite par choc le circuit dans le même sens en ce point, l'ondulation 115 qu'il produit dans.le circuit 98 s'ajoute algébriquement à l'ondulation 112, de manière à produire l'ondula- tion ll6. La paire d'ondulations immédiatement suivante produite par les flancs avant et arrière de l'impulsion de largeur W1 ten- drait normalement à produire une ondulation négative 116, laquelle se continuerait sous forme d'une onde amortie, comme indiqué en 117.
Toutefois, le tube amortisseur 99 élimine les oscillations arrière 116 et 117, de telle sorte qu'elles ne se contrarient pas avec les ondulations produites par les impulsions suivantes appliquées au circuit 98.
Une impulsion de largeur inférieure à W1. telle, par exemple que l'impulsion W2 ne produit pas des ondulations maxima d'aussi grande amplitude que l'ondulation 116 lorsque l'accord est réglé de façon correspondant à la largeur d'impulsion W1. Ceci est mis en évidence par l'ondulation 118, produite sous l'effet de l'impulsion de largeur W. La raison de ceci est claire, parce que les excitations par choc produites par les flancs avant et arrière des impulsions de largeur inférieure à W2 s'opposent en
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partie entre elles, comme indiqué par les lignes en trait inter- rompu associées à l'ondulation 118.
L'ondulation 119, produite sous l'effet de l'impulsion de plus grande largeur W3. est égale- ment inférieure à l'ondulation 116, car, là encore, les oscilla- tions produites sous l'effet des flancs avant et arrière de l'im- pulsion de plus grande largeur s'opposent en partie entre elles, de sorte que leur somme algébrique est plus faible que dans le cas des ondulations produites sous l'effet de l'impulsion de largeur W1.
L'étage limiteur à. seuil 97 est réglé de manière à limiter à un niveau 120, après quoi on recueille et on amplifie la crète 116 A de l'ondulation 116, comme indiqué par la courbe 8d. Le con- formateur d'impulsion 109 est, de préférence, de nature à, différen- tier l'impulsion 116A produisant la forme d'impulsion 116B, de la courbe 8e. Le conformateur comporte également un étage limiteur ou écréteur, coupant la partie positive de l'impulsion 116B au niveau 121 et produisant une impulsion 116C, synchronisée dans le temps avec l'impulsion de largeur W1.
Il est clair que, si l'on règle l'accord du circuit 98 à une autre fréquence, dont la période est double de la durée d'une quelconque des autres @ largeurs d'impulsion de la courbe 8a, une impulsion de sortie correspon- dante correspondant à la, largeur des impulsions sélectées, sera produite.
Bien que l'invention ait été décrite selon un mode parti- culier de réalisation, on doit comprendre qu'un grand nombre de modifications peuvent lui être appliquées sans sortir de la portée de l'invention. La forme particulière de système chercheur et suiveur à caractéristique à, encoche et des circuits sélecteurs de largeurs n'a pas besoin d'être conservée, tous appareils suscep- tibles de remplir les fonctions désirées pouvant être utilisés à sa place. De plus, bien que les indicateurs utilisés sur l'avion soient de préférence du type des appareils de mesure simple,des
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indicateurs à faisceau cathodique, ou tous autres instruments connus peuvent être utilisés, si on le désire.
De même, les divers circuits générateurs d'impulsions peuvent être de tout type désiré et on peut avoir recours à un grand nombre de variantes, dans le détail des réseaux, des conformateurs, et autres appareils.
C'est pourquoi l'exemple particulier fourni ne l'a été que pour permettre la compréhension de l'invension, et ne comporte aucun caractère limitatif de la portée de cette dernière.
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RADIO-GUIDANCE SYSTEMS
The present invention relates to radio-guidance systems and, in particular, to a radio-electric system intended to indicate the distance, or the azimuth, or the distance and the azimuth, of receivers, with respect to a radio- rotating beacon.
A number of radio beacon systems have been proposed in which the position of a mobile device, relative to a radio beacon, or a radio beacon, can be indicated on the mobile device, simultaneously. with the position of other mobile devices in the vicinity. These proposed systems generally include the use of a cathode beam indicating device on the mobile device, to expose the positions of said device relative to the radio beacon, or to the radio beacon.
In some cases, it is not necessary to provide complicated systems, allowing an aircraft to know the
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position of other airplanes in its vicinity, but it is desirable that the airplane be provided with an indication of its distance from a radio beacon, or a radio beacon, or with the indication of the azimuth position of the airplane relative to the radio beacon, or even these two indications.
