DE2023795A1

DE2023795A1 - Prazisionsanflug und Landeanlage

Info

Publication number: DE2023795A1
Application number: DE19702023795
Authority: DE
Inventors: Harold C Pasadena Arnold Larry R Glen Burnie Hiscox, Md (V St A ) M
Original assignee: Westinghouse Electric Corp
Current assignee: CBS Corp
Priority date: 1969-05-19
Filing date: 1970-05-15
Publication date: 1971-02-18
Also published as: BE750436A; FR2043528A1; GB1308018A; JPS5013034B1; FR2043528B1; US3634862A

Description

DlPL.-iNG. KLAUS NEUBECKER

4 Düsseldorf 1 · Schadowplatz 9

Düsseldorf, 14. Mai 1970

.Westinghouse Electric Corporation
Pittsburgh, Pa., V. St, A.

-Präzlsionsanflug- und Landeanlage

Die vorliegende Erfindung bezieht sich allgemein auf Präzisionsanflug- und Landeanlagen und insbesondere auf eine Anlage, die Mit Mikrowellen-Interferometern, die ge taktete Träger impulse abstrahlt, sowie einer Kapfangseinrichtung zur Erfassung der Phasenlage der abgestrahlten Träger und damit zur Abgabe einer Winke1-ftthrung arbeitet.

Bisher bekannte Instrument-Landeanlagen (ILS-Verfahren) weisen größere Mängel auf, wenn sie zu taktischen Landungszwecken eingesetzt werden sollen. Frühere Versuche, Landeanlagen oder -verfahren zu verwirklichen und zu verbessern haben sich nicht durchsetzen können, weil sie einen beträchtlichen Umbau der üblichen Flugzeugausführungen und umfangreiche Bodenanlagen erfordern.

Derzeitige im Meter-Dezimeterwellenbereich arbeitende ILS-Systeme weisen vier grundlegende Mängel auf, wenn sie für taktische Landungezwecke verwendet werden sollen. Als erstes sind die dafür benötigten Einheiten schwer und sperrig. Zum zweiten dauert es bis zu einem Monat, ehe für die Landungs-Führungsdaten eine befriedigende Genauigkeit erzielt wird. Drittens können Bodenreflexionen bei nicht geeigneter Bodenbeschaffenheit sehr störende

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Strahlablenkungen hervorrufen. Schließlich bieten die bekannten Ausrüstungen keine Möglichkeit, vom Cockpit den Winkel der Gleitwegebene zu wählen, wie das an sich erforderlich wäre.

Es sind viele Anstrengungen gemacht worden, eine ILS-Anordnung zu schaffen, bei der diese größeren Mängel der bekannten Aus-* rüstungen fehlen. Aus einer Reihe von Gründen kam es jedoch für keine der dabei entwickelten Anordnungen zu eine* praktischen linsatz. Allgemein erfordern auch diese neuen Anordnungen wegen ihrer Kompliziertheit und wegen ihres umfangreichen Aufbaues erhebliche Anpassungsmaßnahmen der Flugzeuge sowie eine weitgehende überwachung und Wartung. Durch die erfindungsgemäße Anordnung werden die Mingel bekannter Ausrüstungen vermieden, ohne daß deshalb wieder die Nachteile in Kauf genommen werden müßten, wie sie in Verbindung mit anderen Verbesserungsvorschlägen auftraten.-Die Anordnung nach der Erfindung macht von der bekannten TACAN-Ausrüstung Gebrauch und ist damit in vollem Umfang kompatibel. TACAN stellt ein grundlegendes Flugrouten- und Bestimmungeort-Navigationssystem dar, und nahezu alle Flugzeuge sind mit einer entsprechenden Ausrüstung ausgestattet. Die vorliegende Erfindung kann somit^eicht und auf wirtschaftliche Weise in Verbindung mit den bestehenden technischen Einrichtungen und Prinzipien eingesetzt werden.

