DE1117180B - Gleitwegsystem - Google Patents
GleitwegsystemInfo
- Publication number
- DE1117180B DE1117180B DEI15551A DEI0015551A DE1117180B DE 1117180 B DE1117180 B DE 1117180B DE I15551 A DEI15551 A DE I15551A DE I0015551 A DEI0015551 A DE I0015551A DE 1117180 B DE1117180 B DE 1117180B
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- pulse
- pulses
- path system
- glide path
- aircraft
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
- G01S1/00—Beacons or beacon systems transmitting signals having a characteristic or characteristics capable of being detected by non-directional receivers and defining directions, positions, or position lines fixed relatively to the beacon transmitters; Receivers co-operating therewith
- G01S1/02—Beacons or beacon systems transmitting signals having a characteristic or characteristics capable of being detected by non-directional receivers and defining directions, positions, or position lines fixed relatively to the beacon transmitters; Receivers co-operating therewith using radio waves
- G01S1/08—Systems for determining direction or position line
- G01S1/44—Rotating or oscillating beam beacons defining directions in the plane of rotation or oscillation
- G01S1/54—Narrow-beam systems producing at a receiver a pulse-type envelope signal of the carrier wave of the beam, the timing of which is dependent upon the angle between the direction of the receiver from the beacon and a reference direction from the beacon; Overlapping broad beam systems defining a narrow zone and producing at a receiver a pulse-type envelope signal of the carrier wave of the beam, the timing of which is dependent upon the angle between the direction of the receiver from the beacon and a reference direction from the beacon
- G01S1/56—Timing the pulse-type envelope signals derived by reception of the beam
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
Description
INTERNAT. KL. H 04 P
DEUTSCHES
PATENTAMT
115551 IXd/21a4
BEKANNTMACHUNG
DER ANMELDUNG
UND AUSGABE DER
AUSLEGESCHRIFT: 16. NOVEMBER 1961
DER ANMELDUNG
UND AUSGABE DER
AUSLEGESCHRIFT: 16. NOVEMBER 1961
Normalerweise werden zur Blindlandung von Flugzeugen Richtfunkfeuer verwendet, durch welche eine
Einflugschneise (azimutmäßig) definiert ist, um das Flugzeug in die Richtung der Landebahn zu dirigieren
(Ansteuerungsfunkfeuer), und weiterhin Gleitwegsender, durch die das Flugzeug zum Aufsetzpunkt auf
der Landebahn herangeführt wird.
Bei einem bekannten Typ von Anflugfunkfeuern sendet eine Antenne ein gerichtetes Strahlungsdiagramm
aus, mit dessen Hilfe das Flugzeug so gesteuert wird, daß die Signale des Anflugfunkfeuers mit
konstanter Intensität empfangen werden.
Bei einem anderen bekannten Anflugfunkfeuer werden zwei sich überlappende, feststehende Richtdiagramme
ausgesendet, und das Flugzeug wird so navigiert, daß von den beiden Richtdiagrammen ein
konstantes Zeichenverhältnis, meistens Zeichengleichheit, empfangen wird.
Es ist auch ein zur Blindlandung geeignetes Gleitwegsystem bekannt, bei dem am Boden ein Antennenrichtdiagramm
vertikal geschwenkt wird, und zwar innerhalb eines Winkels, der den gewünschten Landeweg
enthält. Vom Boden werden außerdem Hilfsimpulse ausgesendet, wenn der Richtstrahl den Landeweg
gerade passiert.
Im Flugzeug befindet sich ein Empfänger, der jedesmal einen Impuls registriert, wenn das Flugzeug von
dem abtastenden Richtstrahl getroffen wird. Durch Phasen- bzw. Zeitvergleich dieser Impulse mit den
ebenfalls empfangenen Hilfsimpulsen werden Steuerwerte abgeleitet, die die etwaige Abweichung vom gewünschten
Landeweg charakterisieren.