So that a single radio beacon can serve almost simultaneously a number of airplanes and so that the equipment on the airplane is simplified to the point that the directed reception is superfluous and that the azimuth indications and distance can be produced on simple visual indicators, for example of the type of electrical measuring devices, it is essential that the radiator element of the radio-beacon can discriminate between airplanes, or other mobile devices located in different azimuths.
In addition, it is useful that such a system is provided for distinguishing among airplanes at different altitudes, so that, as long as the various airplanes maintain a determined separation in altitude and a predetermined distance between them, the indications can. be done on each plane, without interference by the others. As, in general, the number of airplanes on a given azimuth is relatively small and this coincidence of azirnutal positions does not usually last for an appreciable time, such a system will make it possible to distinguish between a rather large number of airplanes, in the vicinity of each beaconing station, without producing dangerous interference or signal overlap.
A particular object of the invention is the constitution of a simple distance indicator system in which the distance of an object from a directed rotating beacon can be indicated on the object, independently of indications relating to other objects located at a distance.
The invention also relates to the constitution of a system indicating distance, or azimuth, or distance and azimuth, usable on an airplane, said indications being able to
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be produced on said aircraft, independently of signals from other aircraft.
A further object of the invention is the constitution of a radio-beacon system in which the signals of each of a certain number of airplanes are distinguished from one another by signaling characteristics, for example by indications of altitude and in which the signals are also distinguished from each other selectively in azimuth, interference signals which cannot be produced by other airplanes separated by differences in predetermined azimuth and altitude . Another subject of the invention is the constitution, in a system as stated above, of additional means by means of which an airplane, separated from another by a predetermined distance, although practically in the same azimuth and at the same altitude, can provide indications of its position, independent of the other aircraft.
According to a particular feature of the invention, there is provided a radio beacon or radio beacon system, according to which a directional beacon signal, for example of the overlapping pattern type, rotates at a predetermined speed. Simultaneously with the rotation of the directed transmitting antenna, a directed receiving antenna rotates. Each aircraft cooperating with the beacon system is fitted with a receiver capable of receiving the directed signal transmitted from the beacon and of retransmitting it, when it is aligned in azimuth with the diagram, in the form a signal having a predetermined distinctive characteristic, for example depending on the altitude, or the barometric indication thereof, on the aircraft.
This retransmitted signal is received on the receiving antenna directed at the beacon radio station and repeated by the latter, for example on an undirected antenna. The signal repeated by the beacon radio station is then received on the aircraft and the instant of its reception is compared with the instant of transmission of the transmitted signal
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by the aircraft, which makes it possible to indicate the distance of said aircraft from the beacon or radio-beacon. In the receiver of the aircraft, means are provided for selecting repeated signals, the character of which corresponds to its altitude, so that the indicator will not react to signals retransmitted by other aircraft. at different altitudes.
In addition, the receiver circuit can be provided with an electronic gate tracking system having a notch feature, which will make said receiver sensitive only to distance indicating signals substantially corresponding to the distance between the aircraft and the aircraft. the headlight, so that another airplane, at the same altitude and in the same azimuth, will have no effect on the indications received.
To indicate the position in azimuth, the invention provides for the transmission, from the radio beacon, of a separate reference signal, when the transmitter and the receiver directed are oriented towards a predetermined reference point, such as the North, for example, said reference signal being able, in turn, to synchronize a device placed on the airplane, so that when receiving the directed signal on said airplane, one can obtain the indication of. azimuth. The invention described above in general, will be better understood, with its objects and characteristics, on reading the following description and on examining the attached drawings which schematically represent, by way of non-limiting example, a embodiment.
FIG. 1 is a simplified diagram showing a control system according to certain features of the invention.
FIG. 2 symbolically represents, with the aid of rectans, a radio beacon transmitter system comprising certain characteristics of the invention.
Figure 3 shows, in the same way, the aircraft receiver equipment usable with systems conforming to
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characteristics of the invention.
Figures 4 and 5 are graphical representations useful in explaining the operation of the systems shown in Figures 2 and 3.
FIG. 6 symbolically represents, with the aid of rectangles, an object finder and tracker system used in the apparatus shown in FIG. 3.
Figure 7 is an example of a pulse width selector system that can be used in the system shown in Figure 3.
Figure 8 is a set of curves useful for explaining the pulse width selector of Figure 7.
In Figure 1, a beacon transceiver assembly is generally shown at 1 and three planes 2, 3 and 4 are provided, with individual receiver-transmitter assemblies 5, 6 and 7, in order to cooperate with the assembly beacon transceiver.