Aufgabe vorliegender Erfindung ist in erster Linie die Schaffung einer Präzisions- und Landeanlage, die sich bequem und mit geringen Kostenaufwand in Verbindung mit bereits vorhandenen Einrichtungen anwenden läßt, mit der laufend in Verbindung mit vielen Flugzeugen eingesetzten TACAN- Ausrüstung kompatibel ist, einen einfacheren Aufbau als bisher bekannte Anlagen hat, dennoch aber eine genauere Arbeitsweise gestattet.

Zur Lösung dieser Aufgabe ist eine Präzisionsanflug- und Landeanlage erfindungsgemäß gekennzeichnet durch ein Phaseninterferometer mit einer ersten Antenne zur Abstrahlung eines ersten Trägersignals und einer im Abstand davon angeordneten zweiten Antenne zur Abstrahlung eines im Verhältnis zu dem ersten Trägersignal verzögerten zweiten Trägersignals sowie durch einen auf

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di· Phasendifferenz der davon empfangenen Trägersingale ansprechenden Empfänger zur Ortung einer von dem Interferometer entfernten Position.

Im einzelnen wird mit Phaseninterferometern gearbeitet, um Grund-Winkelabweichungen zu erhalten. Vertikal und horizontal angeordnete Interferometer, die jeweils zwei einen Abstand zwischen sich einschließende Antennen aufweisen, strahlen zeitlich voneinander getrennte Trägersignale ab. Die abgestrahlten Trägersignale erscheinen an einer Empfangseinrichtung in der Form von zwei Impulspaaren, denen gegebenenfalls ein Referenzimpuls vorausgehen kann. Das erste Impulspaar dient zur Gleitebenen(Höhen)-Führung, während das zweite Impulspaar zur Ansteuerung(Azimut)-Führung dient.

Die Erfindung wird nachstehend zusammen mit weiteren Merkmalen anhand eines Ausführungsbeispieles in Verbindung mit der zugehörigen Zeichnung erläutert. In der Zeichnung zeigen;

Fig. 1 die geometrischen Verhältnisse entsprechend dem der vorliegenden Erfindung zugrunde/liegenden Prinzip;

Fig. 2 ein zum Verständnis der vorliegenden Erfindung geeignetes Signal-Zeitdiagri

Fig. 3 in Blockschaltbildform den Aufbau der Bodenaurttstung nach der vorliegenden Erfindung; und

Fig. 4 in Blockschaltbildform ein Ausführungebeispiel des an Bord eines Flugzeugs befindlichen Teils der Ausrüstung nach der vorliegenden Erfindung.

Grundsätzlich findet für die vorgeschlagene Landeanlage nach der vorliegenden Erfindung ein Winkelmessverfahren eines Phaseninter· ferometers Anwendung. Zur Erläuterung dieses Verfahrens wird angenommen, daß zwei Punktantennen mit einem gegenseitigen Abstand It angeordnet sind, von denen das zu leitende Flugzeug eine

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relativ große Entfernung hat. Diese Verhältnisse sind alt Fig. 1 veranschaulicht. Dabei ist eine vertikale Interferometer-Gleitebene gezeigt, und die für das Ansteuerungsfunkfeuer-Interferoneter geltenden Verhältnisse lassen sich leicht daraus ableiten.

Wenn von der oberen und der unteren Antenne Jeweils ein wahrnehmbares Signal abgestrahlt wird, so besteht ein bestimmter Zusammenhang zwischen dea Srhebungswinkel <x und der Differenz zwischen den Phasenlagen der empfangenen Signale. Dieser Zusammenhang läßt sich durch die nachstehende Beziehung ausdrücken.

ot - sin"¹ ^ ψ a

^{α sln} 2'Th * I

wobei 0 der empfangenen Träger-Phasendifferenz zwischen den beiden an Bord eines Flugzeuges 2 gemessenen Signalen, h dem Abstand zwischen den beiden Punktantennen 4 und β und λ der Trägerwellenlänge entspricht.

