DE1406587C - Landeanflugsystern für Luftfahrzeuge - Google Patents

Description

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Die Erfindung bezieht sich auf ein Landeanflug- enthält, wobei eine Rechenvorrichtung zur fort-

system für Luftfahrzeuge mit einer Monopuls-Bord- laufenden Berechnung der Abfangbahn vorgesehen

radaranlage, mittels welcher durch Abtasten von ist und ein Differenzsignal erzeugt wird, das die

hintereinander am Boden entlang der Landebahn Abweichung einer Ist-Abfangbahn von einer Sollangeordneten Rückstrahlern die räumliche Position 5 Abfangbahn anzeigt.

relativ zu den Rückstrahlern abgeleitet wird, wobei Es ist Aufgabe der Erfindung, ausgehend von diesem

neben den Azimut- und Höhenwinkeln auch die Ent- Stand der Technik, ein Landeanflugsystem für Luft-

fernungen des Luftfahrzeugs zu den Rückstrahlern fahrzeuge zu schaffen, durch welches mit einfachen

ermittelt werden. Mitteln unmittelbar die räumliche Position des Luft-

Es ist bekannt, mittels einer Bordradaranlage die io fahrzeuge abgeleitet werden kann.
Entfernung zwischen einem Luftfahrzeug und einer Diese Aufgabe wird, ausgehend von einem Lande-Bodenstation zu messen. Es ist auch schon ein Funk- anflugsystem der eingangs erwähnten Art, erfindungs-Führungssystem für Anflug und Landung von Luft- gemäß dadurch gelöst, daß nur zwei in vorbestimmten fahrzeugen bekannt, das auf einer Vielfach-Winkel- Abständen hintereinander angeordnete Rückstrahler 17 messung beruht. Hierbei wird nicht das Radarprinzip 15 und 18 vorgesehen sind und die räumliche Position des angewandt, sondern eine Einwegübertragung mittels Luftfahrzeugs 11 aus der Entfernung rl oder rl des scharf gebündelter Funkstrahlen. Für ein vollstän- Luftfahrzeugs 11 zu einem der Rückstrahler 17 und 18 diges Funkleitsystem werden drei enggebündelte und dem HöKendiffererizwinkel ß_ei sowie Azimut-Funkstrahlen benötigt, die von verschiedenen Punkten differenzwinke] ß_qz errechnet wird, die zwischen den des Flugfeldes abgehen. Einer von ihnen schwenkt in 20 beiden Rückstrahlern 17 und 18 und dem Luftfahrder Horizontalen, die beiden anderen bestreichen den zeug 11 eingeschlossen sind. Gemäß einer Weiterbil-Flugraum in einem flachen Winkel in der Vertikal- dung der Erfindung kann dabei auch noch auf einfache ebene. Die Strahlen für Seiten- und Höhenwinkel sind Weise die Soll-Abfangbahn berechnet werden, indem in einem dreistufigen Zyklus synchronisiert. Die durch Bildung der Differenz zwischen einem als Funkempfangenen Winkeldaten werden im Luftfahrzeug 25 tion der Entfernung, z. B. r2, des Luftfahrzeugs zu direkt angezeigt oder in einem Flugwegrechner aus- einem der Rückstrahler, z. B. 18, vorgegebenen SoIlgewertet. Die Entfernung kann aus dem Verhältnis Gleitwinkel γ₀ und dem Höhendifferenzwinkel ß_ei ein der Höhenwinkel des vorderen und rückwärtigen Höhenabweichungssignal z_ti erhalten wird.
Senders bestimmt werden. Auch andere Größen lassen Mit dem erfindungsgemäßen Landeanflugsystem sich aus den gemessenen Winkelwerten bordseitig 30 kann mit einer einfachen Bordradaranlage und nur errechnen. zwei in vorbestimmtem Abstand längs der Landebahn