In the transmitter assembly of the beacon, the directional antenna 8, by means of the use of the switching assembly 9, transmits a characteristic signal, for example overlapping alternating patterns.
A directed receiving antenna 10 is provided / and the antennas 8 and 10 are rotated in synchronism. The signals from the antenna 8 are received on each of the planes successively, in accordance with the azimuthal positions of said planes. For example, as shown, antennas 8 and 10 are aligned in an azimuthal direction such that they operate 'in conjunction with aircraft 2. Energy from antenna 8 is received in receiver 5 and repeated'. on the airplane, with a distinctive characteristic signal, preferably indicating the barometric altitude of said airplane. This distinctive signal is received on the antenna 10 and retransmitted by the non-directed antenna 11.
The receiver-transmitter assembly 5 is adjusted in such a way that it selects the signals repeated by the antenna 11 and comprising the distinctive characteristics assigned to the aircraft 2, with the exception of all others
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signals. The signals thus received are then used to provide the airplane, in combination with the signals transmitted by said airplane, with an indication of the distance separating the latter from the beacon 1. The non-directed antenna 11 can also be used to transmit a signal. signal of a still different characteristic, capable of being received by all airplanes at the instant when the antennas 8 and 10 are in a predetermined azimuthal direction, such as, for example, true north.
On each of the planes are provided indicators which can be synchronized with this true North signal and also actuated by the directed signal of the antenna 8 during the reception of the latter, so that the azimuth of each assembly beacon can be marked on the aircraft.
Obviously, with this type of system, all directed commands can be concentrated at the ground station, so that each aircraft only needs to carry a single, non-directed antenna. In addition, since the distance and azimuth signals are controlled by radiation from the transmitter on land, a simple indicator device sensitive to these signals will suffice to produce on each aircraft the desired azimuth and distance indications. Due to the directional characteristics of the beacon transmitter, only planes in the same azimuth will receive the energy transmitted from antenna 8 and, likewise, receiver 10 will only be sensitive to signals. returned by the aircraft in that particular narrow azimuthal direction.
Due to the use of the altitude signals transmitted by each aircraft, aircraft which are in the same azimuth with respect to beacon 1, but at different altitudes, will probably only receive their own characteristic distance indicator signals, so that interference and incorrect distance indications will be avoided.
In addition to the control modes which are visible in FIG. 1, it is preferable to provide, in accordance with a particular characteristic of the invention, an additional selective member, on
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each aircraft, or notch-characteristic search and tracking system which will be described later, said system being capable of searching for signals substantially indicative of a predetermined distance between the aircraft and the station and of following these signals so as to keep the distance indicator sensitive only to signals from that predetermined distance. Accordingly, through the use of this system, airplanes can be distinguished from each other in accordance with their distance, as well as their altitude and azimuth.
A more detailed description of the system will now be given, with reference to the particular transmit and receive arrangements shown in Figures 2 and 3. Reference will also be made to some of the curves of Figures 4 and 5 to explain the operation. of said assemblies.
In FIG. 2, two pulse generator arrangements 12 and 13 are provided, having a predetermined characteristic, for example a given pulse width W1. The generators 12 and 13 are preferably arranged to produce the different pulses with a predetermined time relation, as shown in WIA and WIB in Figure 4. Although, for the sake of simplicity, separate pulse generators have been shown for this purpose, it is clear that the pulses comprising this time relation can be produced by other means.
These pulses can be combined on line 14 and applied, through a delay member 15, the high frequency transmitter 16, the pulse switch 17 and the manipulation key 18, to the different antennas 19 and 20 arranged at the same time. inside a common reflector screen 21. The transmitter 16 operates at a given frequency, or on a given frequency band, which may be designated by the abbreviation FI. If a number of different signals are to be transmitted by the system, the IF band may include a number of different but neighboring frequencies within
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this tape. However, for simplicity of description, the multiplex operation of the system will not be explained in detail.
Switch 17 is normally arranged so as to. that the energy of the emitter 16 passes directly through it and arrives at an undirected radiator element 22. However, when a generator, for example 13, is activated, the pulse switch 17 is connected in such a way that the pulses from generators 12 and 13 are transmitted, through key 18, to antennas 19 and 20. To actuate switch 17, pulses from generator 13 pass through a shaping circuit 23 which serves to broaden said pulses sufficiently so that 'they occupy a longer time than that occupied by the pair of pulses W1A. W1B. This enlarged pulse is used to switch the output of the transmitter 16 to the manipulator circuit 18.