In Verbindung mit der vorliegenden Erfindung wird ein vertikales Interferometer verwendet, um für eine Führung ähnlich den derzeit verwendeten ILS-Gleitebenen zu sorgen, während ein horizontales Interferoaeter senkrecht zu der Rollbahnmittellinie Verwendung findet, um für eine Führung ähnlich dea laufend eingesetzten ILS-Ansteuerungsfunkfeuer zu sorgen. Gegebenenfalls können noch Einrichtungen zur Entfernungsmessung als Zusatzeinheiten zu dea Gleitebeneninterferoaeter vorgesehen sein, um an Bord der Flugzeuge befindliche Öffnungs-Computer alt den jeweils noch verbleibenden Abstand zum Aufsetzpunkt repräsentierenden Eingangssignalen zu speisen.

Um genaue Führungsinformation liefern zu können, muß der an Bord des Flugzeugs befindliche Empfänger in der Lage sein, die Signale den richtigen Antennen eindeutig zuzuordnen. Entsprechend der vorliegenden Erfindung strahlen die obere Antenne β und die untere Antenne 4'einen Trägerimpuls ab. Auf diese Weise wird die Gleitebeneninforaation von einea vertikal angeordneten Interferoaeter abgegeben, das ein erstes Paar seitlich voneinander ent-

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fernter Impulse erzeugt. In gleicher Weise wird ein zweites Paar Impulse von einem horizontal angeordneten Interferometer erzeugt, um die Ansteuerungsfunkfeuer-Information zu liefern. Die zeitliche Zuordnung der abgestrahlten Signale ist mit dem Zeitdiagramm der Fig. 2 veranschaulicht. Dem Paar abgestrahlter Impulspaare kann ein Bezugsimpuls 8 vorausgehen und/oder folgen. Das erste Impulspaar 10 dient dabei zur Gleitebenenführung, während das zweite Impulspaar 12 zur Ansteuerungsfankfeuerführung dient.

Fig. 3 zeigt ein Wirkungs-Blockschaltbild des am Boden befindlichen Teils der erfindungsgemäßen Anlage. Xin Oszillator 20 gibt ein Trägersignal ab, das in Abhängigkeit von den von einem Trägergenerator 24 abgegebenen Öffnungssignalen ein Gatter 22 passiert. Der Trägergenerator selbst wird von einem Taktgeber 26 betätigt. Das Gatter 22 arbeitet auf weitere Gatter 28 und 30, von denen das Gatter 28 für eine Einschaltung des Gleitebeneninterferometers, das Gatter 30 dagegen für eine Einschaltung des Ansteuerungsfunkfeuer-Interferometers sorgt.

Der Taktgeber 26 schaltet weitere Gatter 32, 34, 36 und 38 entsprechend der mit Fig. 2 veranschaulichten Folge ein. Bei Aktivierung der Gatter 32 bzw. 34 werden die Antennen 6 bzw. 4 wirksam, so daß das Interferometer das die Gleitebeneninformation enthaltende erste Impulspaar abgibt. Wenn der Taktgeber 26 die Gatter 36 und 38 öffnet, so wird zunächst die rechte Ansteuerungsfunkfeuer-Antenne 40, sodann die linke Ansteuerungsfunkfeuer-Antenne 42 eingeschaltet, so daß das zweite, die Azimut-Information enthaltende Impulspaar 12 abgestrahlt wird.

Der linken Antenne 42 ist ein Phasenschieber 44 vorgeschaltet, und es läßt sich leicht zeigen, daß eine Phasenverschiebung des von der Antenne 42 abgegebenen Signals um pi/2 die Beeinträchtigung der Führungsinformation Infolge Reflexionen von der Rollbahn beseitigt.

Die Leistungsfähigkeit der Anlage nach der vorliegenden Erfindung kann durch mehrere Faktoren beeinflußt werden. Unter diesen Faktoren sind insbesondere (a) Systemgenauigkeit, (b) Leitstrahl-

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fora und (c) Ausrttstungsaobilität zu nennen.