Eine derartige, in der Praxis sehr wirkungsvoll und zuverlässig arbeitende Anlage ist aber aufwendig, da
am Boden eine eigene Sendeanlage für die Hilfsimpulse notwendig ist. Außerdem wird der Landeweg vom
Boden aus festgelegt und ist also nicht vom Flugzeugführer wählbar.
Bei dem System gemäß der Erfindung ist die Übertragung von Zeitbezugssignalen nicht notwendig.
Die Erfindung betrifft ein Gleitwegsystem mit einem impulsmodulierten Bodensender, der ein in der Vertikalen
über einen festen Bereich periodisch geschwenktes Richtdiagramm aufweist und aus dessen zeitlich festgelegtem
Empfang in Empfangsanlagen von Luftfahrzeugen eine Information über den Gleitwinkel zur
Landebahn hergeleitet wird.
Erfindungsgemäß unterscheidet sich die Impulswiederholungsfrequenz
der Richtstrahlung bei der Aufwärts- und Abwärtsbewegung in kennzeichnender Weise, und für die Zeitmessung wird unter Berücksichtigung
der hiermit gekennzeichneten Bewegungs-Gleitwegsystem
Anmelder:
International Standard Electric Corporation,
New York, N. Y. (V. St. A.)
Vertreter: Dipl.-Ing. H. Ciaessen, Patentanwalt, Stuttgart-Zuffenhausen, Hellmuth-Hirth-Str. 42
Beanspruchte Priorität: Großbritannien vom 31. Oktober 1957 (Nr. 33 979/57)
Charles Eric Strong, William Littery Garfield und Anthony Newton Lawson, London,
sind als Erfinder genannt worden
richtung das Zeitintervall zwischen zwei den entgegengesetzten Schwenkrichtungen entsprechenden, unmittelbar
aufeinanderfolgenden Empfangsintervallen herangezogen.
Die Erfindung sei an Hand eines Beispiels näher erläutert.
Diese im Zentimeterwellenbereich arbeitende Anlage enthält bodenseitig eine weiter unten noch näher
erläuterte Antenne, die von einem 1-kW-Magnetronsender bekannter Bauart erregt wird.
Die Antenne ist genau so gebaut wie die eines Präzisions-Anflug-Radargerätes. An der einen Seite
eines langen Hohlrohr-Wellenleiters ist eine große Anzahl kleiner Dipole (mehr als zweihundert) montiert,
von denen jeder mittels einer sich in den Wellenleiter hinein erstreckenden Kopplungseinrichtung erregt
wird. Eine Wand des Wellenleiters ist bewegbar angeordnet, so daß bei einer Bewegung dieser Wand die
Phase der in dem Wellenleiter sich fortpflanzenden Welle verändert wird. Es ändert sich somit auch die
Phase des einem jeden der Dipole zugeführten Energiebetrages. Da die Strahlung der einzelnen Dipole sich
addiert, ergibt sich ein über einen gewissen Bereich schwenkbares Strahlungsdiagramm in Abhängigkeit
von der Phase der die Dipole speisenden Energie und somit auch in Abhängigkeit von der sich bewegenden
Wand des Wellenleiters.
109 739/289
Die Wand des Wellenleiters wird mit Hilfe eines die Zwischenzeiten auf 1,5 Millisekunden genau geMechanismus
auf und ab bewegt, der so gebaut ist, messen werden können.
daß der Abstrahlwinkel über den ganzen Abtastbereich Die Abwärts- und Aufwärtsbewegung der Strahlungs-
(z. B. 0 bis 7°) in der Höhe proportional der Stellung keule ist durch verschiedene Modulationen (10 bzw.
des Mechanismus ist. Der Mechanismus wird mittels 5 9 kHz) gekennzeichnet, so daß sie im Flugzeug untereines
Synchronmotors angetrieben, dessen Antriebs- schieden werden kann.