Instead of widening a pulse, the output energies of 12 and 13 can be combined, reformed and used to operate switch 17, so that the pulses from transmitter 16 are applied, through the switch 17 and the key 18, to the antennas 19 and 20. The delay member 15 is provided so that the pulses to be transmitted are delayed sufficiently in time so that they occur within the operating period of the pulse switch 17, in the coupling position with the key 18. The key 18 can normally be connected so as to pass the signals from the switch output. 17 to antenna 20.
However, the pulse W1A, produced by the generator 12 is applied, through the shaper 23 and a control line 24, to the key 18, to switch the output line of the pulse switch.
17 in connection with the antenna 19. In this way, the various pulses W1A and W1B are respectively transmitted by the antennas
19 and 20 and they have between them a predetermined space of time, fixed by the synchronization of generators 12 and 13.
The antenna system 8, consisting of the antennas 19 and
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20 and the reflector 21 is driven in rotation at a predetermined speed by a drive member such as the motor 25, in the direction indicated by the arrow 26. Simultaneously with the rotation of the antenna 8, a control cam 27 is driven and serves, when the antenna 8 is in alignment with a predetermined direction, to produce a reference signal of also predetermined characteristic, such as the width W3, in the reference signal generator 28. The pulse of reference W3 is shown on curve 4a of FIG. 4. This reference pulse W3 passes through the high frequency transmitter 16 and the pulse switch 17. towards the non-pointed antenna 22.
At the same time that the reference pulse W3 is produced, the cam 27, through the command indicated by the dotted line 29, blocks the pulse generators 12 and 13, so that the pulses WIA and W1B are not not transmitted during the transmission of the reference pulse.
In FIG. 3, the pulses W1A and W1B are received on the antenna 30, when the transmitting antenna 8 is aligned therewith in azimuth. These received signals are applied, through a coupling device 31, to a receiver-detector circuit 32. The detected signals from 32 are applied, through a line 33, to a delay member 34 and to a circuit. electronic door 35.
This latter assembly 35 is controlled so as to only pass the pulses when it is suitably excited by the output energy of a selector circuit 36. The selector circuit 36 is coupled to the output of the detector receiver 32 by lines 37 and 38 and it is set so as to select only the signals of the desired characteristic, in this case of the width W1. Therefore, when the W1 signals are received, these pulses pass through the width selector 36 and arrive, via line 39, at the electronic gate assembly 35, allowing the width W1 pulses from the receiver 32 to pass through said assembly.
The delay member 34 is provided to take account of the delays inherent in the
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width selector 36, so that the desired pulses reach electronic gate 35 in a suitable time relation to the selected pulses from selector 36. These pulses are then fed to a selector circuit 37, which only passes through the pulses received WIA and W1B when they arrive with practically equal amplitudes. The operation of circuit 37 can be better understood if one refers to the graph of FIG. 5. In this figure, the curves 5g and 5h represent the manipulation pulses W1A and WIB as they are transmitted by the width selector 39 on the electronic door 35.
The pulses received which pass through the delay members and the electronic gate 35 towards the selector 37 are shown on the curves 5i and 5j. It will be noted that these pulses arrive with different amplitudes, because of the different directional patterns of the antennas 19 and 20 and that the pulses received are of variable amplitudes, which are not equal over the greater part of the curve. These two pulse trains are applied to a floating threshold limiter circuit 38, which is provided with a variable bias circuit, producing a given bias, indicated at 40, on curve 5k in FIG. 5 and which becomes saturated at a determined fixed amplitude 41, FIG. 5k.
The pulses combined at the output are then those shown on curve 5k. Note that the differences in the amplitude of these waves may be somewhat exaggerated due to the floating bias of limiter circuit 38 and the pulses appear as single pulses 42A and 42B, except where. there is practical equality of the pulses \ VIA and WIB 'At this point, as shown at 42A, 42B, the two pulses of widths W1A and W1A pass. This floating threshold limiter output train is applied to. a selective circuit which operates only when two pulses spaced apart by the suitable interval are applied to it.
For this purpose, the output energy of the limiter at
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threshold 38 is applied to the trigger circuit 44 by two channels without delay, by a line 45 and through the delay device 46. The delay of the device 46 is made almost equal to the time elapsed between the pulses W1A and W1B so that when these two pulses appear at the output of limiter 38, they are simultaneously applied to the trigger circuit 44. The trigger circuit is set so that it reacts only to the double pulse produced. by the superimposition of the pulses on the two channels, and not on isolated pulses such as 42 A and 42 B.
