DE1406587B2 - Landeanflugsystem fuer luftfahrzeuge - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Landeanflugsystem für Luftfahrzeuge mit einer Monopuls-Bordradaranlage, mittels welcher durch Abtasten von hintereinander am Boden entlang der Landebahn angeordneten Rückstrahlern die räumliche Position relativ zu den Rückstrahlern abgeleitet wird, wobei neben den Azimut- und Höhenwinkeln auch die Entfernungen des Luftfahrzeugs zu den Rückstrahlern ermittelt werden.

Es ist bekannt, mittels einer Bordradaranlage die Entfernung zwischen einem Luftfahrzeug und einer Bodenstation zu messen. Es ist auch schon ein Funk-Führungssystem für Anflug und Landung von Luftfahrzeugen bekannt, das auf einer Vielfach-Winkelmessung beruht. Hierbei wird nicht das Radarprinzip angewandt, sondern eine Einwegübertragung mittels scharf gebündelter Funkstrahlen. Für ein vollständiges Funkleitsystem werden drei enggebündelte Funkstrahlen benötigt, die von verschiedenen Punkten des Flugfeldes abgehen. Einer von ihnen schwenkt in der Horizontalen, die beiden anderen bestreichen den Flugraum in einem flachen Winkel in der Vertikalebene. Die Strahlen für Seiten- und Höhenwinkel sind in einem dreistufigen Zyklus synchronisiert. Die empfangenen Winkeldaten werden im Luftfahrzeug direkt angezeigt oder in einem Flugwegrechner ausgewertet. Die Entfernung kann aus dem Verhältnis der Höhenwinkel des vorderen und rückwärtigen Senders bestimmt werden. Auch andere Größen lassen sich aus den gemessenen Winkelwerten bordseitig errechnen.

Es ist auch schon ein Landeanflugsystem vorgeschlagen worden (deutsches Patent 1 155 344), welches eine Erleichterung der Landung von Flugzeugen bei schlechten Sichtverhältnissen mit einem Bordsichtgerät schaffen soll, auf welchem durch Lichtmarken die Landebahn perspektivisch dargestellt wird, wobei die Lichtmarken die Lage des Flugzeuges relativ zu den seitlich der Landebahn angeordneten aktiven Sendern, Antwortgebern oder Reflektoren abbilden. Nach diesem älteren Vorschlag sollen zwei getrennte Radarsysteme zur Seiten- und Höhenabtastung vorgesehen sein, die den Landebahn-Raumsektor mit je einer Maximalteilung für die Seiten- bzw. Höhenbestimmung abtasten, wobei die ermittelten Seiten- und Höhenwerte zur Steuerung einer Bildwiedergabeeinrichtung dienen. Ferner soll bei jeder Bestimmung von Seiten- und Höhenwinkel auch die Entfernung mit Hilfe einer Laufzeitmessung festgestellt werden, so daß nur Meßwerte von Seiten- und Höhenwinkel gleicher Entfernung zur Auswertung gelangen. Dieses Anfiugsystem nach dem älteren Vorschlag benötigt mehrere hintereinander angeordnete Rückstrahler längs der Landebahn.

Zum Führen von Luftfahrzeugen auf einer Abfangbahn in Richtung auf eine beabsichtigte Aufsetzstelle und auf einer Anflugleitbahn in Richtung auf einen vor der Aufsetzstelle liegenden Zielpunkt ist auch schon ein System vorgeschlagen worden (deutsches Patent 1 236 346), bei welchem mit einem Bordempfänger zwei Signale zur Bestimmung von zwei Lagekoordinaten des Luftfahrzeugs in der durch die Anflugerdbahn und die Abfangbahn gebildeten Vertikalebene empfangen werden, wobei dieser Bordempfänger auch zum Empfang eines von einem hinter der Aufsetzstelle gelegenen Sendepunkt abgesendeten Richtstrahlbündels eingerichtet ist, das ein als Funktion seines Höhenwinkels kodiertes Höhenwinkelsignal enthält, wobei eine Rechenvorrichtung zur fortlaufenden Berechnung der Abfangbahn vorgesehen ist und ein Differenzsignal erzeugt wird, das die Abweichung einer Ist-Abfangbahn von einer SoIl-Abfangbahn anzeigt.

Es ist Aufgabe der Erfindung, ausgehend von diesem Stand der Technik, ein Landeanflugsystem für Luftfahrzeuge zu schaffen, durch welches mit einfachen Mitteln unmittelbar die räumliche Position des Luftfahrzeugs abgeleitet werden kann.

