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Publication number: DE2134864A1
Application number: DE19712134864
Authority: DE
Original assignee: Texas Instruments Inc
Current assignee: Texas Instruments Inc
Priority date: 1970-07-15
Filing date: 1971-07-13
Publication date: 1972-01-20
Also published as: FR2098430A1; GB1369084A; NL7109723A; FR2098430B1

Description

ON-INQ. OIPt.-ING. M. SC. CIPc-P-(YS. OR. DIPL.-PHVS.

HÖGER - STELLRECHT-GRIESSBACH - HAECKER

PATENTANWÄLTE IN STUTTGART

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Texas Instruments Incorporated 135oo North Central Expressway Dallas, Texas, U. S. A.

Radaranflugsys tem

Die Erfindung betrifft ein Radaranflugsystem für Flugzeuge mit einem Antennensystem, einem Motor zum Schwenken der Antenne um einen Mittelpunkt, einem Radar-Sender und -Empfänger zum Aussenden und Empfangen impulsförmiger Radarsignale über die Antenne und mit einem Anzeigegerät.

Die Erfindung befasst sich also mit einem Radarsystem und insbesondere mit einem Radaranflugsystem, durch welches eine angeflogene Landebahn erfasst und dargestellt wird.

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Es ist bereits eine Anzahl von Flugzeugführungssystemen bekannt geworden, die den Piloten bei der Landung eines Flugzeuges unterstützen. Die Entwicklung grosser und sehr schneller Düsen-Passagiermaschinen und die Entwicklung automatischer Landesysteme, wie zum Beispiel Flugleitsysteme, hat jedoch zu dem Wunsch nach einem bordeigenen Anflugsystem geführt, welches unabhängig von elektronischen Flugleiteinrichtungen der Bodenstation ist und dem Piloten eine ständige Überwachung zumindest des letzten Teils des Landeanflugs,des Aufsetzens und des Ausrollens ermöglicht. Insbesondere hat sich der Wunsch nach einem bordeigenen, unabhängigen Landeanflug-Überwachungssystem herauskristallisiert, welches dem Piloten die positive Gewissheit verschafft, dass der Landekurs des Flugzeugs richtig ist, dass sich das Flugzeug in der richtigen Lage bezüglich der Mittellinie der Landebahn und der Schwellenfeuer befindet und dass die Landebahn frei ist. Ein solches unabhängiges Landeanflug-Überwachungssystem ist insbesondere bei Starts und Landungen wünschenswert, die bei geringer oder überhaupt fehlender Sicht erfolgen, sowie bei der Landung auf Flugplätzen, die mit keinen oder mit ungenügenden Navigationshilfeh ausgerüstet sind.

Bordeigene Radarsysteme wurden bisher dazu benutzt, Kollisionen mit anderen Flugzeugen und mit dem Gelände zu vermeiden. Die bisher entwickelten, bordeigenen Radarsysteme waren jedoch im allgemeinen infolge der Antennenauflösung und Schirmbildqualität nicht als unabhängige Landeanflugsysteme brauchbar. Die Grenzen der Wiedergabequalität derartiger vorbekannter Radarsysteme machten vielmehr zuverlässige Entscheidungen für die Landung, wie zum Beispiel die Erkennung der Landebahn und der Rollbahnen

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und die genaue Bestimmung des Winkels des Flugzeugs zur Mittellinie der Landebahn unmöglich. So liefert beispielsweise ein Rundsichtgerät bzw. ein PPKPlanet Position Indicator)-Sichtgerät zwar eine maßstabs- und winkelgetreue Darstellung einer angeflogenen Landebahn, aber diese Darstellung entspricht einer Vogelperspektive der Landebahn, die dem Piloten ein falsches Gefühl für die Höhe und die Dringlichkeit des Landevorgangs vermittelt und ausserdem in dem Augenblick zu Schwierigkeiten führt, wo der Pilot anstelle des Radarbildes die angeflogene Landebahn direkt betrachtet. Andererseits liefert die übliche B-Darstellung und die verzögerte B-Darstellung, bei welcher die Entfernung über einem unabhängigen, variablen Abtastwinkel aufgezeichnet wird, für grosse Entfernungen, bei denen die Winkelverzerrung sehr klein ist, ein hinreichend deutliches Bild der Landebahn, wobei jedoch bei der geringen Höhe während der Landung extreme Verzerrungen der Darstellung der Landebahn eintreten, die es dem Piloten unmöglich machen, die Landebahn und die Rollbahnen genau zu erkennen und die es ferner unmöglich machen, den Winkel des Flugzeugs gegenüber der Mittellinie der Landebahn genau zu bestimmen.

Ausgehend von diesem Stand der Technik lag der vorliegenden Erfindung nunmehr die Aufgabe zugrunde, ein von der Ausrüstung der Bodenstationen unabhängiges, bordeigenes Radaranflugsystem vorzuschlagen, welches bei kurzer Entfernung ein Bild hoher Auflösung liefert und während des Landeanflugs,des Äufsetzens und des Auslaufens der Maschine eine präzise Kontrolle der Ausrichtung des Flugzeuges gegenüber der Landebahn usw. gestattet.