The trigger pulses developed in the output circuit of the trigger circuit 44 correspond to the period when the beam of the beacon is substantially aligned in azimuth with the receiving antenna 30. Said output pulses of the trigger circuit 44 can then be be applied directly to the transmitter 47, by a line 48 and to the same transmitter 47, through a variable delay line 49. Said variable delay line 49 is controlled by an altimeter 50, as indicated by the line dotted 51, so that it produces a delay corresponding to the altitude indications on board the airplane, which produces two spaced pulses, dominates indicated by W2A and W2B on the curve 51 of FIG. 5.
These pulses have a characteristic different from that of the received pulses W1A and W1B and, in the particular example chosen, this characteristic is constituted by a smaller width. If the altimeter reading were to vary, the W2B pulse could be produced at a different interval than the W2A pulse, as indicated by the dotted line on curve 51. These pulses are used to modulate the energy of the transmitter 47, which preferably operates on a high frequency F2 different from that of the transmitter of the beacon. This modulated pulse energy of the transmitter 47 is then applied, through the line 52 and the coupling device 31, to the antenna 30, in view
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of its retransmission.
The retransmitted pulses W2A. W2B. are received at the beacon station on antenna 10, consisting of a receiving antenna 53, which may be provided with a directional reflector 54. The antenna 10 is rotated by the motor 25, in synchronism with the antenna 8. The energy at. high frequency received is then applied to the receiver 55, tuned to the frequency F2 and these detected signals are applied, by line 56, to the transmitter 16 and, through the switch 17, to the non-directed antenna 22, in view of their re-radiation.
The pulses re-radiated at the frequency FI and width F2 are received on the antenna 30, FIG. 3, and applied, through the coupling member 31 and the detector receiver 32, to the output line 33. As they are not of the appropriate width to pass through the width selector 36, said pulses do not pass through electronic gate 35 either and, consequently, have no effect on the transmitter 47.
However, a second width selector circuit 55, coupled to line 33, serves to select the received retransmitted inductions W2A and W2B and apply them to a trigger circuit 58, directly through line 59, and,. at the same time, through a delay member 60, so that the trigger circuit 58 is actuated only when two pulses of the convenaole spacing determined by the delay line 60 are applied to it.
The delay member 60 is preferably identical to the delay member 49 and it is controlled simultaneously so that their delays are identical. Accordingly, only pulses having a delay corresponding to the indication from the altimeter 50 will actuate the trigger circuit 58.
The output trigger pulses of the 58 assembly pass through a finder and follower assembly with notch feature 61 and are applied to a dual trigger assembly.
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action 62. The notch characteristic tracker circuit is controlled by the delayed pulses coming from the output of the delay device 49 via lines 63 and 64, so as to constitute an electronic gate with a notch characteristic such that only the pulses. arriving with the approximately suitable delay may pass through this assembly to trigger circuit 62. This notch feature finder and follower assembly will be described in more detail later in connection with Fig. 6.
The output pulses of the delay device 49 are also applied, through line 63, to the trigger circuit 62.
A DC power supply 65 serves to supply the forward plate voltage of the trigger assembly 62 and at the same time to pass a current through the coil of the meter 66.
The output of the delay circuit 62 is coupled to another coil 67 of the same meter. The operation of this trip circuit will be better understood by examining curves 4b, 4c and 4d of figure 4. As a constant direct current is supplied through the trip circuit, there is, at the terminals of this circuit , a continuous constant normal level 68, curve 4d. On arrival of the pulse W2A, delayed by line 49 so as to correspond in position to the pulse W2B of FIG. 4b, the trigger circuit is actuated so as to connect the voltage source 65 directly to spool 67.
This connection is maintained until the received delayed pulse corresponding to W2A is applied from the output of follower device 61, at which time the trigger circuit is cut and the DC voltage is also cut from coil 67. Thus, in coil 66, there is a constant direct current at the level represented by line 68 of curve 4b, and, in coil 67, there is an intermittent direct voltage represented by the solid line pulses 69 of the curve. curve 4 b.
Accordingly, the energy ratio of these two currents will be an indication of the time difference between the emis-
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the pulses W2A and the reception of the repeated pulses W2B, said indication corresponding to the distance which separates the receiver-transmitter apparatus from the beaconing station. The needle 70 of the indicator of FIG. 3 will therefore take a position corresponding to the distance and the scale 71 can be calibrated directly in terms of distances.