Diese Aufgabe wird, ausgehend von einem Landeanflugsystem der eingangs erwähnten Art, erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß nur zwei in vorbestimmten Abständen hintereinander angeordnete Rückstrahler 17 und 18 vorgesehen sind und die räumliche Position des Luftfahrzeugs 11 aus der Entfernung rl oder rl des Luftfahrzeugs 11 zu einem der Rückstrahler 17 und 18 und dem Höhendifferenzwinkel ß_ei sowie Azimutdifferenzwinkel ßq_Z errechnet wird, die zwischen den beiden Rückstrahlern 17 und 18 und dem Luftfahrzeug 11 eingeschlossen sind. Gemäß einer Weiterbildung der Erfindung kann dabei auch noch auf einfache Weise die Soll-Abfangbahn berechnet werden, indem durch Bildung der Differenz zwischen einem als Funktion der Entfernung, z. B. rl, des Luftfahrzeugs zu einem der Rückstrahler, z. B. 18, vorgegebenen Soll-Gleitwinkel γ₀ und dem Höhendifferenzwinkel ß_ei ein Höhenabweichungssignal e_ei erhalten wird.
Mit dem erfindungsgemäßen Landeanflugsystem kann mit einer einfachen Bordradaranlage und nur zwei in vorbestimmtem Abstand längs der Landebahn angeordneten Rückstrahlern die räumliche Position des Luftfahrzeugs genau bestimmt werden. Sowohl der bodenseitige Aufwand neben der Landebahn als auch der gerätetechnische Aufwand an Bord des Luftfahrzeugs kann gegenüber den bisher üblichen Systemen dieser Art erheblich verringert werden.

Die Erfindung wird im folgenden an Hand der Zeichnungen an einem Ausführungsbeispiel näher erläutert.

F i g. 1 bis 3 veranschaulichen schematisch das Prinzip des Landeanflugsystems;

F i g. 4 bis 9 zeigen an Hand von Blockschaltbildern Einzelheiten des Systems.

Nach F i g. 1 sind zwei Rückstrahler 17 und 18 auf der Landebahn 14 auf einer Linie 15 angeordnet, die der Spur der senkrechten Landeebene des Flugzeugs entspricht. Wenn eine einwandfreie Landung durchgeführt werden soll, muß das Flugzeug 11 auf einer Gleitflugbahn 12 gehalten werden, die sich am Boden mit der Linie 15 deckt. Die Bordradaranlage des Flugzeugs 11 wird sowohl bezüglich der Entfernung als auch bezüglich des Winkels fest auf den weiter entfernten Rückstrahler 18 eingestellt. Wenn die Visierbohrung der Radarantenne auf den Rückstrahler 18 eingestellt gehalten wird, erzeugen die durch den Rückstrahler 17 erzeugten Echosignale in der Radaranlage Signale, die die Abweichung des Rückstrahlers 17 von der Visierbohrung der Antenne sowohl in der Höhenrichtung als auch in der Azimutrichtung anzeigen. Diese mit Hilfe des Rückstrahlers 17 erzeugten Azimut- und Höhen-Abweichsignale zeigen die Winkel an, welche sowohl in der Azimutebene als auch in der Höhenebene des Antennensystems zwisehen den Rückstrahlern 18 und 17 liegen.

Nach F i g. 2 wird durch die Radaranlage der Abstand r_z von dem Rückstrahler 18 bestimmt, und die Visierbohrungsachse der Radarantenne wird auf den

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Rückstrahler 18 gerichtet gehalten, so daß die Radar- Bei kleinen Gleitflugwinkeln ist die Entfernung /·„

antenne gegenüber der Bezugslinie 16 des Flugzeugs annähernd wie folgt gegeben:

unter einem Winkel?] nach unten verstellt ist. Der

Winkel zwischen dem auf der Landebahn angeordneten r₀ m r₂ — (d + d₀). (7)

Rückstrahler 17 und der Visierbohrungsachse der An- 5

tenne wird mit Hilfe der Bordradaranlage bestimmt. Setzt man Gleichung (4) und (7) in Gleichung (6) ein,

Dieser Winkel ß_ei kann bei einem Monopuls-Radar- so ergibt sich der gewünschte Winkel γ₀ wie folgt:

system in dem Monopuls-Höhenfehlerkanal bestimmt

werden. Gemäß F i g. 2 ist die Flughöhe h des Flug- _ r₂(r₂ — d)ß_ei „.

zeugs wie folgt gegeben: io d(r₂ — d — d₀)'

h = r sin ν (1) ^^er S^ewunscnte Wert von ß_ei, bei dem sich der ge-

² ' wünschte Gleitflugwinkel γ₀ ergibt, wird dann durch

Lösen von Gleichung (8) wie folgt ermittelt:
Bei Anwendung der Sinusgesetze läßt sich leicht 15

zeigen, daß der Winkely₂ mit Hilfe der folgenden ο _ d(r₂ — d— d_o)y_o

Gleichung bestimmt werden kann: r₂{r% — d)