Es ist auch schon ein Landeanfiugsystem vorge- angeordneten Rückstrahlern die räumliche Position des schlagen worden (deutsches Patent 1 155 344), welches Luftfahrzeugs genau bestimmt werden. Sowohl der eine Erleichterung der Landung von Flugzeugen bei bodenseitige Aufwand neben der Landebahn als auch schlechten Sichtverhältnissen mit einem Bordsicht- 35 der gerätetechnische Aufwand an Bord des Luftfahrgerät schaffen soll, auf welchem durch Lichtmarken zeugs kann gegenüber den bisher üblichen Systemen die Landebahn perspektivisch dargestellt wird, wobei dieser Art erheblich verringert werden,
die Lichtmarken die Lage des Flugzeuges relativ zu Die Erfindung wird im folgenden an Hand der den seitlich der Landebahn angeordneten aktiven Zeichnungen an einem Ausführungsbeispiel näher Sendern, Antwortgebern oder Reflektoren abbilden. 40 erläutert.

Nach diesem älteren Vorschlag sollen zwei getrennte F i g. 1 bis 3 veranschaulichen schematisch das Prin-

Radarsysteme zur Seiten- und Höhenabtastung vor- zip des Landeanflugsystems;

gesehen sein, die den Landebahn-Raumsektor mit je F i g. 4 bis 9 zeigen an Hand von Blockschaltbildern

einer Maximalteilung für die Seiten- bzw. Höhen- Einzelheiten des Systems.

bestimmung abtasten, wobei die ermittelten Seiten- 45 Nach F i g. 1 sind zwei Rückstrahler 17 und 18 auf und Höhenwerte zur Steuerung einer Bildwiedergabe- der Landebahn 14 auf einer Linie 15 angeordnet, die einrichtung dienen. Ferner soll bei jeder Bestimmung der Spur der senkrechten Landeebene des Flugzeugs von Seiten- und Höhenwinkel auch die Entfernung entspricht. Wenn eine einwandfreie Landung durchgemit Hilfe einer Laufzeitmessung festgestellt werden, führt werden soll, muß das Flugzeug 11 auf einer so daß nur Meßwerte von Seiten- und Höhenwinkel 50 Gleitflugbahn 12 gehalten werden, die sich am Boden gleicher Entfernung zur Auswertung gelangen. Dieses mit der Linie 15 deckt. Die Bordradaranlage des Anflugsystem nach dem älteren Vorschlag benötigt Flugzeugs 11 wird sowohl bezüglich der Entfernung mehrere hintereinander angeordnete Rückstrahler als auch bezüglich des Winkels fest auf den weiter längs der Landebahn. entfernten Rückstrahler 18 eingestellt. Wenn die Zum Führen von Luftfahrzeugen auf einer Abfang- 55 Visierbohrung der Radarantenne auf den Rückstrahbahn in Richtung auf eine beabsichtigte Aufsetzstelle ler 18 eingestellt gehalten wird, erzeugen die durch den und auf einer Anflugleitbahn in Richtung auf einen Rückstrahler 17 erzeugten Echosignale in der Radarvor der Aufsetzstelle liegenden Zielpunkt ist auch anlage Signale, die die Abweichung des Rückstrahschon ein System vorgeschlagen worden (deutsches lers 17 von der Visierbohrung der Antenne sowohl in Patent 1 236 346), bei welchem mit einem Bordempfän- 60 der Höhenrichtung als auch in der Azimutrichtung ger zwei Signale zur Bestimmung von zwei Lage- anzeigen. Diese mit Hilfe des Rückstrahlers 17 erzeugkoordinaten des Luftfahrzeugs in der durch die An- ten Azimut- und Höhen-Abweichsignale zeigen die flugerdbahn und die Abfangbahn gebildeten Vertikal- Winkel an, welche sowohl in der Azimutebene als ebene empfangen werden, wobei dieser Bordempfänger auch in der Höhenebene des Antennensystems zwiauch zum Empfang eines von einem hinter der Auf- 65 sehen den Rückstrahlern 18 und 17 liegen,
setzstclle gelegenen Sendepunkt abgesendeten Rieht- Nach F i g. 2 wird durch die Radaranlage der Abstrahlbündels eingerichtet ist, das ein als Funktion stand r₂ von dem Rückstrahler 18 bestimmt, und die seines Hölienwinkels kodiertes Höhenwinkelsignal Visierbohrungsachse der Radarantenne wird auf den

