DE1230100B - Flugzeug-Landeanlage - Google Patents

Description

BUNDESREPUBLIK DEUTSCHLAND

DEUTSCHES

PATENTAMT

AUSLEGESCHRIFT

Int. Cl.:

GOIs

Deutsche Kl.: 21 a4 - 48/44

Nummer: 1 230 100

Aktenzeichen: L 41725IX d/21 a4

Anmeldetag: 11. April 1962

Auslegetag: 8. Dezember 1966

Die Erfindung betrifft Flugzeug-Landeanlagen, bei welchen jeweils in den einzuweisenden Flugzeugen angeordnete antwortende Empfangs-Sende-Anlagen mit einer Bodenstation zusammenwirken, welche zwei zueinander rechtwinkelige, einander in einem Zentrum halbierende, zur Messung der Anflugrichtungswinkel der Flugzeuge dienende Interferometer-Antennensysteme, ferner eine im Zentrum angeordnete Sende-Empfangs-Einrichtung zur Rückstrahlmessung des jeweiligen Abstandes zwischen Flugzeug und Zentrum auf dem Wege des Modulationsphasenvergleiches und schließlich eine Rechenanlage zur Berechnung von Positionsgrößen aus den gemessenen Winkel- und Abstandsgrößen aufweist.

Eine weitbekannte Bauart von Flugzeuglandeanlagen arbeitet nach dem sogenannten ILS-Verfahren (»Instrument Landing System«). Dabei finden sogenannte Einsteuerungsfunkfeuer und Gleitweg-Leitstrahlen Verwendung, welche einem zur Landung ansetzenden Flugzeug die erforderlichen Informationen über Kursabweichungen von einer vertikalen Leitebene und von einer Gleitweg-Leitebene übermitteln. Zahlreiche bekannte Landeanlagen verwenden Leitkanäle. Es wurde auch schon vorgeschlagen, die als Landehilfe notwendigen Leitweginformationen in einem Flugzeug mittels besonderer Empfangskreise aus den Sendungen eines bodenfesten Trägerfrequenzsenders abzuleiten.

Auch sind bereits Peil- und Entfernungsmeßverfahren bekannt, bei welchen die Winkelmessung in einer Bodenstation und die Entfernungsbestimmung durch Relaissendung erfolgt. Dabei werden die Abfrageimpulse jeweils in dem Flugzeug erzeugt und nach Rücksendung von der Bodenstation ausgewertet. Somit muß bei Benutzung dieser Verfahren in jedem Flugzeug eine Entfernungsmeßeinrichtung vorhanden sein. In der Bodenstation selbst stehen dabei die Entfernungskoordinaten überhaupt nicht zur Verfügung. Wenn bei Anwendung dieser bekannten Verfahren auch die Bodenstation alle Koordinatenwerte verfügbar haben soll, müßte eine zusätzliche Übertragungsstrecke vorgesehen werden. Die Peilwerte werden zu dem jeweiligen Flugzeug durch Modulation des Relaisimpulses übertragen. Schließlich stehen die Positionswerte in dem Flugzeug in Form von Kugelkoordinaten zur Verfügung, die für Fernsteueranlagen wenig geeignet sind.

Ferner ist ein Meßverfahren für Winkel- und Abstandsmessung bekannt, gemäß welchem in einer Bodenstation die Entfernung von Flugkörpern durch Laufzeitmessung und deren Richtung durch Interferometermessung bestimmt wird. Die betreffende Anlage dient also nur zur Ortung der Flugkörper.

Flugzeug-Landeanlage

Anmelder:

Luftfahrtminister in der Regierung Ihrer
Majestät der Königin der Vereinigten
Königreiche von Großbritannien und Nordirland, London

Vertreter:

Dipl.-Ing. R. Holzer, Patentanwalt,

Augsburg, Philippine-Welser-Str. 14

Als Erfinder benannt:

William Arthur Johnson,

Farnborough, Hampshire;

Douglas Frederick Fance, Camberley, Surrey

(Großbritannien)

Beanspruchte Priorität:

Großbritannien vom 14. April 1961 (13 600) - -

Schließlich ist eine Anlage bekannt, bei welcher vollständige »PPI«-Radarbilder der betreffenden Flugzeuge jeweils für verschiedene Höhenschichten von einer Bodenstation zu an Bord der Flugzeuge befindlichen Tochterstationen übertragen werden. Diese Anlagen zur Übertragung von Positionskoordinaten sind sehr aufwendig und haben den Nachteil, daß für den Fall, daß man im Flugzeug die Koordinatenwerte weiterverarbeiten will, diese dem Radarbild entnommen werden müssen.