If desired, azimuth indications can also be provided in the system, in accordance with the following explanation.
When the reference pulse W2 is transmitted from the antenna 22, this pulse is received on the antenna 30, FIG. 3 and applied, through the coupling device 31 and the receiver-detector 32, to the output line 37. However, as this reference pulse differs in width from the pulses W1 and W2, it is selected neither in 36 nor in 55, but only by the width selector 72, in W3. This pulse can be used to synchronize a rotary timing arrangement 73, disposed so as to perform substantially a rotation during the duration of a rotation of the directional antennas of FIG. 2.
This rotary timing device can then be used to rotate an indicator needle, or any other indicator member 74 in front of a fixed scale 75.
Under normal conditions, indicator 74 is not illuminated and its indication is not radiated. But, when the pulses W1 are received from the output of the selector assembly 37, these pulses are applied, through line 76, to a lamp 77, which produces the illumination of the indicator needle 74, at the same time. time corresponding to the reception of these pulses. Since the output pulses of the trigger circuit 44 are only applied when the emitting antenna 8 is aligned in azimuth with the antenna 30, the lamp 77 only illuminates when the proper azimuth indications are applied and , therefore, the indicator needle 74 provides an indication of the azimuth of the aircraft relative to the beacon.
Other simple types of azimuth indicators sensitive to various signals
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can readily present themselves to one skilled in the art.
At the radio beaconing station, a general exposure indication can be provided for all aircraft in the vicinity of the beacon. To this end, the invention provides an indicator 78, (FIG. 2) which may, for example, be constituted by a cathode beam oscilloscope, provided with a rotating deflection coil 79 and a measuring grid. control 80. The sweep circuit 81 is controlled so as to produce a radial sweep voltage in synchronism with the production of the pulses in the generator 12 and the coil 79 is at the same time rotated around the same. The screen of the cathode ray tube 78, in synchronism with the rotation of the directed antennas 8 and 10. The grid 80 is normally polarized so that the cathode beam produces no indication on the screen.
The output signals from receiver 55 are also applied to gate 80.
When these signals arrive, they are sufficient to overcome the normal polarization of the grid 80 and produce, on the screen of the tube 78, indications, or light spots, the angular position of which corresponds to the azimuth of the source at. from which these signals are received. and whose radial distance corresponds to the distance of the objects from the beacon. In general, the altitude indications from the receiver circuits can be received with a sufficiently small difference from the distance measurement, so that they do not produce double indications on the screen.
However, if one wishes a wide spacing of the pulses with respect to the altitude, it is necessary to provide in the assembly a system such that the grid 80 only responds to the first received from these pairs of pulses.
The electronic gate notch characteristic finder and follower circuit, shown in FIG. 3 in the form of a simple rectangle, may be, for example, of the type shown.
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in more detail in FIG. 6. As indicated by a., said ri [J1. # e 6, the pulses selected have a width thereof l. (; ut, (':; 1,1',) the LiJrI '?,., ue the width wj ,.} .- 2uvent' 3bre é \} / 11i,.; uc.:Gs, by line 64 , to a variable delay device 82.
Said device to; Variable <.is.x? d.iA1iant is driven by a motor 83, rotating so as to advance the delay of the variable delay device by a given amount, for example half the width of the pulse W5 (see curve 4e) of the trigger circuit 58, for each normal rotation of the radio beacon when it turns in one direction and to delay said delay by half that distance when it turns in the direction. other direction.
Therefore, the pulses W5 are normally tied to also fall on two control pulses W6.W7, applied to the notch feature electronic gate assemblies 84, 85. When also so applied, the motor is driven. kept stationary.
These electronic gate control pulses are shown in Figure 4, curve e, at W6 and W7. The pulses W6 and W7 can be derived directly from the incoming pulses.
The output energy of the variable delay device 82, which may for example be a triggering arrangement of the type multi-vibrator, will generally consist of relatively wide pulses with inclined sides. In order to be able to be properly used for control, these pulses must be narrowed, preferably to a width less than the normal separation at ma, between airplanes using the system. It is clear, however, that these pulses must be long enough so that the airplane cannot pass beyond such a pulse in two or three seconds of time.
This is to be desired because, if the signal were to fade for two or three turns of the headlamp emitter, the aircraft could pass completely past the electronic gate control assembly with notch feature and thus the role of the tracking device could not be
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suitably accomplished. Consequently, the output pulses from the delay device 82 pass through a shaping network 86, which serves to reform said output pulses and to narrow them. These output pulses W5 from 86 are applied to the notch characteristic electronic gate 84, so as to give it sufficient positive bias to pass all the pulses applied to it.