Rückstrahler 18 gerichtet gehalten, so daß die Radarantenne gegenüber der Bezugslinie 16 des Flugzeugs unter einem Winkel η nach unten verstellt ist. Der Winkel zwischen dem auf der Landebahn angeordneten Rückstrahler 17 und der Visierbohrungsachse der Antenne wird mit Hilfe der Bordradaranlage bestimmt. Dieser Winkel ß_ei kann bei einem Monopuls-Radarsystem in dem Monopuls-Höhenfehlerkanal bestimmt werden. Gemäß F i g. 2 ist die Flughöhe h des Flugzeugs wie folgt gegeben:

Bei kleinen Gleitflugwinkeln ist die Entfernung r₀ annähernd wie folgt gegeben:

/·„ 3s r₂ — (d + cl₀).

Setzt man Gleichung (4) und (7) in Gleichung (6) ein, so ergibt sich der gewünschte Winkel y₀ wie folgt:

Ya =

</(r₂ — d — </„) '

h = r₂ sin γ₂ ■

(D

Bei Anwendung der Sinusgesetze läßt sich leicht zeigen, daß der Winkel y₂ mit Hilfe der folgenden Gleichung bestimmt werden kann:

De.· gewünschte Wert von ß_ei, bei dem sich der gewünschte Gleitflugwinkel y₀ ergibt, wird dann durch Lösen von Gleichung (8) wie folgt ermittelt:

ßei =

d(r₂ — d — d_o)y_o r₂\r₂-d)

smy₂ =

sin

(2)

Bei kleinen Anflugwinkeln, bei denen sich kleine Werte von ß_ei ergeben, besteht folgende Beziehung zwischen T₁ und r₂:

ag r₂ —

(3)

Mit Hilfe einer ähnlichen Ableitung läßt sich zeigen, daß man das Einschweben als Funktion von r₂ programmieren kann, so daß allgemein der gesamte Gleitweg und das Einschweben für jedes bestimmte Flugzeug als eine Funktion der Entfernung programmiert werden kann, z. B. ß_ei = f{r₂). Der Höhenlenkfehler ε«; läßt sich dann wie folgt ausdrucken:

Bei kleinen Anfiugwinkeln ergibt sich die Flughöhe h nach Einsetzen von Gleichung (2) und (3) in Gleichung (1) wie folgt:

(4)

= f(r₂) —ßei.

(10)

Gleichung (4) läßt sich bei der Berechnung der seitlichen Versetzung des Flugzeugs gegenüber der Landebahn verwenden, wobei die Azimutfehler β_qz an die Stelle des Höhenfehlers tritt. Die seitliche Versetzung y des Flugzeugs ist wie folgt gegeben:

y —

(5)

Die Ausgangssignale ß_ei und ß_qz werden der Bordradaranlage entnommen.

Die Flughöhe h und die seitliche Versetzung y werden in den Gleichungen für die Führung des Flugzeugs nicht direkt verwendet, denn die Berechnung läßt sich bei einer gleichzeitigen Verbesserung der Lenkungsstabilität vereinfachen, wenn man andere damit in Beziehung stehende Signale benutzt. In der Azimutrichtung werden die den Winkel ß_qz anzeigenden Signale direkt für die Führung des Flugzeugs verwendet, denn wenn diese Signale auf Null gebracht werden, ist die seitliche Versetzung gegenüber der Landebahn gleich Null, d. h., der richtige Kurs für die Landung ist festgelegt.

In F i g. 3 ist die Ableitung der Höhenführungssignale während des Gleitflugs und des Einschwebens dargestellt. Der gewünschte Gleitfiugwinkel y₀ ist eine Funktion der Eigenschaften des Flugzeugs. Die funktioneile Programmierung von ß_ei, die zu der gewünscht( η Neigung der Gleitflugbahn führt, wobei das Flug- ;euj theoretisch im Sollabstand d₀ von dem ersten Rückstrahler aufsetzen würde, wird wie folgt abgeleitet:

sin y₀ = li/r₀. (6)

Die Einrichtung kann in Verbindung mit Landesystemen benutzt werden, bei denen nicht mit einer programmierten Flugbahn gearbeitet wird. Die für ein solches System benötigten Höhen- und Höhenänderungsinformationen lassen sich .leicht aus den Ausgangssignalen der Radaranlage für ß_ei gewinnen.