_si_nv — ^{Τχ s}'ⁿ @^el (2) Mit Hilfe einer ähnlichen Ableitung läßt sich zeigen,

d ao daß man das Einschweben als Funktion von r₂ programmieren kann, so daß allgemein der gesamte

Bei kleinen Anflugwinkeln, bei denen sich kleine Gleitweg und das Einschweben für jedes bestimmte

Werte von ß_ei ergeben, besteht folgende Beziehung Flugzeug als eine Funktion der Entfernung program-

zwischen r_x und r₂: miert werden kann, z. B. ßei = f(r₂). Der Höhenlenk-

25 fehler e_ei läßt sich dann wie folgt ausdrücken:
T₁ 02 r₂ — d COSy₂. (3)

eei = f(rj-ß.i. (10)

Bei kleinen Anflugwinkeln ergibt sich die Flughöhe h

nach Einsetzen von Gleichung (2) und (3) in Glei- Die Einrichtung kann in Verbindung mit Lande-

chung (1) wie folgt: 30 systemen benutzt werden, bei denen nicht mit einer

programmierten Flugbahn gearbeitet wird. Die für

1 ^₀ ^r2 0*2 ~ d) ßei ,ς. ein solches System benötigten Höhen- und Höhen-

⁼ d ' änderungsinformationen lassen sich leicht aus den

Ausgangssignalen der Radaranlage für ß_ei gewinnen.

Gleichung (4) läßt sich bei der Berechnung der 35 Bei einem solchen System wird natürlich ß_ei nicht als seitlichen Versetzung des Flugzeugs gegenüber der Funktion der Entfernung programmiert.
Landebahn verwenden, wobei die Azimutfehler ß_qz an Die beiden Rückstrahler 17 und 18 können z. B.

die Stelle des Höhenfehlers tritt. Die seitliche Ver- Baken sein, die Antwortsignale erzeugen, wenn sie Setzung y des Flugzeugs ist wie folgt gegeben: durch die Radarsignale betätigt werden. Die Sende-

40 frequenz der Baken, auf welche der Radarempfänger ^r2 (?z — d) ßaz abgestimmt ist, kann sich von der Radarsendefrequenz

y = -j ■ (5) unterscheiden, so daß während der Landung nur die

Bakensignale und keine Radarechos empfangen werden. Ferner können auch Reflektoren oder modulierte

Die Ausgangssignale ß_ei und ß_gz werden der Bord- 45 Reflektoren verwendet werden. Die beiden Rückradaranlage entnommen. strahler sollen in einem ausreichenden Abstand von-Die Flughöhe h und die seitliche Versetzung y wer- einander angeordnet sein, damit ein genügend großer den in den Gleichungen für die Führung des Flugzeugs Höhenwinkel zwischen ihnen entsteht. In den meisten nicht direkt verwendet, denn die Berechnung läßt sich Fällen dürfte ein Abstand von etwa 1800 m genügen, bei einer gleichzeitigen Verbesserung der Lenkungs- 50 Nach F i g. 4 wird durch die Bordradaranlage 21 Stabilität vereinfachen, wenn man andere damit in ein der Azimutabweichung ß_qz des Rückstrahlers 17 Beziehung stehende Signale benutzt. In der Azimut- gegenüber der Visierbohrung entsprechendes Signal richtung werden die den Winkel ß_gz anzeigenden und ein der Entfernung r₂ von dem Rückstrahler 18 Signale direkt für die Führung des Flugzeugs ver- entsprechendes Signal einer Bordrechenvorrichtung 20 wendet, denn wenn diese Signale auf Null gebracht 55 zugeführt.

werden, ist die seitliche Versetzung gegenüber der Der Bordrechenvorrichtung 20 wird ferner noch

Landebahn gleich Null, d. h., der richtige Kurs für die das Signal ß_ei zugeführt. Sie verwertet diese Signale und Landung ist festgelegt. weiter unten erläuterte Ergänzungssignale zu Azimutin F i g. 3 ist die Ableitung der Höhenführungs- und Höhen-Steuersignalen aus, die dem Steuersignale während des Gleitflugs und des Einschwebens 60 gerät 29 zugeführt werden. Das Ausgangssignal des dargestellt. Der gewünschte Gleitflugwinkel y₀ ist eine Steuergeräts 29 dient zur Steuerung der Ruder 19 des Funktion der Eigenschaften des Flugzeugs. Die funk- Flugzeugs. Bei dem Steuergerät 29 kann es sich um tionelle Programmierung von ßei, die zu der gewünsch- ein geeignetes Anzeigegerät handeln, mittels dessen der tr η Neigung der Gleitflugbahn führt, wobei das Flug- Pilot das Flugzeug so fliegen kann, daß die Fehler- :euj theoretisch im Sollabstand d₀ von dem ersten 65 signale auf Null gebracht werden, oder man kann Rickstrahler aufsetzen würde, wird wie folgt abge- einen Autopiloten vorsehen, durch den das Flugzeug leitet: automatisch so geflogen wird, daß die Fehlersignale

sin y₀ = h/r₀. (6) auf Null gehalten werden.