spannung quarzstabilisiert ist. So ändert sich der Ab- Das in der Zeichnung gezeigte Blockschema stellt
Strahlwinkel innerhalb des vorgegebenen Bereiches die in Verbindung mit dem Bodensender arbeitende
linear mit der Zeit. Bordanlage dar. Sie besteht aus einer Antennenanlage 1
Der 1-kW-Magnetronsender wird beispielsweise io mit einem Hornstrahler 2, dessen Empfangsenergie
während der nach unten gehenden Abtastbewegung mit über einen abstimmbaren Hohlraumresonator 4 einem
Impulsen der Wiederholungsfrequenz 10 kHz und Kristalldetektor 3 zugeführt wird. Der Hohlraumwährend
der nach oben gehenden Abtastbewegung mit resonator ist zum Schutz des Kristalldetektors gegen
Impulsen der Wiederholungsfrequenz 9 kHz getastet. ebenfalls im Zentimeterbereich auf Flugplätzen even-Um
Bodenreflexionen auszuschalten, wird der Sender 15 tuell arbeitende Radargeräte vorgesehen. Dadurch,
ausgeschaltet, wenn der Abstrahlwinkel unter V2 ° ist· daß die Bodenantenne einen außerordentlich hohen
Das ist jedoch eine willkürliche Festsetzung, die je Antennengewinn hat, kann die Bordanlage sehr einfach
nach dem Aufstellungsort der Antenne auch anders aufgebaut sein. Bei Verwendung eines 1-kW-Bodengewählt
werden kann. senders braucht an Bord nur ein einfacher Kristall-
Die Antenne hat ein sehr schmales vertikales 20 detektor-Empfänger vorhanden zu sein. Sonst üblicher
Strahlungsdiagramm, das horizontal ist, aber mehrere Aufwand, wie örtlicher Oszillator, Mischstufe und
Grad breit. Zwischenfrequenzverstärker, kann bei dieser Anlage
Die Daten des Antennensystems werden zweck- wegfallen. Die Ausgangsspannung des Kristalldetektors
mäßigerweise folgendermaßen gewählt: wird mittels eines koaxialen Kabels einem Empfangs-
Strahlbreite in der Höhe V2 0 Halbwertsbreite a5 verstärker S zugeführt, der über einen Verstärker 6 mit
Strahlbreite im Azimut.. 4° Halbwertsbreite automatischer Verstärkungsregelung ausgerüstet ist.
Abtastwinkel 0 bis 7° in der Höhe, Jie Ausgangssignale gelangen dann zu Fütern 7 und 8,
zeitlinear Impulswiederholungsfrequenzen 10 bzw.
Ab trahlwinkel ^ ^Hz durchlässig sind. Dadurch werden die Signale,
genauigkeit ". ±2 Bogenminuten 3° d t ie Jf Abwärts- bzw. Aufwärtsbewegung des Abtast-
Abtastzvklus V Sekunde Strahles entsprechen, voneinander getrennt. Sie werden
λ ♦*.., „„ ,L·
innmf„ni, in Gleichrichtern 9 bzw. 10 gleichgerichtet und dann in
Antennengewmn 20 OÜOiach T 1 . r +-. -^ <
-. · τ> 1 ^ 1 · ι
Impulsstufen 11 bzw. 12 in Rechteckimpulse umge-
Die Antenne tastet den Raum, angefangen bei 7° wandelt, die einer Flip-Flop-Schaltung 13 zugeführt
Erhebungswinkel, bis zu 0° linear mit der Zeit bei- 35 werden.