Bei einem solchen System wird natürlich ß_ei nicht als Funktion der Entfernung programmiert.

Die beiden Rückstrahler 17 und 18 können z. B. Baken sein, die Antwortsignale erzeugen, wenn sie durch die Radarsignale betätigt werden. Die Sendefrequenz der Baken, auf welche der Radarempfänger abgestimmt ist, kann sich von der Radarsendefrequenz unterscheiden, so daß während der Landung nur die Bakensignale und keine Radarechos empfangen werden. Ferner können auch Reflektoren oder modulierte Reflektoren verwendet werden. Die beiden Rückstrahler sollen in einem ausreichenden Abstand voneinander angeordnet sein, damit ein genügend großer Höhenwinkel zwischen ihnen entsteht. In den meisten Fällen dürfte ein Abstand von etwa 1800 m genügen.

Nach F i g. 4 wird durch die Bordradaranlage 21 ein der Azimutabweichung β_qz des Rückstrahlers 17 gegenüber der Visierbohrung entsprechendes Signal und ein der Entfernung r₂ von dem Rückstrahler 18 entsprechendes Signal einer Bordrechenvorrichtung 20 zugeführt.

Der Bordrechenvorrichtung 20 wird ferner noch das Signal ß_ei zugeführt. Sie verwertet diese Signale und weiter unten erläuterte Ergänzungssignale zu Azimut- und Höhen-Steuersignalen aus, die dem Steuergerät 29 zugeführt werden. Das Ausgangssignal des Steuergeräts 29 dient zur Steuerung der Ruder 19 des Flugzeugs. Bei dem Steuergerät 29 kann es sich um ein geeignetes Anzeigegerät handeln, mittels dessen der Pilot das Flugzeug so fliegen kann, daß die Fehlersignale auf Nuil gebracht werden, oder man kann einen Autopiloten vorsehen, durch den das Flugzeug automatisch so geflogen wird, daß die Fehlersignale auf Null gehalten werden.