Hinsichtlich der Systeagenaulgkeit können bestimmte Maßnahmen für einen Mehrdeutigkeits-Abstand getroffen werden. Phaseninterferoaeter können äußeret genau geaacht werden, indea die Grundlinie, d. h. der Phasenzentrenabstand der Antenne', vergrößert wird. Mit Vergrößerung der Baaslinie treten jedoch aehrdeutige Lösungen auf, so daß besondere Einrichtungen zur Ausschaltung der Mehrdeutigkeit vorgesehen werden attssen. Ua einerseits den Anforderungen an die Ftthrungsgenauigkeit zu genügen, andererseits einen angemessenen Falschkursabstand aufrechtzuerhalten, werden vorteilhafterweise die nachstehenden repräsentativen Phasenzentren- " abstände verwendet. Die Gleitebenenantennen 6 und 4 können beispielsweise einen Abstand von etwa 5,8 laabda oder etwa 180 ca haben, während der Abstand der Ansteuerungsfunkfeuer-Antennen 40 und 42 beispielsweise 3,0 laabda oder etwa 90 ca entsprechen kann.

Die Mehrdeutigkeitsabstände von 10° und 20° sind ausreichend, da Mehrdeutigkeiten dieser Größenordnung aufgelöst werden können. Das Flugzeug befindet sich la Bereich eindeutiger Signale, ehe auf Präzisionsanflug- und Landesystem (Precision Approach And Landing System : PAALS) - Führung umgeschaltet wird.

Diese Phaeenzentrenabstände erfordern eine Messung der eapfangenen Phasendifferenz alt einer Genauigkeit von 3,6°, um eine zulässige Genauigkeit für Landungen der Kategorie III zu gewährleisten. Diese Genauigkeiten bzw. Phasenzentrenabstäade ergeben für den Ansteuerungsfunkfeuerkure eine Genauigkeit von 0,2° und für die Gleitebene eine Genauigkeit von 0,1°. Oa die Phasenaeflgenauigkeit von 3,6° zu erhalten, muß das Signal-ZStörspannungsverhältnis aa Eingang des eapfangenen Phasendetektors mindesten» 24 dB betragen. Jedoch 1st der Phasenmeßfehler für die Anlage nicht die einzige Fehlerquelle. Da andere System-Fehlerquellen Fehler der gleichen Größe hervorrufen können, soll das Signal-ZStörverhältnis am Eingang des Phasendetektorβ auf 25 dB ansteigen. Dieses Signal-/ Störspannungsverhältnis gewährleistet eine Phasenaeßgenauigkeit in

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der Größenordnung von 2 .

linwirkungen infolge Bodenreflexion sollen möglichst klein gehalten werden, was beispielsweise durch die Gestalt des Leitstrahls geschehen kann. Bodenreflexionen haben zu den schwererwiegenden Mangeln bekannter bestehender und weiterentwickelter Landesysteme gehört. Eine Analyse zeigt, daß Bodenröfl@xions-Kursabweichungen innerhalb annehmbarer Grenzen durch eine geeignete Leitstrahlgestaltung gesteuert werden können. Es läßt sich zeigen, daß das Verhältnis der Stärke des direkten Bahnsignals zur Stärke des reflektierten Bahnsignals etwa 30 dB betragen soll. Für den Fall der Ansteuerungsfunkfeuer-Antennen 40 un$42 liegen mögliche Reflexionen, die unterdrückt werden müssen, mindestens 5° von dem gewünschten Kurs. Für die Gleitebenen-Antemnen β und 4 ist die Anforderung jedoch wesentlich strenger, da die gewünschten Kurse und möglichen Reflationen Abstände von bis zu 1 - 2° herab aufweisen können. Zusätzlich zu der scharfen Kante muß a®r Gleit-' ebenenverlauf verhältnismäßig breit sein, um auch für Erhebungswinkel von über 10° für ein® Führung zu sorgen. Um einerseits den Anforderungen an die Gestalt des Strahls zu entsprechen, andererseits den Phasenzentrenabstatad aufrechtzuerhalten, sollen Gruppenantennen verwendet werden.

Fig. 4 zeigt ein Blockschaltbild des an Bord befindlichen Ausrüstungsteils der Anlage nach der Erfindung. Die veranschaulichte Ausführungsform arbeitet entsprechend der Standard-ILS-Betriebsart und nicht auf eiiaen Flugleit- oder Öffnungs-Computer, so daß dieser Teil der Ausrüstung als in sich geschlossene Einheit arbeiten kann.