Bei dem bevorzugten Ausführungsbeispiel nach F i g. 5 wird ein Monopuls-Radarempfänger verwendet, dessen Radarantenne 30 bezüglich des Azimuts und der Höhe auf den Rückstrahler 18 gerichtet ist. Die von der Radarantenne 30 empfangenen Signale werden in einer Mikrowellenbrücke 31 in bekannter Weise in Summensignale, Höhenfehlersignale und Azimutfehlersignale zerlegt. Diese Signale werden dem Monopuls-Summenkanal 33 bzw. dem Monopuls-Höhenfehlerkanal 34 bzw. dem Monopuls-Azimutfehlerkanal 35 zugeführt.

Der Monopuls-Summenkanal 33 gibt ein optisches Signal ab, wobei der Zeitpunkt des Erscheinens dieses Signals nach dem ausgesandten Impuls die Entfernung von dem Rückstrahler 18 anzeigt. Dieses optische Entfernungssignal wird der Entfernungs-Verfolgungsstufe 38 zugeführt, die, wie weiter unten an Hand von F i g. 6 und 7 erläutert, ein analoges Gleichstromsignal entsprechend der Entfernung des Rückstrahlers 18 und ein Entfernungs-Sperrensignal entsprechend der Entfernung des Rückstrahlers erzeugt. Ein der Entfernung des Rückstrahlers 18 entsprechendes Entfernungs-Sperrensignal wird dadurch erzeugt, daß man das die Entfernung des Rückstrahlers anzeigende Entfernungs-Sperrensignal durch eine Verzögerungsleitung 40 leitet. Die Entfernungs-Sperrensignale für die beiden Rückstrahler werden sowohl dem Monopuls-Höhenfehlerkanal 34 als auch dem Monopuls-Azimutfehlerkanal 35 zugeführt.

Der ßei zugeordnete Programmgenerator 25 erzeugt ein Ausgangssignal entsprechend dem gewünschten ß_ei als Funktion der Entfernung r₂ von dem Rückstrahler 18. Ein der Entfernung r₂ entsprechendes Signal wird dem Programmgenerator 25 von der Entfernungs-Verfolgungsstufe 38 aus zugeführt. Dieses dem gewünschten ßei entsprechende Signal wird dem Monopuls-Höhenfehlerkanal 34 zugeführt, wo das tatsächliche Signal für ß_ei von diesem Signal abgezogen und ein resultierendes Höhenfehlersignal e_ei erzeugt wird, welches dem Rechner 22 von dem Höhenfehlerkanal 34 aus zugeführt wird. Weitere Einzelheiten des Rechners 22 werden weiter unten an Hand von F i g. 8 und 9 besprochen.

Gemäß Gleichung (9) kann man den gewünschten Gleitwinkel γ₀ in eine direkte Beziehung zu dem Winkel ß_ei setzen. Der Programmgenerator 25 muß entsprechend den besonderen Eigenschaften des betreffenden Flugzeugs konstruiert sein. Im Hinblick auf die bezüglich des genauen Abstandes zwischen den Rückstrahlern 17 und 18 zur Verfügung stehenden Informationen ist leicht zu erkennen, daß der am Ort des Flugzeugs von den zu diesen Rückstrahlern verlaufenden Linien eingeschlossene Winkel eine hinreichende Information liefert, mittels deren der Gleitweg als Funktion der Entfernung von einem der Rückstrahler programmiert werden kann. Bei dem Programmgenerator 25 kann es sich um einen beliebigen Funktionsgenerator von bekannter Konstruktion handeln.

Signale, die jede Azimut- und Höhenabweichung der Visierbohrung der Radarantenne von dem Rückstrahler 18 anzeigen, werden den Nachführ-Servoeinrichtungen 45 über den Monopuls-Azimutfehlerkanal 35 bzw. den Monopuls-Höhenfehlerkanal 34 zugeführt. In den Nachführ-Servoeinrichtungen 45 werden Steuersignale erzeugt, um die Visierbohrung der Antenne auf den Rückstrahler 18 ausgerichtet zu halten. Diese Signale dienen dazu, die Radarantenne 30 so zu steuern, daß sie auf den Rückstrahler 18 bezüglich der Azimutrichtung und der Höhenrichtung gerichtet bleibt. Dies geschieht unter Anwendung bekannter Verfahren.