Bei dem bevorzugten Ausführungsbeispiel nach daß sie auf den Rückstrahler 18 bezüglich der Azimut-F i g. 5 wird ein Monopuls-Radarempfänger ver- richtung und der Höhenrichtung gerichtet bleibt. Dies wendet, dessen Radarantenne 30 bezüglich des Azimuts geschieht unter Anwendung bekannter Verfahren, und der Höhe auf den Rückstrahler 18 gerichtet ist. In F i g. 6 sind weitere Einzelheiten einer möglichen Die von der Radarantenne 30 empfangenen Signale 5 Ausbildungsform der Anordnung nach F i g. 5 darwerden in einer Mikrowellenbrücke 31 in bekannter gestellt. Die Ausgangssignale der Summenkanal-Weisc in Summensignale, Höhenfehlersignale und Zwischenfrequenzverstärker 50 werden der Multipli-Azimutfehlersignale zerlegt. Diese Signale werden dem kationsstufe 51 zugeführt, wo sie mit dem Ausgangs-Monopuls-Summenkanal 33 bzw. dem Monopuls- signal des Programmgenerators 25 für ß_ei multipliziert Höhenfehlerkanal 34 bzw. dem Monopuls-Azimut- io werden. Das Ausgangssignal der Multiplikationsfchlerkanal 35 zugeführt. stufe 51 gelangt zu einer Summiereinrichtung 52, wo Der Monopuls-Summenkanal 33 gibt ein optisches das Höhenfehlersignal aus den Höhensignal-Zwischen-Signal ab, wobei der Zeitpunkt des Erscheinens dieses frequenzverstärker 55 von diesem Signal abgezogen Signals nach dem ausgesandlen Impuls die Entfernung wird. Das Ausgangssignal der Summiereinrichtung 52 von dem Rückstrahler 18 anzeigt. Dieses optische 15 wird einem Verstärker 57 zugeführt, woraufhin das Entfcrnungssignal wird der Entfernungs-Verfolgungs- Ausgangssignal zu einem Phasendetektor 59 gelangt, stufe 38 zugeführt, die, wie weiter unten an Hand von In der Stufe 60 zur Regelung des Verstärkungsgra-F i g. 6 und 7 erläutert, ein analoges Gleiehstromsignal des, die auf das Ausgangssignal des Summen-Zwischenentsprechend der Entfernung des Rückstrahlers 18 Verstärkers 50 nach seiner Verstärkung durch den Ver- und ein Entfcrnungs-Spcrrensignal entsprechend der 20 stärker 62 anspricht, werden Augenblicksignale für Entfernung des Rückstrahlers erzeugt. Ein der Ent- die Regelung des Verstärkungsgrades erzeugt, die fenuing des Rückstrahlers 18 entsprechendes Ent- dazu dienen, den Verstärkungsgrad der Verstärker 57, fcrnungs-Sperrensignal wird dadurch erzeugt, daß 62 und 70 zu regeln, damit Schwankungen des Ausman das die Entfernung des Rückstrahlersanzeigende gangssignals bei Schwankungen der Summensignal-Entfernungs-Sperrcnsignal durch eine Verzögerungs- 25 amplitude vermieden werden. Hierbei handelt es sich leitung 40 leitet. Die Enlfernungs-Sperrensignale für der Wirkung nach um eine Teilung E_s, die für die Erdie beiden Rückstrahler werden sowohl dem Monopuls- zeugung des Höhenfehlersignals ß_ei erforderlich ist, Höhenfehlerkanal 34 als auch dem Monopuls-Azimut- das gleich EdI E„ ist, wobei Ed das Ausgangssignal des fehlerkanal 35 zugcfünrt. Höhensignal-Zwischenfrequenzkanals ist. Die Ein-Der fifi zugeordnete Programmgenerator 25 erzeugt 30 richtung zum Regeln des Verstärkungsgrades im ein Ausgangssignal entsprechend dem gewünschten/J,/ Empfänger kann dadurch gesteuert werden, daß man als Funktion der Entfernung r₂ von dem Rückstrah- Zeitsteuerimpulse r, und λ, ableitet, so daß man gelcr 18. Ein der Entfernung r₂ entsprechendes Signal gebenenfalls mit einer langsamen Regelung des Verwird dem Programmgenerator 25 von der Entfernungs- Stärkungsgrades arbeiten kann. In diesem Falle wird Verfolgungsstufe 38 aus zugeführt. Dieses dem ge- 35 die Multiplikationsstufe nicht verwendet, wünschten ßri entsprechende Signal wird dem Mono- Der Phasendetektor 59 verwendet als Bezugssignal puls-Höhenfehlerkanal 34 zugeführt, wo das tat- das im Verstärker 62 verstärkte Ausgangssignal des sächliche Signal für /?,·/ von diesem Signal abgezogen Summen-Zwischenfrequenzverstärkers 50. Das Aus- und ein resultierendes Höhenfehlersignal e_ei erzeugt gangssignal des Phasendetektors 59 ist ein allen wird, welches dem Rechner 22 von dem Höhenfehler- 40 Höhenfehlersignalen entsprechendes optisches Signal, kanal 34 aus zugeführt wird. Weitere Einzelheiten des Dieses entspricht f(r₂) — ß,u und dieses Signal ist Rechners 22 werden weiter unten an Hand von F i g. 8 gleich ε,ζ, d. h. gleich dem Höhenfehlersignal, das und 9 besprochen. berichtigt werden muß, um eine Übereinstimmung Gemäß Gleichung (9) kann man den gewünschten zwischen dem Sollwert von ßei und dem tatsächlich Gleitwinkel γ₀ in eine direkte Beziehung zu dem 45 gemessenen Wert von ß_ei zu erzielen. Winkel ß_ri setzen. Der Programmgenerator 25 muß Das Ausgangssignal des Phasendetektors 59 wird entsprechend den besonderen Eigenschaften des be- gleichzeitig den gesteuerten Detektoren 65 und 66 zutreffenden Flugzeugs konstruiert sein. Im Hinblick auf geführt, bei denen es sich um synchronisierte Detekdie bezüglich des genauen Abstandes zwischen den toren handelt, die so gesteuert werden, daß sie optische Rückstrahlern 17 und 18 zur Verfügung stehenden 50 Signale einem Speicherelement nur beim Vorhanden-. Informationen ist leicht zu erkennen, daß der am Ort sein eines Steuersignals zuführen. Diese Detektoren des Flugzeugs von den zu diesen Rückstrahlern ver- ermöglichen einen synchronisierten Nachweis lediglich laufenden Linien eingeschlossene Winkel eine hin- der gewünschten Signale unter Ausscheidung anderer reichende Information liefert, mittels deren der Gleit- Signale aus dem Ausgangssignal. weg als Funktion der Entfernung von einem der Rück- 55 Der gesteuerte Detektor 65 wird mit dem Entferstrahler programmiert werden kann. Bei dem Pro- nungssteuersignal T₁ synchronisiert, das in einem der grammgenerator 25 kann es sich um einen beliebigen Entfernung des Rückstrahlers 17 entsprechenden Zeit-Funktionsgenerator von bekannter Konstruktion han- punkt erscheint; dies gilt somit für den weniger weit dein. entfernten Rückstrahler, auf welchen die Radar-Signale, die jede Azimut-und Höhenabweichung der 60 antenne nicht gerichtet ist. Dieser Detektor wird Visierbohrung der Radarantenne von dem Rückstrah- daher mit Signalen synchronisiert, die das Eintreffen ler 18 anzeigen, werden den Nachführ-Servoeinrich- der optischen Fehlersignale vom Rückstrahler 17 antungen 45 über den Monopuls-Azimutfehlerkanal 35 zeigen. Das Ausgangssignal des gesteuerten Detek- bzw. den Monopuls-Höhenfehlerkanal 34 zugeführt. tors 65, das gleich f(r₂) — ß_ei bzw. gleich e_ei ist, wird In den Nachführ-Servoeinrichtungen 45 werden Steuer- 65 dem Rechner 22 zugeführt.