Die Flugzeuglandeanlage nach der Erfindung soll insbesondere der Einweisung von Hubschraubern dienen. Wegen des steilen Anflugwinkels derselben sowie wegen der üblicherweise schnellen Landungsfolge von Hubschraubergeschwadern oder gar der gleichzeitigen Landung mehrerer Hubschrauber benötigt man mit hoher Genauigkeit arbeitende Anlagen, die außerdem einen minimalen apparativen Aufwand in den jeweiligen Flugzeugen erfordern.

Diese Aufgabe wird nach der Erfindung durch eine Einrichtung gelöst, welche den Sender in der Sende-Empfangs-Einrichtung der Bodenstation und über abstimmbare Zwischenfrequenzoszillatoren auch den Empfänger in der Sende-Empfangs-Einrichtung der Bodenstation sowie die Peilempfänger der Interfero-

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meterantennensysteme periodisch auf den einzelnen Empfangs-Sende-Anlagen in den Flugzeugen jeweils zugeordnete unterschiedliche Trägerfrequenzen abstimmt, welche weiterhin entsprechend den errechneten Positionskoordinaten und/oder deren Abweichungen gegenüber SolUcoordinaten desjenigen Flugzeugs, auf dessen Trägerfrequenz gerade abgestimmt ist, eine zusätzliche Modulation in dem Bodensender zur Übertragung an das betreffende Flugzeug erzeugt und welche ferner eine Einrichtung in dem betreffenden Flugzeug zur Auswertung der zusätzlichen Modulation aufweist.

Die Bodenstation kann zur Erzielung einer großen Meßgenauigkeit vergleichsweise aufwendig ausgestattet sein. Innerhalb der Flugzeuge selbst sind neben einem Relaissender nur Demodulationsstufen erforderlich. In der Bodenstation lassen sich leicht die erforderlichen Einrichtungen bereithalten, mittels welcher die normalerweise zunächst in Form von Kugelkoordinaten vorliegenden Positionskoordinaten in andere, beispielsweise rechtwinkelige Koordinaten umgewandelt werden können, die zur Auswertung in Kurssteuergeräten der Flugzeuge geeigneter sind als Kugelkoordinaten.

Dadurch, daß die Landeanlage nach der Erfindung durch Zeitstaffelung mehrere Flugzeuge bedienen kann, ist sie zur vollständigen Überwachung des Luftraums über einem Landeplatz geeignet. Die Landeanlage ermöglicht sowohl eine Landesteuerung als auch eine Steuerung von nur überfliegenden Flugzeugen.

Einzelheiten der Erfindung ergeben .sich aus der folgenden beispielsweisen Beschreibung einiger bevorzugter Ausführungsbeispiele an Hand der Zeichnungen. Es stellt dar

F i g. 1 eine Übersicht über die Bodenstation einer Landeanlage nach der Erfindung,

F i g. 2 eine Übersicht über die Bordgeräte bei einer Landeanlage nach der Erfindung und

F i g. 3 einen Ausschnitt aus einer Bodenstation, deren Empfangsantennensystem leistungsfähiger als das in F i g. 1 dargestellte Empfangsantennensystem ist.

F i g. 1 zeigt in Form eines Blockschaltbildes zunächst die Teile eines Interferometer-Antennensystems mit insgesamt vier Empfangsantennen W, S, E, N, die auf dem Erdboden angeordnet sind und deren jede ein kreisförmiges Empfangsdiagramm aufweist. Die Empfangsantennen W und E sind jeweils an den Enden einer Grundlinie WE und die Empfangsantennen S und N an den Enden einer weiteren Grundlinie SN angeordnet. Die Grundlinien schneiden sich rechtwinkelig und halbieren einander. Eine fünfte Empfangsantenne O, ebenfalls mit einer Kreis-Empfangscharakteristik, liegt im Zentrum der Grundlinien WE und SN. Die Empfangsantennensysteme sind in der Nähe eines Rollbahnendes oder in der Nähe eines Hubschrauberlandeplatzes angeordnet.

Die Empfangsantennen Wund deinerseits sowie die Empfangsantennen 5 und JV andererseits bilden jeweils ein Interferometer-Antennensystem, aus dessen Ausgangssignalen jeweils die auf das Zentrum O bezogenen Leitstrahl-Richtungskosinus des jeweils erfaßten Flugzeuges in einer noch zu beschreibenden Weise ermittelt werden können. Aus den Ausgangssignalen der Empfangsantenne O kann der Abstand des jeweiligen Flugzeuges von der Antenne O ermittelt werden. Die Ausgangssignale sämtlicher fünf Empfangsantennen werden in eine Rechenanlage 1 eingespeist, in welcher die beiden erforderlichen Richtungskosinus ermittelt werden. Die beiden Richtungskosinus, nämlich cos B_x und cos £₂ beziehen sich jeweils auf die Interferometerachsen WE bzw. SN. In der Rechenanlage wird weiterhin der Abstand r des jeweils erfaßten Flugzeuges von der Empfangsantenne O ermittelt. Die beiden Richtungskosinus und der Abstand r des jeweiligen Flugzeuges werden dann in digitale Signale umgewandelt,