In F i g. 6 sind weitere Einzelheiten einer möglichen Ausbildungsform der Anordnung nach F i g. 5 dargestellt. Die Ausgangssignale der Summenkanal-Zwischenfrequenzverstärker 50 werden der Multiplikationsstufe 51 zugeführt, wo sie mit dem Ausgangssignal des Programmgenerators 25 für ß_ei multipliziert

ίο werden. Das Ausgangssignal der Multiplikationsstufe 51 gelangt zu einer Summiereinrichtung 52, wo das Höhenfehlersignal aus den Höhensignal-Zwischenfrequenzverstärker 55 von diesem Signal abgezogen wird. Das Ausgangssignal der Summiereinrichtung 52 wird einem Verstärker 57 zugeführt, woraufhin das Ausgangssignal zu einem Phasendetektor 59 gelangt.

In der Stufe 60 zur Regelung des Verstärkungsgrades, die auf das Ausgangssignal des Summen-Zwischenverstärkers 50 nach seiner Verstärkung durch den Verstärker 62 anspricht, werden Augenblicksignale für die Regelung des Verstärkungsgrades erzeugt, die dazu dienen, den Verstärkungsgrad der Verstärker 57, 62 und 70 zu regeln, damit Schwankungen des Ausgangssignals bei Schwankungen der Summensignalamplitude vermieden werden. Hierbei handelt es sich der Wirkung nach um eine Teilung E_s, die für die Erzeugung des Höhenfehlersignals ß_ei erforderlich ist, das gleich EdJE₅ ist, wobei Ea das Ausgangssignal des Höhensignal-Zwischenfrequenzkanals ist. Die Einrichtung zum Regeln des Verstärkungsgrades im Empfänger kann dadurch gesteuert werden, daß man Zeitsteuerimpulse r_x und r₂ ableitet, so daß man gegebenenfalls mit einer langsamen Regelung des Verstärkungsgrades arbeiten kann. In diesem Falle wird die Multiplikationsstufe nicht verwendet.

Der Phasendetektor 59 verwendet als Bezugssignal das im Verstärker 62 verstärkte Ausgangssignal des Summen-Zwischenfrequenzverstärkers 50. Das Ausgangssignal des Phasendetektors 59 ist ein allen Höhenfehlersignalen entsprechendes optisches Signal. Dieses entspricht f(r₂) — ß_ei, und dieses Signal ist gleich Sei, d. h. gleich dem Höhenfehlersignal, das berichtigt werden muß, um eine Übereinstimmung zwischen dem Sollwert von ß_ei und dem tatsächlich gemessenen Wert von ß_ei zu erzielen.

Das Ausgangssignal des Phasendetektors 59 wird gleichzeitig den gesteuerten Detektoren 65 und 66 zugeführt, bei denen es sich um synchronisierte Detektoren handelt, die so gesteuert werden, daß sie optische Signale einem Speicherelement nur beim Vorhandensein eines Steuersignals zuführen. Diese Detektoren ermöglichen einen synchronisierten Nachweis lediglich der gewünschten Signale unter Ausscheidung anderer Signale aus dem Ausgangssignal.

Der gesteuerte Detektor 65 wird mit dem Entfernungssteuersignal Γχ synchronisiert, das in einem der Entfernung des Rückstrahlers 17 entsprechenden Zeitpunkt erscheint; dies gilt somit für den weniger weit entfernten Rückstrahler, auf welchen die Radarantenne nicht gerichtet ist. Dieser Detektor wird daher mit Signalen synchronisiert, die das Eintreffen der optischen Fehlersignale vom Rückstrahler 17 anzeigen. Das Ausgangssignal des gesteuerten Detektors 65, das gleich f(r₂) — ßei bzw. gleich s_ei ist, wird dem Rechner 22 zugeführt.

Der gesteuerte Detektor 66 wird mit dem Entfernungssteuersignal r₂ synchronisiert, das in einem der Entfernung des Rückstrahlers 18 entsprechenden Zeit-

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punkt eintritt, wobei die Radarantenne fest auf diesen Hilfe einer Verzögerungsleitung um den gewünschten

Rückstrahler eingestellt ist. Das dem Detektor 66 Betrag verzögert wird.

vom Phasendetektor 59 aus zugeführte Eingangssignal Das der Entfernung r₂ entsprechende Ausgangsumfaßt das auf den Rückstrahler 18 zurückzuführende signal der Entfernungsverfolgungsstufe 38 wird dem Höhenfehlersignal. Das Ausgangssignal dieses ge- 5 Rechner 22 zugeführt, der außerdem Höhenkompensteuerten Detektors repräsentiert daher die Höhen- sationssignale und Azimutkompensationssignale sowie Steuersignale, die erforderlich sind, um die Radar- das Azimutfehlersignal ß_az und das Höhenfehlersignal antenne auf den Rückstrahler 18 ausgerichtet zu halten. s_ei empfängt. Das Ausgangssignal des Rechners 22 Diese Signale werden einer hier nicht gezeigten Höhen- wird dem Steuergerät 29 zugeführt.
nachführungs-Servoeinrichtung zum Steuern der Ra- io Nach F i g. 7 wird das optisch nachgewiesene darantenne zugeführt. Summensignal E_s aus dem optischen Detektor 90