Ein herkömmlicher TACAN-Empfanger 50 betätigt einen Taktgeber 52, der wiederum Gatter 54 und 56 einschaltet, so daß diese mit dem ersten Impulspaar 10 bzw. dem zweiten Impulspaar 12 beaufschlagt werden. Der Taktgeber 52 kann beispielsweise aufgrund des Empfangs eines Referenzimpulses 8 betätigt werden. Bar Taktgeber 52 und der Gatteraufbau der Fig. 4 sind ähnlich wie bei der Bodenausrüstung nach Fig. 3. Das SignaVZeitdiagramm nach FIg₀ 2 dient

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zur Identifizierung des Ursprungs der empfangenen Signale.

Das Trägersignal von der oberen Antenne β des Gleitebeneninterferometers erreicht das Flugzeug etwas eher als das Trägersignal von der unteren Antenne 4. Dasselbe gilt hinsichtlich der von den Antennen 40 bis 42 empfangenen Ansteuerungsfunk feuer-Signale. Für das erste Paar Impulse in dem Gleitebenenkanal muß die Phasenlage erfaßt werden, um den Erhebungewinkel zu bestimmen, jedoch treten die beiden Impulse nicht zum gleichen Zeitpunkt auf. Daher muß für eine Verzögerung gesorgt werden, um eine zeitliche Koinzidenz zwischen dem ersten Paar Signale zu erhalten.

Zur Verzögerung dient ein Schmalbandfilter, weil dieses sich einfacher einsetzen läßt und leichter als die üblichen Verzögerungsleitungen ist.

In dem Gleitebenenkanal lassen die Gatter 58 und 60 die empfangenen Trägerimpulse nach ihrer Einschaltung durch den Taktgeber 52 passieren. Ein Schmalbandfilter 62 verzögert den ersten Impuls des Impulspaares, so daß dieser zeitlich mit dem anderen Impuls des Paares koinzidiert, der nachfolgend durch das Gatter 60 gelangt. Mit dem Gatter 60 ist ein zweites Schmalbandflifter 64 verbunden, um die an einen nachfolgenden Phasendetektor 66 zu stellenden Bandbreitenanforderungen zu verringern und die Genauigkeit der Anlage zu erhöhen. Beide Filter sind so gewählt, daß sie im Verhältnis zu der Bandbreite des Trägersignals eine kleine Bandbreite haben. Wenn die Bandbreite des Filters 1/20 oder weniger der Signabandbreite beträgt, wirkt dieses Signal wie ein Impuls, und das Filter schwingt in Phase mit dem Eingangssignal. Die genaue Trägerfrequenz des Eingangssignals hat daher nur einen geringen Einfluß auf die Amplitude des Filterausgangs. Die Phasendifferenz zwischen den beiden empfangenen Trägersignalen wird dann in einem Phasendetektor 66 verglichen» Drift des örtlichen Oszillators und Doppler-Effekt beeinträchtigen die Anlagengenauigkeit daher nicht.

In die beiden Kanäle für die Gleitebene und das Ansteuerungsfunk-

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feuer let jeweils ein veränderlicher Phasenschieber 68 bzw. 70 geschaltet. Auf diese Weise kann für die beiden Kanäle eine Gleitebene und ein Annäherungskurs vorgewählt und dänit eine den gewünschten Kurs anzeigende Vorspannung erzeugt werden. Der Pilot hiant die Vorwahl der Gleitebene und des Annäherungskurses vom Cockpit vor, indem er den Gleiteben@n-Phasenschieber 68 und den Ansteuerungsfunkfeuer-Phasenschieber 70 entsprechend einstellt.

In ähnlicher Weise lassen di® AnsteTOramgsfunkfiraer-Gatter 72 und 74 das zweite Signalpaar durch Schualhandfilter 76 und 78 passieren, die dann von den Phasendetektor 80 erfaßt werden .