ίο aus welchen in einem Koordinatenrechner 2 die jeweiligen kartesischen Positionskoordinaten x, y, ζ des jeweils erfaßten Flugzeuges in bezug auf ein Koordinatensystem ermittelt werden. Zwei Koordinatenachsen fallen mit den Interferometer-Grundlinien WE und SN zusammen. Eine vertikale, nicht dargestellte Achse OZ steht auf den beiden genannten Achsen senkrecht. Die den kartesischen Positionskoordinaten x, y, ζ entsprechenden digitalen Signale werden mittels eines Meßwertsenders 3 über eine Sendeantenne 4 abgestrahlt. Der Meßwertsender 3 strahltein trägerfrequenzmoduliertes Signal zu dem jeweiligen Flugzeug aus.

Ein frequenzstabilisierter Sinuswellenoszillator 5 bewirkt ebenfalls eine Modulation der Trägerschwingung des Senders 3. Die Ausgangsschwingung des Oszillators 5 wird fernerhin in die Rechenanlage 1 eingespeist und dient dort zur Ermittlung des jeweiligen Flugzeugabstandes r. Weiterhin sind Zwischenfrequenzoszillatoren 6 und 7 vorgesehen, welche jeweils unter der Steuerung von Zeitimpulsen des Koordinatenrechners2 nacheinander eine Folge verschiedener Frequenzen erzeugen. Beispielsweise kann jeder Zwischenfrequenzoszillator 6 bzw. 7 sechs verschiedene Frequenzen in zeitlicher Folge abgeben, welche jeweils in die Rechenanlage 1 bzw. den Meßwertsender 3 eingespeist werden. Die zeitliche Frequenzänderung der Zwischenfrequenzoszillatoren 6 und 7 ermöglicht es, daß mit einer Landeanlage nach der Erfindung gleichzeitig mehrere Flugzeuge während des Herannahens und erforderlichen-

falls auch während des Überfliegens von der Anlage erfaßt und geleitet werden können. Dies wird sich aus der folgenden Beschreibung noch im einzelnen ergeben.

Die Rechenanlage 1 enthält hauptsächlich drei

Phasenvergleicherkreise. Zwei Phasenvergleicherkreise dienen zur Bestimmung der Phasendifferenzen Φ_χ bzw. Φ₂ zwischen den einerseits mit den Empfangsantennen W, E und andererseits mit den Empfangsantennen N, S empfangenen Trägerfrequenzschwingungen. Diese Phasenvergleicherkreise sind nach einer bekannten Bauart ausgeführt. Der dritte Phasenvergleicherkreis dient zur Bestimmung der Phasendifferenz des mit der Empfangsantenne O empfangenen Amplitudenmodulationssignals mit dem Ausgangssignal des stabilisierten Oszillators 5. Hierzu kann beispielsweise ein an sich bekannter, digital arbeitender Phasenvergleicherkreis Verwendung finden.

Die Empfangssignale der Antennen W, E, N, S, O werden in der Rechenanlage 1 mit den Schwingungen des Zwischenfrequenzoszillators 6 überlagert, wonach die entstehenden Zwischenfrequenzsignale in schmalbandigen Zwischenfrequenzverstärkern verstärkt werden. Wenn nun, wie schon beschrieben, in dem Zwischenfrequenzoszülator 6 jeweils nacheinander verschiedene Überlagerungsfrequenzen erzeugt werden, wird in den schmalbandigen Phasenvergleicherkreisen der Rechenanlage 1 jeweils nacheinander die zu der jeweiligen Überlagerungsfrequenz gehörende Trägerfrequenz erfaßt.

Γ Die Rechenanlage 1 enthält außerdem arithmetische Rechenkieise, welche zur Berechnung der jeweiligen Werte der Richtungskosinus cos S₁ bzw. cos ε₂ und des Abstandes r jeweils aus den Ausgangssignalen der drei Phasenvergleicherkreise dienen. Einzelheiten des benutzten Rechenverfahrens werden weiter unten noch erläutert.