spielsweise in einer Achtelsekunde ab. Während der Der Grund für die Verwandlung der Empfangsnächsten Zeit von einer Achtelsekunde bewegt sich signale in Rechteckimpulse ist folgender:
der Abtaststrahl nicht. Dann kehrt sich die Abtast- Die Halbwertsbreite des Strahlungsdiagramms der richtung um, und der Strahl ist nach einer weiteren Bodenantenne beträgt Y2 0, so daß die Einhüllende der Achtelsekunde wieder bei einem Erhebungswinkel von 40 Impulse in der Form, wie sie empfangen wird, nicht V angelangt, wo er ebenfalls eine Achtelsekunde genügend genau definierte scharfe Einsatzpunkte hat. anhält. Da der Abtaststrahl in seiner Intensität kontinuierlich
der Abtaststrahl nicht. Dann kehrt sich die Abtast- Die Halbwertsbreite des Strahlungsdiagramms der richtung um, und der Strahl ist nach einer weiteren Bodenantenne beträgt Y2 0, so daß die Einhüllende der Achtelsekunde wieder bei einem Erhebungswinkel von 40 Impulse in der Form, wie sie empfangen wird, nicht V angelangt, wo er ebenfalls eine Achtelsekunde genügend genau definierte scharfe Einsatzpunkte hat. anhält. Da der Abtaststrahl in seiner Intensität kontinuierlich
Das sei als ein vollständiger Abtastzyklus bezeichnet. abnimmt, würde sich empfangsseitig daraus ein sinus-
Wenn also der Abtaststrahl die einmal festgelegte ähnliches Signal ergeben. Die Einhüllende der Emp-
Annäherungszone eines Flughafens abtastet, wird ein 45 fangsimpulse wird also in Rechteckimpulse verwandelt,
in dieser Zone befindliches Flugzeug während eines aus deren hinterer Flanke je ein scharfer Impuls für
vollständigen Abtastzyklus zweimal vom Abtaststrahl die Zeitmessung abgeleitet wird. Der aus der hinteren
getroffen, einmal bei der Abwärtsbewegung und das Flanke des Rechteckimpulses bei Abwärtsbewegung
zweitemal bei der Aufwärtsbewegung. des Abtaststrahles abgeleitete scharfe Impuls setzt die
Je höher ein Flugzeug fliegt — eine bestimmte Ent- 50 Zeitmeßschaltung in Tätigkeit. Obwohl sich die Breite
fernung vorausgesetzt —, desto langer ist die Zeit, die der Rechteckimpulse noch etwas mit der Entfernung
zwischen dem ersten und zweiten Auftreffen des Ab- des Flugzeuges von der Bodenstation ändert, ist der
taststrahles auf das Flugzeug während eines vollstän- Zeitunterschied zwischen den hinteren Flanken der
digen Abtastzyklus vergeht. Rechteckimpulse immer sehr genau zu bestimmen, weil
Um seinen Gleitwinkel zu bestimmen, muß also im 55 sich die Impulsbreite sowohl des aus der Abwärts-
Flugzeug nur die Zeit gemessen werden, die zwischen bewegung als auch des aus der Aufwärtsbewegung
zwei aufeinanderfolgenden Zeitpunkten vergangen ist, gewonnenen Rechteckimpulses gleichermaßen ändert,
in denen der Bordempfänger Empfang verzeichnet hat. Nachdem nun aus der Abwärts- und Aufwärts-
Man kann leicht ausrechnen, daß unter einem Gleit- bewegung scharfe Impulse hergestellt worden sind,
winkel von z. B. 3,5° die Zwischenzeit 250 Muli- 60 haben die übrigen Baugruppen der Bordapparatur nur
Sekunden und unter 5Y4° Gleitwinkel die Zwischenzeit noch den Zweck, die Zeit zwischen diesen Impulsen
312,5 Millisekunden beträgt. zu messen und eine Anzeige herbeizuführen. Das wird
Die Abtastbewegung des Strahlungsdiagramms des folgendermaßen bewerkstelligt:
Bodensenders ist sehr genau gesteuert, so daß in bei- Die Empfangsapparatur enthält einen 666-Hz-Oszilspielsweise
1,5 Millisekunden 5 Bogenminuten abge- 65 lator 14 (Periode 1,5 Millisekunden), dessen Ausgangstastet
werden. Um den Gleitwinkel eines Flugzeuges spannung in einer Impulsstufe 15 in Impulse umgealso
mit einer Genauigkeit von 5 Bogenminuten zu wandelt wird, die eine Torschaltung 16 passieren,
messen, muß die Bordanlage so eingerichtet sein, daß welche mit Hilfe der Flip-Flop-Schaltung 13 durch die
aus der Abwärtsbewegung hergeleiteten Impulse geöffnet und durch die aus der Aufwärtsbewegung hergeleiteten
Impulse wieder geschlossen wird. Auf diese Weise ist die Anzahl der die Torschaltung 16 passierenden
Impulse ein Maß für den Gleitwinkel. Solche Zähleinrichtungen sind in der Peiltechnik an sich bekannt.