Das Ausgangssignal des Azimut-Zwischenfrequenz- einem elektronischen Fehlergenerator 95 zugeführt,

Verstärkers 80 gelangt zu dem Verstärker 70 und dann wo ein bipolares Signal E_s zum Zwecke der Fehler-

zum Phasendetektor 82, wo seine Phase im Vergleich bestimmung erzeugt wird. Der elektronische Fehler-

zu dem im Verstärker 62 verstärkten Ausgangssignal 15 generator 95 empfängt ferner ein Rechteck-Entfer-

des Summen-Zwischenfrequenzverstärkers 50 ermittelt nungssteuersignal, das gegenüber dem Triggersignal

wird. Das Ausgangssignal des Phasendetektors 82 ist entsprechend der Entfernung des Rückstrahlers 18

ein optisches Signal, das die Azimutabweichung der verzögert ist.

Rückstrahler 17 und 18 von der Visierbohrung der In dem elektronischen Fehlergenerator 95 wird eine

Radarantenne anzeigt. Das Ausgangssignal des Pha- 20 Gleichspannung erzeugt, die dem Zeitunterschied des

sendetektors 82 wird durch die gesteuerten Detek- Eintreffens des optischen Summensignals E₅ und des

toren 85 und 86 in auf die Rückstrahler 18 und 17 zu- Entfernungssteuersignals r_% entspricht. Dieses Gleich-

rückzuführende getrennte Azimutfehlersignale zerlegt. Spannungssignal, das die Korrektur repräsentiert,

Der Detektor 85 wird mit dem Entfernungssteuer- welche bezüglich der Zeit des Eintreffen; des Ent-

signal r₂ synchronisiert, während der Detektor 86 mit 25 fernungssteuersignals bewirkt werden muß, um eine

dem Entfernungssteuersignal r_x synchronisiert wird, Übereinstimmung zwischen dem Entfernungssteuer-

wobei diese Steuersignale in Zeitpunkten erscheinen, signal und dem Rückstrahler zu erreichen, wird den

die der Entfernung der Rückstrahler 18 bzw. 17 ent- Integratorschaltungen 78 zugeführt. In diesen Integra-

sprechen. torschaltungen wird das Signal bei stabilisierter Vorder-

Das Ausgangssignal des gesteuerten Detektors 85 30 flanke doppelt integriert und mit der Spannung an dem

zeigt jede Azimutabweichung des Rückstrahlers 18 Potentiometerzweig 100 summiert, um eine Spannung

gegenüber der Visierbohrung der Radarantenne an. zu erzeugen, welche die Entfernung r₂ des Rück-

Dieses Signal wird der Azimut-Nachführungsservo- Strahlers anzeigt.

einrichtung zugeführt, wo es dazu dient, die Visier- Zwischen den Enden des Potentiometers 100 liegt bohrung der Antenne auf den Rückstrahler 18 ausge- 35 eine Bezugsgleichspannungsquelle 102. Der Schleifrichtet zu halten. Das Ausgangssignal des gesteuerten arm des Potentiometers 100 kann mit Hilfe eines Detektors 86 zeigt jede Azimutabweichung des Rück- Drehknopfes 105 verstellt werden. Wenn der Bestrahlers 17 gegenüber der Visierbohrung der Radar- nutzer der Einrichtung eine automatische Zielverfolantenne an. Dieses das Azimutfehlersignal ß_qz reprä- gung einleiten will, dreht er den Knopf 105 so, daß sentierende Signal wird dem Rechengerät 22 züge- 40 auf dem Radarschirm eine Überlappung zwischen dem führt, wo es zur Erzeugung der Azimutsteuersignale Entfernungssteuersignal und den zu verfolgenden dient. Zielsignalen stattfindet. Hierdurch wird die Gleich-

Das Ausgangssignal des Verstärkers 62, bei dem es zeitigkeit des Eintreffens der Zielsignale und des Entsich um das Signal aus dem Summen-Zwischenfre- fernungssteuersignals angezeigt,
quenzkanal handelt, wird dem optischen Detektor 90 45 Das Gleichgangssignal der Integratorschaltung 78 zugeführt, wo es optisch angezeigt und dann der wird einem Zeitmodulator 110 zugeführt, der auch Entfernungsverfolgungsstufe 38 zugeführt wird, welch ein Vortriggersignal empfängt, das, wie schon erwähnt, letztere außerdem als Eingangssignale ein Trigger- früher erzeugt wird als das normale Triggersignal für signal für das System, ein Vortrigggersignal und das die Radaranlage, und zwar entsprechend dem Entoptische Signal E_s aus dem optischen Detektor 90 5° fernungsunterschied zwischen den beiden Rückstrahzugeführt werden. Die Entfernungsverfolgungsstufe 38 lern. Der Zeitmodulator 110 erzeugt einen Ausgangserzeugt als Ausgangssignale ein die Entfernung des impuls, der gegenüber dem Vortriggersignal entRückstrahlers 17 anzeigendes Entfernungssteuer- sprechend der ihm aus den Integratorschaltungen 78 signal r_t und ein die Entfernung des Rückstrahlers 18 zugeführten Entfernungs-Spannungssignal verzögert anzeigendes Gleichstromsignal. 55 ist. Der Zeitmodulator 110 umfaßt einen Kippspan-