F i g. 2 zeigt die in einem jeden Flugzeug eingebauten Bordgeräte. Ein Meßwertempfänger 8 ist jeweils auf eine bestimmte Trägerfrequenz abgestimmt, welche von dem Meßwertsender 3 ausgesandt wird. Weiterhin sind eine selbsttätige Flugzeugsteueranlage 9, nachstehend kurz »Autopilot« genannt, und ein synchronisierter Oszillator 10 vorgesehen. Der Empfänger 8 siebt aus den empfangenen Schwingungen die beiden verschiedenartigen Modulationssignale aus. Die digitalen Signale zur Darstellung der Positionskoordinaten x, y, ζ werden an den Autopiloten 9 weitergegeben. Die durch den stabilisierten Oszillator 5 erzeugte Modulationsschwingung wird in den synchronisierten Oszillator 10 eingespeist. Derselbe wird durch diese von dem Sender 3 ausgesandten Modulationssignale des Oszillators 5 mitgenommen. Die Ausgangsschwingungen des Oszillators 10 dienen zur Modulation der Trägerfrequenz des Senders 11. Die ausgesandten Wellen des Senders 11 werden von den Antennen W, E, S, N, O aufgefangen, wenn sich das betreffende Flugzeug innerhalb der Reichweite der Antennenanlage befindet. Der Empfänger 8 eines jeden Flugzeugs ist auf eine bestimmte feste Trägerfrequenz abgestimmt. Außerdem sendet jeder Flugzeugsender eine feste, das jeweilige Flugzeug kennzeichnende Trägerfrequenz aus, damit die Bodenstation zwischen den verschiedenen Flugzeugen unterscheiden kann. Vorzugsweise kann ein jeder Flugzeugempfänger und -sender auf mehrere verschiedene Trägerfrequenzen abstimmbar sein, wobei die Einstellung jeweils auf Anweisung der Bodenstation auf eine bestimmte Trägerfrequenz vorgenommen wird. In den Autopiloten werden Sollpositionskoordinaten x_0! y₀, z_Q und die Daten des gewünschten Flugweges eingegeben. Der Autopilot steuert den Kurs des Flugzeuges sowohl wenn es zur Landung ansetzt als auch wenn es die Landeanlage überfliegt. An den Autopiloten kann weiterhin ein Flugrichtungsanzeiger angeschlossen sein, welcher dem Flugzeugführer eine Überwachung ermöglicht.

Eine Flugzeug-Landeanlage nach der Erfindung arbeitet in folgender Weise:

Zunächst sollen lediglich zwei Empfangsantennen W und E betrachtet werden. Die Phasendifferenz der in den beiden Empfangsantennen W und E aufgenommenen Trägerfrequenzschwingungen sei 5>_x. Dann gilt für den Ort des betreffenden Flugzeuges an der Stelle A

WA-EA = /I₁ =

A-(P₁

2π

Fläche, welche sich dem Hyperboloid anschmiegt, wählt man die Mantelfläche eines Kegels, dessen Achse in Richtung der Grundlinie WE und dessen Spitze im Zentrum O liegt. Das Flugzeug befindet sich demnach im wesentlichen auf dieser Kegelmantelfläche. Diese Bedingung ist genau erfüllt, wenn der Abstand r des Flugzeuges unendlich groß ist. Der Kosinus des halben Öffnungswinkels E₁ der Kegelmantelfläche ergibt sich zu

wobei A die der Trägerfrequenz entsprechende Wellenlänge bedeutet. Das Flugzeug befindet sich also demnach auf einer Halbschale eines Hyperboloids, dessen Achse in Richtung der Grundlinie E W liegt und dessen Brennpunkte sich in W und E befinden. Wenn jetzt die Länge der Grundlinie WE im Vergleich zu der unteren Grenze des Meßbereiches der Anlage r_mt_n genügend klein ist, kann man die Hyperboloidfläche innerhalb der Genauigkeitsgrenzen der Landeanlage durch eine asymptotische Fläche ersetzen. Als diese asymptotische WE

2π·η

oder

cos ε-, =

wobei WE = η λ ist und wobei n eine beliebige positive reelle Zahl bedeutet. Diese Beziehung gilt, wie gesagt, wenn die Länge WE der Interferometer-Grundlinie klein im Vergleich zu dem Mindestmeßabstand r_mt_n ist. Für die Empfangsantennen S und JV kann man dieselben Überlegungen anstellen und erhält in entsprechender Weise für die Phasendifferenz Φ₂

,.,„., λΦ~

Die Grundlinien WE und SN seien gleich lang. In derselben Näherung wie oben liegt dann das Flugzeug auch in bezug auf die Grundlinie SN auf einer Kegelmantelfläche, wobei die Kegelachse in Richtung der Grundlinie SN verläuft und die Kegelspitze im Zentrum O liegt. Für den Kosinus des halben Öffnungswinkeis ε₂ dieses Kegels ergibt sich

cose₂

2π

Die beiden Kegelmantelflächen schneiden sich in einer geraden Linie, welche durch die beiden Richtungskosinus cos ε_χ und cos e₂ festgelegt ist. Der Höhenwinkel E' des Flugzeugs, unter welchem es vom Zentrum O aus in bezug auf die Grundfläche WON erscheint, und der Azimutwinkel Ä in bezug auf die Linie ON ergeben sich aus den Gleichungen

cos ε₂ = cos E' · cos A'
cos B₁ = cos E' · sin Ä

Aus diesen Gleichungen ergibt sich

A' = arctgl-

cose.