Wenn das Flugzeug unter 7° Gleitwinkel fliegt, ist die Zahl der die Torschaltung passierenden Impulse 252,
und unter 0° ist sie 84. Für alle normalen Gleitwinkel liegt diese Anzahl also zwischen diesen beiden gegebenen
Grenzen.
Die die Torschaltung 16 passierenden Impulse werden zwei binären Zählschaltungen zugeleitet. Die
erste Zählschaltung, die auch Gleitwinkelwähler genannt wird, kann maximal 256 Impulse zählen, die
zweite, die auch Ablesezähler heißt, kann 16 Impulse zählen. Ihre Arbeitsweise ist folgende: Der Gleitwinkelwähler
17 kann mittels einer Wähleranordnung 18 auf eine Impulszahl eingestellt werden, die etwas
kleiner als die dem gewünschten Gleitwinkel entsprechende Zahl ist, z. B. so, daß er sieben Impulse
weniger zählt. Ist diese Zählung erfolgt, so wird vom Gleitwinkelwähler 17 mittels einer Flip-Flop-Schaltung
20 eine Torschaltung 19 geöffnet, und die überzähligen Impulse gelangen in den Ablesezähler 21.
Wenn also ein Flugzeug genau auf dem vorgeschriebenen Gleitwinkel fliegt, zählt der Ablesezähler sieben
Impulse. Ist das Flugzeug unter dem vorgeschriebenen Gleitwinkel, werden weniger, ist es darüber, werden
mehr Impulse gezählt.
Der Ablesezähler 21 betreibt ein Anzeigegerät 22, das so eingerichtet ist, daß bei sieben Impulsen der
richtige Kurswert angezeigt wird. Bei einem einzigen Impuls bedeutet das, daß das Flugzeug maximal zulässige
Bodennähe hat, bei 13 Impulsen ist die maximal zulässige Abweichung vom Gleitweg nach oben
erreicht. Bei mehr als 13 Impulsen oder weniger als einem Impuls wird eine Alarmvorrichtung ausgelöst.
Während eines jeden Abtastzyklus wird eine neue Zählung vorgenommen, indem mittels einer Torschaltung
23 das Zählgerät wieder in die Anfangsstellung geschaltet wird. Die Messung bzw. Zählung
wird also jede halbe Sekunde wiederholt. Die Information
ist auf dem Ablesezähler 21 so lange lesbar, bis die nächste Zählung vom Gleitwinkelwähler 17
durchgeführt worden ist.
In dem Anzeigegerät 22 ist auch ein Warnschauzeichen (nicht gezeichnet) eingebaut, das über eine
Verbindungsleitung 24 vom Verstärker 6 gesteuert wird.