In this way, all of the output pulses of the trigger circuit 58 which occur during the application of the pulse W6 to the electronic gate 84 are transmitted to the shift control mechanism 87 of the motor.
The output pulses from the delay device 82 are also applied, through a fixed delay circuit 88, to a second shaping circuit 89 and, from there, to the electronic notch gate 85. These pulses correspond to l pulse W7 shown in Figure 4 and they are sufficiently delayed to line up substantially side by side as shown. The pulses W5 from 58 are also applied to the electronic gate 85 and, if they are applied during the interval of presence of the pulses W7, they are transmitted to the reverse command 87 of the motor.
The motor reversing control mechanism is preferably a balancing circuit which rotates the motor in one direction when the output energy of electronic gate 84 is greater than that of electronic gate 85 and in the opposite direction if the difference of these energies is reversed. It can therefore be seen that, as long as the pulse W5 occurs in due time, with respect to the pulses W6 and W7, the motor 83 remains at rest. However, as the aircraft carrying the receiver moves, the pulse 85 may be shifted to one side, as shown in dotted lines on curve 4e, Figure 4, causing the pulse W5 to encroach on the pulse W7 by an amount greater than the pulse W6.
This imbalance is
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applied to the motor reverse command and run motor 83 in one direction, until balance is restored. This moves the variable delay device 82 enough to displace the notch-type electronic gate control pulses W6 and W7 by a fraction of the width of the pulse W6. Consequently, if the airplane does not move during the next turn of the beacon, the pulse W again falls straddling the pulses W6 and W7 and the engine remains immobile.
However, if the airplane continues to move, which tends to displace the pulse W5, the electronic gate control pulses W6 and W7 tend to follow that movement and keep the engine aligned at all times with the. distance indication.
The output energy of the notch-type electronic gates 84 and 85 is also combined in amplifier-combiner 90, which serves to limit the combined pulse, as shown by curve 4e, Figure 4, to pass through. the pulse W5 to the trigger circuit 62, figure 3.
It is therefore clear that as long as the distance indication is maintained at substantially the appropriate value, the indicator of Figure 3 indicates the precise position of the aircraft. However, when the aircraft first arrives in the field of the beacon, or if the notch-characteristic tracker is temporarily aligned with false impulses from some other aircraft, the distance indication may also be. jrronée and some means must be provided to find the notch of the characteristic.
For this purpose, the pulse W5 of the amplifier-combiner 90 is also applied to the trigger circuit 91, which is kept inactive, as long as a voltage pulse is applied. However, if the transmitted pulse passes out of the control of the notch-feature electronic gates 84 and 85, the pulses are no longer applied to the trigger circuit 91, which then operates and energizes the relay winding 92, serving. to move the
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relay contacts 93 from their connection with the normal motor reverse control 87, to a high speed motor control 94.
At the same time, energizing the relay winding 92 causes a switch 95 to close, connecting a width modifier assembly 96 to one of the notched-characteristic electronic gates, for example to the electronic gate. 85.
In this way, this electronic gate 85 is enlarged, in such a way that it receives the pulses for a greater space of time. It is clear that the width modifying assembly can also, if desired, be applied to the electronic gate 84, but, in the example considered, it appears that the widening of one of the gate control pulses, such as pulse W7, is sufficient. Due to the high speed operation of the motor 83 under the effect of the control assembly 94, the variable delay device 82 is operated at a much higher speed, so that the position in time of the pulses W6 and W7 is changed very quickly. This modification continues until the pulses coincide in time with an output pulse of the trigger circuit 58.
At this instant, a pulse passes through combiner assembly 90, disables trigger assembly 91, and de-energizes delay winding 92. If the pulse discovered as a result of movement of the notched feature electronic gate is a suitable pulse, the electronic gate then continues to follow the pulse in the manner previously described. However, if the pulse is of foreign origin, it quickly passes out of the range of the receiving system and the search circuit continues to operate until the suitable pulse is found.
It should be understood that, like the selection of impulses. actuation of the trigger circuit 58 depends on the altitude of the aircraft, there will generally be sufficient variations in altitude so that two aircraft do not keep long between them
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the same altitude separation. However, if desired, a random change in the altimeter indication can be introduced to ensure that two airplanes will not give the same altitude indication for a long time.