\ cos e₂

und unter Verwendung der Gleichungen (1), (2) und (3) wird

" 'Φι'

A' = arctg

2π

2π

Für den Höhenwinkel E' erhält man

E' = arc COSi]ZcOS²B₁ + cos²e₂j (5)

und unter Berücksichtigung der Gleichungen (1), (2) und (3)

E' =

arc cos

Die Größen Φ₁ und Φ_ζ sind die Phasendifferenzen zwischen den Trägerfrequenzschwingungen, welche von dem betreffenden Flugzeug mittels der Antennen W, E, S, N empfangen worden sind.

Mittels der Phasenvergleicherkreise kann man normalerweise nur die jeweiligen, von einer ganzen Zahl

abweichenden Bruchteile der Größen

bzw. ■

2π 2π

stimmen, so daß sich Mehrdeutigkeiten ergeben, wenn η größer als ¹I₂ ist. In letzterem Fall können die ganzzahligen Bestandteile nicht erfaßt werden.

Wenn η den Wert V₂ hat, ergibt eine Änderung des Winkels S₁ bzw. ε₂ jeweils um den Wert π unglücklicherweise jeweils eine Änderung des jeweiligen Phasenwinkels Φ₁ bzw. Φ₂ lediglich um den Wert 2 π. Infolgedessen können die Werte cos S₁ und cos ε₂ und folglich auch die Winkel E' und A' nur mit einer vergleichsweise kleinen Genauigkeit gemessen werden. Diese Schwierigkeit kann man jedoch mit einer in F i g. 3 dargestellten abgewandelten Ausführungsform einer Landeanlage nach der Erfindung umgehen. Daher soll zunächst angenommen werden, daß die Phasendifferenzen Φ_χ und Φ₂ in der Rechenanlage 1 genügend genau bestimmt werden können und daß mit Hilfe der Gleichungen (1) und (2) hieraus die jeweiligen Werte cos S₁ und cos ε₂ abgeleitet werden.

Eine Landeanlage nach der Erfindung ist so ausgelegt, daß jeweils gleichzeitig mehrere, beispielsweise vier Flugzeugkanäle und zwei Boden-Trägerfrequenzkanäle betrieben werden. Dabei ist einem jeden Flugzeugsender und einem jeden Frequenzkanal jeweils eine verschiedene Trägerfrequenz zugeordnet. Jeder Trägerfrequenzkanal überträgt eine ähnliche Informationsfolge zu dem Empfänger 8, dem synchronisierten Oszillator 10 und dem Sender 11 in F i g. 2. In entsprechenderweise sind den verschiedenen Flugzeugempfänger- und -trägerfrequenzkanälen verschiedene Trägerfrequenzen zugeordnet. Der Zwischenfrequenzoszillator 6 der Bodenstation gibt nacheinander eine Folge von sechs jeweils verschiedenen Überlagerungsfrequenzen ab, so daß die in den Phasenvergleichskreisen erscheinende Zwischenfrequenz jeweils nacheinander von verschiedenen Flugzeugsendern und Trägerfrequenzkanälen herrührt. Auf diese Weise gibt die Rechenanlage 1 an ihrem Ausgang nacheinander die jeweils einem Flugzeug und einem Trägerfrequenzkanal zugehörigen Werte cos S₁ und cos ε₂ ab. Ebenso gibt auch der Zwischenfrequenzoszillator 7 nacheinander eine Folge von verschiedenen Überlagerungsfrequenzen ab, so daß der Sender 3 jeweils die dem betreffenden Flugzeug und dem betreffenden Trägerfrequenzempfangskanal zugeordnete Trägerfrequenzschwingung aussendet. Die Schaltfolge der Zwischenfrequenzoszillatoren 6 und 7 beträgt jeweils unter der Steuerung des Koordinatenrechners 2 mindestens 60 Impulse pro Sekunde, so daß die gesamte Folge von Empfang, Berechnung und Sendung in der Bodenstation synchronisiert wird. Auf .diese Weise erhält man für jedes Flugzeug mindestens zehn Informationsgruppen pro Sekunde. Die Umschaltung des Oszillators 7 ist jeweils etwas verzögert gegenüber der Schaltung des Oszillators 6, damit jeweils die erforderliche Rechenzeit zur Verfügung steht. Da die Trägerfrequenz eines jeden Flugzeugsenders und Übertragungskanals sich von der Trägerfrequenz der anderen Übertragungskanäle unterscheidet, muß man zur Erreichung einer sehr großen Genauigkeit in der Rechenanlage 1 in einem jeden Fall zur Berechnung von cos S₁ und cos e₂ einen verschiedenen Wert von η benutzen. In der Praxis genügt jedoch für normale Genauigkeitsansprüche ein mittlerer Wert η zur Bestimmung der

ίο Richtungskosinus für alle erfaßten Flugzeuge.