Wenn der Abtastzyklus auf der Bodenstation ganz genau gesteuert wird, ist die Zeit zwischen zwei
Empfangsimpulsen, die entweder von zwei aufeinanderfolgenden Aufwärts- oder Abwärtsbewegungen
des Abtaststrahles herrühren, gleich der eines vollständigen Abtastzyklus, nämlich Va Sekunde, unabhängig
vom Gleitwinkel des Flugzeuges. Das ist ein Zeitintervall, das 333 Impulszählungen vom Oszillator
14 (666 Hz) enthält. Wenn nun der Gleitwinkelwähler für 333 Impulszählungen eingestellt ist, liefert der
Kurszeiger eine »Auf Kurs «-Anzeige, unabhängig, welchen Gleitwinkel das Flugzeug gerade fliegt. Es ist
damit eine Überprüfung möglich. Die Bodenstation hat natürlich ihre eigene Überwachungsanlage. Da in
der beschriebenen Ausführung der Gleitwinkelwähler 17 nur 256 Impulszählungen durchführen kann, wird
die Frequenz des Oszillators 14 halbiert. Das Ergebnis ist genau das gleiche.
Die beschriebene Ausführungsform ist nur geeignet,
Informationen über den Gleitwinkel zu geben. Wenn gewünscht, kann jedoch noch eine Entfernungsmeßeinrichtung
vorgesehen sein, indem die Bordstation außerdem einen Impulssender und die Bodenstation
einen Empfänger enthält, dessen Ausgangsspannung die Phase einer der Impulsmodulationen der Sendeenergie
steuert. Im Flugzeug ist dann noch ein Phasenvergleichsgerät enthalten, in dem die Phase der vom
Flugzeug aus gesendeten Impulse mit der Phase der von der Bodenstation wieder empfangenen Impulse in
bekannter Weise verglichen wird. Bordseitig wird dafür
nur ein Dezimetersender kleiner Leistung benötigt. Es genügt eine kleine Leistung deshalb, weil der Antennengewinn
der Bodenantenne außerordentlich hoch ist. Die Frequenz des Bordsenders liegt etwas nebsn der
des Bodensenders. Der Bordsender wird mit Impulsen von 10 kHz Wiederholungsfrequenz moduliert, die von
einem in der Bordanlage vorhandenen Oszillator abgeleitet werden.
Der Empfänger der Bodenstation ist an die Senderantenne angeschlossen und empfängt, wenn der Abtaststrahl
das Flugzeug trifft, die 10-kHz-Impulse des
Bordsenders. Durch diese empfangenen Impulse werden die 10-kHz-Impulse, mit denen der Bodensender
bei der Abwärtsbewegung des Abtaststrahles moduliert wird, phasenmäßig in Übereinstimmung gebracht. Auf
diese Weise kann in der Bordstation der Phasenunterschied zwischen den ausgesendeten Modulationsimpulsen und den wieder empfangenen verglichen
werden, woraus in bekannter Weise die Entfernung bestimmt werden kann.
Der Abtaststrahl trifft das Flugzeug ungefähr 9 Millisekunden lang, so daß in dieser Zeit 90 Modulationsimpulse empfangen und wieder ausgesendet werden.
Die Phasenmessung wird gespeichert und auf einem Instrument so lange angezeigt, bis der nächste Abtastzyklus
beendet ist, durch den die Anzeige dann korrigiert wird.
Das beschriebene System beginnt erst bei Annäherung des Flugzeuges an den Flughafen zu arbeiten,
wenn ein gewisser Pegel im Gleitwegempfänger überschritten wird; das ist gebräuchlicherweise bei ungefähr
30 km Entfernung der Fall.
Die Systemgenauigkeit beträgt ungefähr 180 m.
Claims (4)
1. Gleitwegsystem mit einem impulsmodulierten Bodensender, der ein in der Vertikalen über einen
festen Bereich periodisch geschwenktes Richtdiagramm aufweist und aus dessen zeitlich festgelegtem
Empfang in Empfangsanlagen von Luftfahrzeugen eine Information über den Gleitwinkel
zur Landebahn hergeleitet wird, dadurch gekenn zeichnet, daß die Impulswiederholungsfrequenz der
Richtstrahlung sich bei der Aufwärts- und Abwärtsbewegung in kennzeichnender Weise unterscheidet
und daß für die Zeitmessung unter Berücksichtigung der hiermit gekennzeichneten Bewegungsrichtung
das Zeitintervall zwischen zwei den entgegengesetzten Schwenkrichtungen entsprechenden,
unmittelbar aufeinanderfolgenden Empfangsintervallen herangezogen ist.
2. Gleitwegsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Einhüllende der Empfangsimpulsamplituden
in einen Rechteckimpuls umge-
wandelt und aus dessen hinterer Flanke ein scharfer Impuls für die Zeitmessung hergeleitet wird.
3. Gleitwegsystem nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Zeitmessung in üblicher
Weise durch Zählung von Impulsen eines örtlichen Oszillators erfolgt, die durch eine Torschaltung
hindurchgehen, die durch den ersten der scharfen Meßimpulse geöffnet und durch den zweiten
scharfen Meßimpuls geschlossen wird.
4. Gleitwegsystem nach Anspruch 1, dadurch ge- ίο
kennzeichnet, daß zur zusätzlichen Entfernungs-
messung an Bord nach dem Abfrageverfahren der Phasenunterschied zwischen einer mittels eines
zusätzlichen Bordsenders ausgesendeten Impulsmodulation und der empfangenen Impulsmodulation,
die am Boden von der dort aufgenommenen Bordmodulation phasenmäßig gesteuert ist, gemessen
wird.
In Betracht gezogene Druckschriften:
Deutsche Patentschrift Nr. 850 555;
Radio Mentor, 21 (1955), S. 524.
Deutsche Patentschrift Nr. 850 555;
Radio Mentor, 21 (1955), S. 524.
Hierzu 1 Blatt Zeichnungen
© 109 739/289 11.61
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
GB33979/57A GB836659A (en) | 1957-10-31 | 1957-10-31 | Radio beacon system |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE1117180B true DE1117180B (de) | 1961-11-16 |
Family
ID=10359836
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DEI15551A Pending DE1117180B (de) | 1957-10-31 | 1958-10-24 | Gleitwegsystem |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US3141166A (de) |
BE (1) | BE572557A (de) |
CH (1) | CH364819A (de) |
DE (1) | DE1117180B (de) |
FR (1) | FR1213848A (de) |
GB (1) | GB836659A (de) |
NL (1) | NL232779A (de) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2546471A1 (de) * | 1974-10-22 | 1976-05-06 | Nikolai Gennadievitsch Basov | Start- und landungssystem fuer flugapparate sowie ein entsprechendes start- und landungsverfahren |
Families Citing this family (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2235373B1 (de) * | 1973-06-26 | 1976-09-17 | Labo Cent Telecommunicat | |
GB1524572A (en) * | 1976-01-29 | 1978-09-13 | Standard Telephones Cables Ltd | Radio receiver |
Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE850555C (de) * | 1946-08-09 | 1952-09-25 | Rca Corp | Navigationseinrichtung zum Landen eines Luftfahrzeugs |
Family Cites Families (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2112283A (en) * | 1935-05-27 | 1938-03-29 | Telefunken Gmbh | Direction finding system |
US2586810A (en) * | 1947-10-21 | 1952-02-26 | Int Standard Electric Corp | Localizer and glide path system |
US2826378A (en) * | 1950-12-15 | 1958-03-11 | Jr John Norris Childs | Apparatus for radio control of guided missiles |
US2738461A (en) * | 1951-03-15 | 1956-03-13 | Hughes Aircraft Co | Method and apparatus for measuring time intervals |
US2665410A (en) * | 1951-03-15 | 1954-01-05 | Hughes Tool Co | Method and apparatus for automatically measuring time intervals |
US2665411A (en) * | 1951-03-15 | 1954-01-05 | Hughes Tool Co | Double interpolation method and apparatus for measuring time intervals |