Das Ausgangssignal des Phasendetektors 80 gelangt durch ein Tiefpaßfilter 82 und liefert ein schmales Signal, das der Abweichung von der gewünschten Ansteuerungsbahn proportional ist. Das Fehlersignal wird zur Wiedergab® la Cockpit in Verbindung Hit der Kursabweichungsanzeigeeiniieit ¥®» den Tiefpaßfilter 82 an die Ansteuerungsnadel geleitet. In gleicher Wale© wird das der Abweichung von der Soll-Gleltneigung proportionale Fehlersignal für die Wiedergabe is Cockpit an eine Gleitebenennadel einer Gleitebenen-AbweiciraagsaHzeigeeinheit 88.geliefert. Diese Anzeige dient auch zur Glättung kurzzeitiger Überschwingungen und zufälliger Abweichungen von der Fühxungsinforoation.

Patentansprüche;

Claims

Patentansprüche

Präzisionsanflug- und Landeanlage, gekennzeichnet durch ein Phaseninterferometer mit einer ersten Antenne (4; 40) zur Abstrahlung eines ersten Trägersignals und einer im Abstand davon angeordneten zweiten Antenne (6; 42) zur Abstrahlung eines im Verhältnis zu de« ersten Trägersignal verzögerten zweiten Trägersignale sowie durch einen auf die Phasendifferenz der davon empfangenen Trägersignale entsprechenden Empfänger zur Ortung einer von dem Interferometer entfernten Position.
2. Landeanlage nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch eine Ein- ( richtung zur Erzeugung eines den Trägersignalen vorangehenden Bezugsimpulses (8)·
3. Landeanlage nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch eine Einrichtung zur Einfassung der Trägersignale mittels eines ersten, den Trägersignalen vorangehenden und eines weiteren, den Trägersignalen folgenden Bezugssignals (8).
4. Landeanlage nach Anspruch 2 oder 3, dadur^Kekennzeichnet, daß das Phaseninterferometer ein Gl·itebene«ferometer und ein Ansteuerungsinterferometer mit jeweils mindestens zwei Punktantennen aufweist.
5. Landeanlagen nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die erste und die zweite Antenne des Gleltebeneninterferometers ein erstes Paar von zeitlich gegeneinander versetzten Trägersignale und die erste und die zweite Antenne des Ansteuerungsinterferometers ein zweites Paar zeitlich gegeneinander und im Verhältnis zu dem ersten Paar Trägersignale versetzter Trägersignale abstrahlt.
6. Landeanlage nach Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, daß der Empfänger die Phasendifferenz zwischen dem ersten Paar Trägersignale erfaßt, um den Höhenwinkel des Smpfängers

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in bezug auf die Lage des Gleitebeneninterf@ro»etezs zu beet Inen,
7. Landeanlage nach Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, daß der topf linger die Phasendifferenz zwischen den beiden lapulspaaren erfaßt.
8. Landeanlage nach Anspruch 7, gekennzeichnet durch eine Verzögerungseinrichtung zur Herstellung zeltlicher Koinzidenz zwischen den Signalen des ersten Paares und den Signalen des zweiten Paares TrägerSignaIe.
9. Landeanlage nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichent, daß die Verzögerungseinrichtung ein Schaalbandfliter ist.
10. Landeanlage nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß das Sohaalb&ndfliter eine Bandbreite von 1/20 oder weniger als die Trägerbandbreite hat.
11. Landeanlage nach Anspruch 10, dadurch gekannzeichnet, daß das Schaalbandfilter ein lapulssignal liefert, das in Phase »it dem Trägersignal schwingt.
12. Landeanlage nach eines oder Mehreren der Ansprüche 7-11, dadurch gekennzeichnet, daß der Empfänger veränderliche Phasenschieber (68, 70) für jedes Trägerslgnalpaft? zur Erzeugung einer Vorspannung für einen gewünschten Kurs sowie einen Phasendetektor (06, 80) zu» Vergleich der Phasendifferenz alt der Vorspannungsphase und daait zur Erzielung eines der Abweichung von dea vorgegebenen Kurs proportionalen Fehlersignals aufweist.

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