Die Messung des Abstandes eines jeden Flugzeuges erfolgt in entsprechender Aufeinanderfolge in der folgenden Weise:
Der Einfachheit halber soll lediglich die Abstandsmessung für ein einziges Flugzeug erläutert werden. Wie bereits erwähnt, moduliert der frequenzstabilisierte Oszillator 5 die Trägerfrequenz des Senders 3. Dieses modulierte Trägerfrequenzsignal wird an dem Empfänger 8 des Flugzeuges während der jeweiligen

Übertragungszeit des Senders 3 auf der betreffenden Trägerfrequenz aufgenommen. Der Empfänger 8 siebt die Modulation aus. Die Modulationssignale dienen zur Synchronisierung eines Oszillators 10, welcher somit in Phase mit der empfangenen Modulationsschwingung schwingt. Mit der Ausgangsschwingung des Oszillators 10 wird wiederum die Trägerfrequenz des Senders 11 moduliert. Man kann bei Bedarf auch einen nicht dargestellten Phasenschieberkreis in den Übertragungsweg zwischen dem Oszillator 10 und dem Sender 11 einschalten, damit Phasenverschiebungen in den einzelnen Schaltkreisen ausgeglichen werden können.

Die Empfangsantenne O nimmt die modulierte Trägerfrequenz des Empfängers 11 auf, und während der dieser Trägerfrequenz zugeordneten Schaltstufe des Zwischenfrequenzoszillators 6 wird die zugehörige Modulationsschwingung ausgesiebt und die Phasenlage derselben mit der Ausgangsschwingung des frequenzstabilisierten Oszillators 5 verglichen. Wenn in den Schaltkreisen keine zusätzlichen Phasenverzögerungen auftreten bzw. wenn dieselben vollständig kompensiert sind, besteht zwischen der Phasendifferenz Φ₃ und dem Abstand r die folgende Beziehung

wobei X_m die der Modulationsfrequenz entsprechende Wellenlänge bedeutet. Wenn die maximale Reichweite der Flugzeug-Landeanlage nach der Erfindung kleiner als die halbe Wellenlänge l_m ist, ergeben sich in dieser Messung keinerlei Mehrdeutigkeiten. In der Rechenanlage 1 wird die Phasendifferenz und der zugehörige Wert des Abstands r ermittelt. Der Abstandswert r wird zusammen mit den Werten cos S₁ und cos ε₂ am Ausgang der Rechenanlage 1 in digitaler Form weitergegeben. Aus diesen Werten werden in dem Koordinatenrechner 2 die kartesischen Positionskoordinaten ermittelt. Es gilt:

χ = r · cos S₁ ,
y =r-cos8₂,
und

ζ = r · sin E — r · sin arc cos i]/cos²8₁ + cos²8₂jL

(10)

Die Positionskoordinaten werden dann in digitaler Form nach einem Zeitmultiplexverfahren übertragen,.

indem eine Trägerfrequenzmodulation des Senders 3 erfolgt. Der Empfänger 8 demoduliert die Empfangssignale der Trägerfrequenzschwingung und gibt die Positionskoordinaten in digitaler Form an den Autopiloten 9 weiter. Der Koordinatenrechner 2 besteht aus einem entsprechend programmierten Digitalrechner, welcher die notwendigen Berechnungen zur Ermittlung der erforderlichen Größen durchführen kann. Der Sender 3 und der Empfänger 8 können in der von digitalen Datenübertragungsanlagen bekannten Weise aufgebaut sein.

F i g. 3 zeigt das Prinzip eines umfangreicheren Antennensystems, bei welchem die Grundlinie des Antennensystems länger ist als eine halbe Wellenlänge, wo also auch die Zahl η größer als ¹J₂ ist. Die Antennen W, E an den Enden der Grundlinie WE entsprechen den in F i g. 1 dargestellten Empfangsantennen. Jeweils in gleichen Abständen vom Zentrum der Grundlinie WE sind zwei weitere Antennen w und e angeordnet. Die Basislinie WE hat eine Länge H₁ λ und die Strecke we eine Länge H₂ λ. Die Ausgangssignale aller Empfangsantennen W, E, w und e werden an eine Rechenanlage 1' weitergegeben, welche an Stelle der Rechenanlage 1 in F i g. 1 Verwendung findet. Die Taktzeitsignale der Rechenanlage 1' können dem Koordinatenrechner 2 entnommen werden. Entsprechend den obigen Gleichungen (1) und (2) gilt

WE

2π

Φ we.