The assembly of Figure 7 shows one type of width selector which can be used for each of the width selectors 36,55 and 72 of Figure 3. Said selector preferably comprises a limiter stage at. threshold 97 as an input coupling device, which limits all input pulses to substantially the same amplitude. If the input pulses were of positive polarity, as indicated by the pulses of curve 8a of Figure 8, the coupling stage 97 would also serve to reverse their polarity, as indicated by the pulses of curve 9b.
This pulsed output energy from stage 97 is applied, through a resistor R, to a self-induction-capacitor circuit, 98, capable of being excited by shock. A vacuum tube 99 is connected to the terminals of the tunable circuit 98. Its cathode is connected to the input side of the circuit 98 and its anode 100 is connected to the opposite side 101 of said circuit. Side 101 is also connected to an anode voltage source. The pulsed energy, curve 8b, of the anode connection 102, is applied to the grid 103 of the tube 99 so as to interrupt the conductive effect between the cathode and the anode 100, while the pulse energy is applied on route 98.
The ripples produced in circuit 98 under the effect of the pulsed energy arriving by the anode connection 101 are collected on a connection 104 and applied to a threshold limiting amplifier stage 105. The bias of the gate 106 is controlled by the adjustment. of resistor 107. To the output 108 of the stage 105 is connected a pulse width shaper 109, the operation of which will be described below.
Suppose, for example, that the widths of the pulses of curves 8a and 8b correspond respectively to the pulses
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W1. W2. W3 'It is also assumed that the circuit 98 is tuned for the selection of the pulse width W1. Curve 8c represents the output energy of circuit 98, when this circuit is tuned for the selection of pulse W1; it also represents the different output ripples corresponding to different pulse widths. When the leading edge 110 of the pulse W1 is applied, with negative polarity, to the circuit 98, an initial ripple 111 is produced, which is normally followed by ripples 112, 113, and so on, in the form of 'a damped wave.
When circuit 98 is tuned to a frequency whose period is exactly twice the width W1, the trailing edge occurs at the point where the initiated oscillatory energy intersects the zero axis, between ripple 111 and ripple 112 As the trailing edge 114 shock excites the circuit in the same direction at this point, the ripple 115 that it produces in circuit 98 is added algebraically to the ripple 112, so as to produce the ripple. tion ll6. The immediately following pair of ripples produced by the leading and trailing edges of the pulse of width W1 would normally tend to produce a negative ripple 116, which would continue as a damped wave, as indicated at 117.
However, the damper tube 99 eliminates the rear oscillations 116 and 117, so that they do not conflict with the ripples produced by the following pulses applied to the circuit 98.
A pulse width less than W1. such, for example, that the pulse W2 does not produce maximum ripples of as large an amplitude as the ripple 116 when the tuning is adjusted correspondingly to the pulse width W1. This is evidenced by ripple 118, produced under the effect of the pulse of width W. The reason for this is clear, because the shock excitations produced by the front and rear flanks of pulses of width less than W2 oppose in
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part between them, as indicated by the broken lines associated with ripple 118.
The ripple 119, produced under the effect of the pulse of greater width W3. is also less than the ripple 116, because, here again, the oscillations produced under the effect of the front and rear flanks of the pulse of greater width partially oppose each other, so that their algebraic sum is smaller than in the case of the undulations produced under the effect of the pulse of width W1.
The limiting stage to. threshold 97 is set to limit to a level 120, after which the peak 116 A of the ripple 116 is collected and amplified, as indicated by curve 8d. The pulse shaping 109 is preferably such as to differentiate the pulse 116A producing the pulse shape 116B from the curve 8e. The shaper also comprises a limiter or limiter stage, cutting the positive part of the pulse 116B at the level 121 and producing a pulse 116C, synchronized in time with the pulse of width W1.
It is clear that, if one sets the tuning of circuit 98 to another frequency, the period of which is twice the duration of any of the other pulse widths of curve 8a, an output pulse corresponds - dante corresponding to the width of the selected pulses will be produced.
Although the invention has been described according to a particular embodiment, it should be understood that a large number of modifications can be applied thereto without departing from the scope of the invention. The particular form of seeker and follower system with a notch characteristic and width selection circuits need not be retained, any apparatus capable of fulfilling the desired functions can be used in its place. In addition, although the indicators used on the airplane are preferably of the type of simple measuring devices,
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Cathode beam indicators, or any other known instrument can be used, if desired.
Likewise, the various pulse generator circuits can be of any desired type and one can have recourse to a large number of variations, in the detail of networks, shapers, and other apparatus.
This is why the particular example provided was only provided for the purpose of understanding the invension, and does not include any limitation on the scope of the latter.