US2829364A (en) * | 1955-03-30 | 1958-04-01 | Jr De Witt T Latimer | Angular position indicating system |
-
0
- BE BE572557D patent/BE572557A/xx unknown
- NL NL232779D patent/NL232779A/xx unknown
-
1957
- 1957-10-31 GB GB33979/57A patent/GB836659A/en not_active Expired
-
1958
- 1958-10-24 DE DEI15551A patent/DE1117180B/de active Pending
- 1958-10-28 US US770213A patent/US3141166A/en not_active Expired - Lifetime
- 1958-10-30 FR FR1213848D patent/FR1213848A/fr not_active Expired
- 1958-10-31 CH CH6564458A patent/CH364819A/de unknown
Patent Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE850555C (de) * | 1946-08-09 | 1952-09-25 | Rca Corp | Navigationseinrichtung zum Landen eines Luftfahrzeugs |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2546471A1 (de) * | 1974-10-22 | 1976-05-06 | Nikolai Gennadievitsch Basov | Start- und landungssystem fuer flugapparate sowie ein entsprechendes start- und landungsverfahren |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CH364819A (de) | 1962-10-15 |
NL232779A (de) | |
US3141166A (en) | 1964-07-14 |
GB836659A (en) | 1960-06-09 |
BE572557A (de) | |
FR1213848A (fr) | 1960-04-04 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE2728769C2 (de) | Radioelektrisches System zur Lokalisierung eines bestimmten Gegenstandes | |
DE809568C (de) | Einrichtung zum Abtasten eines vorbestimmten Raumes mit einem Zeichenstrahl | |
DE2526094A1 (de) | Entfernungsmessanordnung | |
DE2245201C2 (de) | Verfahren und Einrichtung zum Ermitteln der Schrägentfernung zwischen einem eigenen Fahrzeug und einem fremden Fahrzeug mit Hilfe einer Sekundärradar-Überwachungseinrichtung | |
DE2459079A1 (de) | Flugnavigationshilfesystem | |
DE2143140A1 (de) | Einrichtung zur bestimmung der wahren winkellage eines zielobjektes relativ zu einem bezugsort | |
DE1805993A1 (de) | Vorrichtung zur Entfernungsmessung | |
DE2133395B2 (de) | Einrichtung zur Kompensation deer Eigenbewegung einer kohärenten Impuls-Doppler-Radaranlage | |
DE1117180B (de) | Gleitwegsystem | |
DE2023795A1 (de) | Prazisionsanflug und Landeanlage | |
DE1456128A1 (de) | System zum Landen von Luftfahrzeugen | |
DE2010472B2 (de) | Funklandesystem mit entfernungsabhängigem Gleitwegneigungswinkel bzw. Landekurswinkel | |
DE1036332B (de) | Niedrighoehenmesser | |
DE2843253A1 (de) | Navigationssystem zur richtungs- und entfernungsmessung | |
DE1110448B (de) | Doppler-Radarsystem | |
DE2103580B1 (de) | Verfahren zur Richtungsbestimmung | |
DE2249979A1 (de) | Vorrichtung zur flugbahnfuehrung nach einem funkleitstrahl | |
DE1591133C (de) | Flugleiteinrichtung | |
DE2123029B2 (de) | ||
DE2347150A1 (de) | Mit einem normalen landesystem, dem sogenannten ils, integrierter entfernungsmesser | |
DE1000881C2 (de) | Peilsystem | |
DE720785C (de) | Verfahren zur Hoehen- und Tiefenbestimmung von Fahrzeugen | |
DE2717997A1 (de) | Monopulspeiler zur azimut- und/oder elevationsmessung | |
DE1923351C (de) | Verfahren zur Bestimmung der Einfalls richtung elektromagnetischer Schwingungen aufgrund des Phasenunterschiedes zweier raumlich getrennter Antennen mit Anordnung zur Durchfuhrung des Verfahrens | |
DE2309148C2 (de) | Funkortungssystem |