signale erzeugt, um die Visierbohrung der Antenne auf Der gesteuerte Detektor 66 wird mit dem Entfer-

den Rückstrahler 18 ausgerichtet zu halten. Diese Si- nungssteuersignal r₂ synchronisiert, das in einem der

gnale dienen dazu, die Radarantenne 30 so zu steuern, 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 zuhalten. e_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 E₈ zum Zwecke der Feliler-

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 E_s und des

toren 85 und 86 in auf die Rückstrahler 18 und 17 zu- Entfernungssteuersignals r₂ entspricht. Dieses Gleich-

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

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

signal /\> synchronisiert, während der Detektor 86 mit 25 fernungssteuersignals bewirkt werden muß, um eine

dem Entfernungssteuersignal T₁ 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 E₈ aus dem optischen Detektor 90 50 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 ;·, 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 zsvischen 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_lt das gegenüber dem Triggertriggersignal kann als Ausgangssignal einer Impuls- 65 signal für das System mit einer der Entfernung des gencratorschalüing erzeugt werden, wobei das Trigger- Rückstrahlers 17 entsprechenden Verzögerung erzeugt signal für das System aus diesem Vortriggersignal wird. Das Entfcnuingssteuersignal T₁ wird einer Vcrdadurch 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 des Rechners, der in Verbindung mit der beschriebenen Einrichtung verwendet werden kann. Die Höhenfehlersignale £_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 r₂ 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 Suminierungsverstärker 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 /·» ähnlich wie bei dem Höhensignalkanal geändert wird. Die Ausgangssignale des Verstärkungsreglers 147 werden in einem Verstärker 148 verstärkt und dann einem Summierungsverstärker 150 zugeführt. Zur Erhöhung der Stabilität in der Azimutrichtung dienend? 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 Summicrungsverstärker 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, wobsi 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 (γ₀) und dem Höhendifferenzwinkel (ßei) ein Höhenabweichungssignal (e_ei) erhalten wird.

Hierzu 2 Blatt Zeichnungen