Das der Entfernungsverfolgungsstufe 38 zugeführte nungsgenerator, der durch das Vortriggersignal ge-Vortriggersignal wird entsprechend dem Abstand triggert wird, sowie einen Koinzidenzdetektor, der zwischen den Rückstrahlern 17 und 18 in einem be- immer dann einen Ausgangsimpuls erzeugt, wenn die stimmten Zeitpunkt vor dem Triggersignal für das durch den Kippspannungsgenerator erzeugte Kipp-System zugeführt. Dieses Zeitintervall entspricht dem 60 spannung bezüglich ihrer Größe der von den Inte-Unterschied zwischen den Zeitspannen, welche eine grationsschaltungen 78 aus zugeführten, die Entfer-Hochfrequenzwelle benötigt, um zwischen der Radar- nung repräsentierenden Spannung übereinstimmt, antenne und dem Rüchstrahler 17 bzw. dem Rück- Das Ausgangssignal des Zeitmodulators 110 ist ein strahler 18 einmal hin- und herzulaufen. Das Vor- Entfernungssteuersignal r_x, das gegenüber dem Triggertriggersignal kann als Ausgangssignal einer Impuls- 65 signal für das System mit einer der Entfernung des generatorschaltung erzeugt werden, wobei das Trigger- Rückstrahlers 17 entsprechenden Verzögerung erzeugt signal für das System aus diesem Vortriggersignal wird. Das Entfernungssteuersignal T₁ wird einer Verdadurch abgeleitet wird, daß das Vortriggersignal mit zögerungsleitung 112 zugeführt, wo eine geeignete

Verzögerung bewirkt wird, um das Entfernungssteuersignal r₂ zu erzeugen, welches der Entfernung des Rückstrahlers 18 entspricht, an dem sich das System verankert hat.

F i g. 8 zeigt als Blockdiagramm den Höhenkanal 5 des Rechners, der in Verbindung mit der beschriebenen Einrichtung verwendet werden kann. Die Höhenfehlersignale s_ei werden einem Modulator 115 zugeführt, wo sie einer Trägerwelle aufgedrückt werden. Von dem Modulator 115 aus werden die modulierten Signale einem Regler 117 für den Verstärkungsgrad zugeführt, wo die Amplituden der Signale als Funktion des Abstandes r, von dem Rückstrahler 18 geregelt werden. Die Regelstufe 117 kann ein servogesteuertes Potentiometer umfassen, dessen verstellbarer Kontakt in Abhängigkeit von der Amplitude des Eingangssignals für die Entfernung gesteuert wird, oder sie kann einen elektronischen Verstärker umfassen, dessen Verstärkungsgrad entsprechend dem Eingangssignal für die Entfernung variiert wird. Eine Regelung des Verstärkungsgrades ist erforderlich, um starke Schwankungen der effektiven Verstärkungsgrade im Vergleich zur Bewegung des Flugzeugs beim Ausgangssignal des Radargeräts während des Anflugs zu kompensieren; diese Notwendigkeit ist auf die geometrischen Verhältnisse während des Anflugs und die polare Natur der Radarmessungen zurückzuführen. Das Ausgangssignal der Verstärkungsregelstufe 117 wird in einem Verstärker 118 auf geeignete Weise verstärkt und dann einem Summierungsverstärker 120 zugeführt.

Ferner werden Signale zur Steigerung der Stabilität verwendet, und zwar in Form von Signalen für die Geschwindigkeit der Bewegung des Flugzeugs um die Querachse sowie für die Stellung des Steuerknüppels. Die für die Querachse geltenden Signale werden dem Demodulator 122 und dann einer Formungsstufe 124 zugeführt, wo sie auf geeignete Weise mit Hilfe bekannter Verfahren geformt und schließlich in einem Modulator 125 einer Trägerwelle aufgedrückt werden, um dann zu dem Summierungsverstärker 120 zu gelangen.

Die Signale für die Stellung des Steuerknüppels werden auf ähnliche Weise in einer Formungsstufe 127 geformt, in einem Modulator 128 einer Trägerwelle aufgedrückt und dann dem Summierungsverstärker 120 zugeführt.