2π

= H₁ · COS B₁

= H₂ * ^{C0S ε}1 ·

(11)
(12)

wobei ΦψΕ die Phasendifferenz zwischen den Empfangssignalen der Antennen W und E und Φ₁₀₆ die Phasendifferenz zwischen den Empfangssignalen der Antennen w und e bedeutet. Offensichtlich ändert sich

die Größe

schneller als die Größe

einer jeweils gleichen Änderung von cos S₁, da H₁ größer als H₂ ist. Dementsprechend ist die Genauigkeit der Anlage um so größer, je größer die Länge der Grundlinie ist. Bei der Festlegung der Länge der Grundlinie muß man jedoch einerseits zwischen den vorstehenden Überlegungen und andererseits zwischen den Überlegungen, welche im Zusammenhang mit den Gleichungen (1) und (2) im Hinblick auf deren Genauigkeitsgrenzen angestellt wurden, einen Kompromiß schließen.
Wenn n_x und H₂ größer als Y₂ sind, sind die Größen

n^ ^unc* ( 2*) *^{m au<}S^emei^nen größer als 1. Es kann jeweils nur unmittelbar der eine ganze Zahl überschreitende Bruchteil dieser Größen gemessen werden. Wenn nun

WE

2π

2π

= I₁ +

(13)

(14)

ist, worin I₁ und Z₂ jeweils eine ganze Zahl und Z^₁ und F₂ jeweils einen echten Bruch be-

zeichnen, dann folgt aus den Gleichungen (11) und (12)

(14)

und somit

+ F₁=

Die Rechenanlage 1' bestimmt aus den Phasendifferenzen der empfangenen Trägerfrequenzsignale die Größen F₁ und Z^₂. Die Werte H₁ und H₂ können für einen jeden Trägerfrequenzkanal in der Rechenanlage Γ gespeichert werden. Man kann dann mittels

^X5 eines in der Rechenanlage 1' gespeicherten Rechenprogramms die jeweils die Gleichung (14) erfüllenden Wertepaare Z₁ und Z₂ ermitteln. Danach ermöglicht die Gleichung (13) durch Einsetzen der Werte Z₁ und F₁

_ao eine Ermittlung des Wertes ). Somit erhält man den Phasenwinkel Φ₁ in Gleichung (1) genau. In entsprechender Weise kann auch die Interferometer-Grundlinie NS erweitert werden, so daß durch ent-

sprechende Rechnung auch der Wert ■—- für Gleichung (2) ermittelt werden kann. Danach können in der Rechenanlage 1' in der zuvor beschriebenen Weise die Werte cos S₁ und cos e₂ ermittelt werden.
Bei einem Ausführungsbeispiel einer Flugzeug-Landeanlage nach der Erfindung hegen die Frequenzen der verschiedenen Trägerfrequenzkanäle zwischen 5000MHz und 5250MHz. Für die Trägerfrequenz 5000 MHz ist H₁ = 25,5 und H₂ = 4,71. Die Wellenlänge λ beträgt etwa 6 cm, und der Abstand WE bzw. we beträgt 153 bzw. 28,26 cm. Die Kürze der Grundlinie WE stellt sicher, daß die Lage eines Flugzeuges bei diesen hohen Meßfrequenzen mit einer hohen Genauigkeit gemessen werden kann. Da Z^₁ und Z^₂ nur dem Betrage nach bestimmbar sind, wobei 0 < F < 1 ist, liegt Z₁ in dem Bereich —26 < Z₁ < 25 und Z₂ in dem Bereich — 5 < Z₂ < 4. Unter Berücksichtigung dieser Randwerte kann man ein einfaches Rechenprogramm für die Rechenanlage Γ aufstellen, mittels dessen sehr schnell die richtigen Werte Z₁ und Z₂ ermittelt werden können. Selbstverständlich müssen die Werte H₁ und H₂ für eine jede Trägerfrequenz genau bestimmt werden, damit bei diesem Rechenverfahren keine Mehrdeutigkeiten auftreten können.