Die Höhenfehlersignale und die diesen zugeordneten Signale zur Steigerung der Stabilität werden in dem Summierungsverstärker 120 summiert und einem Demodulator 130 zugeführt, wo die Hüllkurve der Modulierung aus dem Signal abgeleitet wird. Das Ausgangssignal des Demodulators 130 ist ein Steuersignal, das benutzt werden kann, um das Flugzeug bei der Landung in der senkrechten Richtung zu steuern. Dieses Signal kann mit Hilfe eines Schalters 135 entweder einem optischen Anzeigegerät 140 oder einem Autopiloten 141 zugeführt werden. Auf dem Schirm des Anzeigegeräts 140 erscheint ein Fehlerpunkt, und der Pilot steuert das Flugzeug so, daß dieser Fehlerpunkt in der Mitte des Anzeigeschirms gehalten wird. Wenn man das Signal dem Autopiloten 141 zuführt, steuert dieser das Flugzeug automatisch derart, daß das Höhenfehlersignal auf Null gebracht wird.

In F i g. 9 ist als Blockdiagramm der Azimutkanal des Rechners dargestellt. Die Azimutfehlersignale ß_az werden einem Modulator 145 zugeführt, wo sie einer Trägerwelle aufgedrückt werden, um dann zu einem Verstärkungsregler 147 zu gelangen, wo der Verstärkungsgrad als Funktion der Entfernung r₂ ähnlich wie bei dem Höhensignalkanal geändert wird. Die Ausgangssignale des Verstärkungsreglers 147 werden in einem Verstärker 148 verstärkt und dann einem Summierungsverstärker 159 zugeführt. Zur Erhöhung der Stabilität in der Azimutrichtung dienende Signale des Systems für die Wendegeschwindigkeit und die Rollgeschwindigkeit werden in einem Verstärker 152 verstärkt und dann einem Demodulator 153 zugeführt, mittels dessen die Hüllkurve abgeleitet wird. Das Ausgangssignal des Demodulators 153 wird in einer Formungsstufe 155 geformt und dann in einem Modulator 157 einer Trägerwelle aufgedrückt. Zur Erhöhung der Stabilität dienende Signale entsprechend der Stellung des Seitenruders und der Stellung des Querruders werden in der Formungsstufe 159 bzw. der Formungsstufe 160 geformt und dann in einem zugehörigen Modulator 162 bzw. 163 Trägerwellen aufgedrückt.

Alle Signale zur Erhöhung der Stabilität in der Azimutrichtung werden in einem Summierungsverstärker 150 mit dem Azimutfehlersignal summiert. Das summierte Ausgangssignal des Verstärkers 150 wird in einem Demodulator 165 demoduliert. Das Ausgangssignal des Demodulators 165, das die Steuersignale repräsentiert, welche erforderlich sind, um das Flugzeug in der Azimutrichtung zu führen, können alternativ entweder einem optischen Anzeigegerät 140 oder einem Autopiloten 141 über einen Schalter 170 zugeführt werden. Bei der Handsteuerung des Flugzeugs wird das Ausgangssignal des Demodulators 165 dem optischen Anzeigegerät 140 zugeführt, und der Pilot steuert das Flugzeug so, daß der Anzeigepunkt in der Mitte des Anzeigeschirms gehalten wird; bei automatischer Steuerung wird das Ausgangssignal des Demodulators 165 über den Schalter 170 dem Autopiloten 141 zugeführt, der dann die automatische Steuerung des Flugzeugs übernimmt.

Claims (2)

Patentansprüche:

1. Landeanflugsystem für Luftfahrzeuge mit einer Monopuls-Bordradaranlage, mittels welcher durch Abtasten von hintereinander am Boden entlang der Landebahn angeordneten Rückstrahlern die räumliche Position relativ zu den Rückstrahlern abgeleitet wird, wobei neben den Azimut- und Höhenwinkeln auch die Entfernungen des Luftfahrzeugs zu den Rückstrahlern ermittelt werden, dadurch gekennzeichnet, daß nur zwei in vorbestimmten Abständen hintereinander angeordnete Rückstrahler (17 und 18) vorgesehen sind und die räumliche Position des Luftfahrzeugs (11) aus der Entfernung (rl oder rl) des Luftfahrzeugs (11) zu einem der Rückstrahler (17 oder 18) und dem Höhendifferenzwinkel (ßei) sowie Azimutdifferenzwinkel (ßqz) errechnet wird, die zwischen den beiden Rückstrahlern (17 und 18) und dem Luftfahrzeug (11) eingeschlossen sind.

2. Landeanflugsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß durch Bildung der Differenz zwischen einem als Funktion der Entfernung (z. B. rl) des Luftfahrzeugs zu einem der Rückstrahler (z. B. 18) vorgegebenen Sollgleitwinkel (y₀) und dem Höhendifferenzwinkel (ß_ct) ein Höhenabweichungssignal {e_ei) erhalten wird.

Hierzu 2 Blatt Zeichnungen