Die Erfindung ist selbstverständlich nicht auf Einzelheiten des dargestellten Ausführungsbeispiels beschränkt. Beispielsweise kann der Koordinatenrechner 2 jeweils mit der Rechenanlage 1 bzw. der Rechenanlage 1' zu einer Einheit kombiniert werden. Das jeweilige Rechenprogramm muß für die Informationen eines jeden Trägerfrequenzkanals innerhalb der durch den Schaltzyklus der Zwischenfrequenzoszillatoren 6 bzw. 7 festgelegten Zeitdauer beendet sein. Bei Verwendung langsamer Rechner ist es daher erforderlich, einzelne Kreise des Rechners oder der Rechner mehrfach vorzusehen und im Parallelbetrieb zu betreiben. Man kann in den Koordinatenrechner 2 auch Koordinatensollwerte X₀, J₀, z₀, welche die Koordinaten des vorgeschriebenen Flugweges angeben, eingeben und die jeweiligen Lageabweichungen oder Koordinatendifferenzen (x — X₀), (j — J₀), (z — Z₀) des jeweiligen Flugzeuges bestimmen. Diese Lageabweichungsinformationen können dann in digitaler Form über den Sender 3 und den Empfänger 8 in den Autopiloten 9

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und einen nicht dargestellten Flugrichtungsanzeiger eingespeist werden.

Andererseits kann man auch die Berechnung der Winkel A' und E' nach den Gleichungen (3) und (5) bzw. nach den Gleichungen (4) und (6) in dem Koordinatenrechner 2 durchführen. Diese Winkel können dann zusammen mit dem Abstandswert r über den Sender 3 weitergegeben werden, so daß der Autopilot seine Informationen über die Lage des Flugzeuges innerhalb des Bezugssystems in Polarkoordinaten erhalten würde.

Nach einer weiteren Ausführungsform der Erfindung kann der Koordinatenrechner 2 nicht nur die Lageabweichungen des Flugzeuges in einem Bezugskoordinatensystem berechnen, sondern auch die jewei- ligen Änderungen dieser Lageabweichungen. In diesem FaE werden die Lageabweichungen und die Änderungen derselben über die Meßwertübertragungsstrecke vom Sender 3 zu dem Empfänger 8 übertragen. Der Empfänger 8 gibt dann die übertragenen Informationen an einen Zwischenrechner weiter, welcher seinerseits Steuersignale an den Autopiloten abgibt.

Claims (3)

Patentansprüche:

1. Flugzeuglandeanlage, bei welcher jeweils in den einzuweisenden Flugzeugen angeordnete antwortende Empfangs-Sende-Anlagen mit einer Bodenstation zusammenwirken, welche zwei zueinander rechtwinkelige, einander in einem Zentrum halbierende, zur Messung der Anflugrichtungswinkel der Flugzeuge dienende Interferometer-Antennensysteme, ferner eine im Zentrum angeordnete Sende-Empfangs-Einrichtung zur Rück-■ Strahlmessung des jeweiligen Abstandes zwischen Flugzeug und Zentrum auf dem Wege des Modulationsphasenvergleiches und schließlich eine Rechenanlage zur Berechnung von Positionsgrößen aus den gemessenen Winkel- und Abstandsgrößen aufweist, gekennzeichnet durch eine Einrichtung (1, 2, 6, 7), welche den Sender (3) in der Sende-Empfangs-Einrichtung (0, 3) der Bodenstation und über abstimmbare Zwischenfrequenzoszillatoren auch den Empfänger (O) in der Sende-Empfangs-Einrichtung der Bodenstation sowie die Peilempfänger der Interferometer-Antennensysteme (N, S, E, W) periodisch auf den einzelnen Empfangs-Sende-Anlagen (8,10, 11) in den Flugzeugen jeweils zugeordnete unterschiedliche Trägerfrequenzen abstimmt und welche entsprechend den errechneten Positionskoordinaten und/oder deren Abweichungen gegenüber SoEkoordinaten desjenigen Flugzeuges, auf dessen Trägerfrequenz gerade abgestimmt ist, eine zusätzliche Modulation in dem Bodensender zur Übertragung an das betreffende Flugzeug erzeugt, und ferner gekennzeichnet durch eine Einrichtung (9) in den Flugzeugen zur Auswertung dieser zusätzlichen Modulation.

2. Flugzeuglandeanlage nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung (9) in den Flugzeugen zur Auswertung der zusätzlichen Modulation eine selbsttätige Flugsteuerungsanlage ist.

3. Flugzeuglandeanlage nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß an die Einrichtung (9) in den Flugzeugen zur Auswertung der zusätzlichen Modulation Flugrichtungsanzeiger angeschlossen sind.

In Betracht gezogene Druckschriften:
Deutsche Patentschriften Nr. 872 078, 936 810;
Fernmeldetechnische Zeitschriit, 6 (1953), 8 (August), S. 389 bis 395;
IRE Transactions 1-6 (1957), 1 (März), S. 12 bis 17.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

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