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Diese Aufgabe wird für ein Radaranflugsystem der eingangs beschriebenen Art dadurch gelöst, dass eine Antenne mit einer Strahlungscharakteristik verwendet wird, die eine vertikale Streubreite aufweist, die gross genug ist, um während des Landeanflugs die Landebahn zu erkennen, und die eine horizontale Strahlbreite aufweist, die eine hohe Auflösung gewährleistet, und ferner dadurch, dass ein Schaltkreis vorgesehen wird, um die Zeitablenkung des Anzeigegeräts so zu steuern, dass dieses ein wirklichkeitsgetreues, perspektivisches Bild der angeflogenen Landebahn auf dem Radarbildschirm liefert.

Gemäss vorliegender Erfindung wird also ein Antennensystem mit hoher Auflösung mit einem Radarbildschirm kombiniert, auf welchem für den Piloten in exakter Obereinstimmung mit der wirklichen Perspektive ein wirklichkeitsgetreues, perspektivisches Bild der angeflogenen Landebahn dargestellt wird. Damit erhält der Pilot die Möglichkeit, die Landebahngrenzen genau zu erkennen, den Winkel zur Mittellinie der Landebahn genau zu bestimmen und die seitliche Abweichung zu messen, und der Übergang von der Schirmbildbetrachtung zur direkten Betrachtung der Landebahn erfolgt praktisch Übergangslos und bringt keine Schwierigkeiten mit sich.

Gemäss der vorliegenden Erfindung besteht ein bordeigenes , unabhängiges Landeanflug-Überwachungssystem aus einer Antenne, die in de"m Flugzeug anbringbar ist und die eine Strahlungscharakteristik aufweist, die in vertikaler Richtung ausreichend breit ist, um eine Landebahn zu erkennen, wenn sich das Flugzeug in'

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der Endphase des Landeanflugs befindet, wobei die Antenne ferner in horizontaler Richtung eine schmale Strahlungscharakteristik aufweist, um für die Erkennung der Landebahn eine hohe Auflösung zu liefern. Ein Radar-Sender und -Empfänger sendet und empfängt über die Antenne impulsförmige Radarsignale. Ein Anzeigegerät liefert in Abhängigkeit von den Ausgangssignalen des Radar-Empfängers eine visuelle Darstellung der dem Piloten gewissermassen entgegenkommenden Landebahn.

In V/eiterbildung der Erfindung ist die Antenne in einem Flugzeug montiert und derart betätigbar, dass sie während eines Gleitweganflugs Radarsignale für die Erkennung einer Landebahn aussendet und empfängt. Genauer gesagt ist natürlich ein Radar-Sender und -Empfänger vorgesehen, der Radarsignale über die Antenne aussendet und empfängt. Ein Anzeigeschirm liefert eine Darstellung der angeflogenen Landebahn, welche der tatsächlichen Perspektive für die Landebahn vom Flugzeug aus entspricht.

In Weiterbildung der Erfindung umfasst das erfindungsgemässe Radaranflugsystem eine Antenne mit einem länglichen Gehäuse, welches in einer horizontalen Ebene drehbar im Vorderteil des Flugzeugs angebracht ist. Das Gehäuse trägt einen an den Ecken geschlitzten Wellenleiter, der in einem länglichen Horn montiert ist, das dazu dient, die Strahlung der Antenne so auszurichten, dass sich in horizontaler Richtung eine geringere Strahlenbreite als in senkrechter Richtung ergibt. Zur Herbeiführung einer Schwenkbewegung des Gehäuses ist ein Motor vorgesehen, mit dessen Hilfe während des Gleitweganflugs des Flugzeugs ein ausrei-

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chender Horizontalwinkel überstrichen wird, um die Landebahn zu erkennen. Ferner enthält das erfindungsgemässe Radaranflugsystem in Weiterbildung der Erfindung ein Anzeigegerät für das Radarsystem mit einem Bildschirm und mit in Abhängigkeit von dem Radarsystem steuerbaren Schaltungen zum Überstreichen des Bildschirms zur Erzeugung eines sichtbaren Radarbildes auf demselben. Genauer gesagt steuern die Schaltungen die Aufzeichnung nicht-linear und in der Weise, dass das Radarbild einer wirklichkeitsgetreuen Perspektive entspricht.

Vorzugsweise umfasst das Anzeigegerät eine Radar-Bildröhre mit horizontalen und vertikalen Ablenkschaltungen. Die oben genannten Schaltungen beeinflussen die Horizontal-Ablenkschaltungen entsprechend der Horizontal-Abtastung des Radarsystems. Die oben genannten Schaltungen beeinflussen ferner die vertikalen' Ablenkschaltungen in Abhängigkeit von dem Verhältnis der Höhe des -Flugzeugs zu dem augenblicklichen Radarbereich, so dass die angeflogene Landebahn in einer wirklichkeitsgetreuen Perspektive abgebildet wird.

Insbesondere hat es sich als günstig erwiesen, wenn die oben genannten Schaltungen die Horizontal-Ablenkschaltungen synchron mit der Vertikal-Ablenkung des Radarsystems beeinflussen. Ferner ist es günstig, wenn eine Vielzahl von wellenformenden Schaltkreisen eine geformte Ausgangsspannung erzeugt, deren Amplitude in Abhängigkeit von der Höhe des Flugzeugs schwankt. Dabei lädt sich eine Vielzahl von Speicherschaltungen auf die Spannung auf, die ihnen von den zugeordneten, wellenformenden Schaltkreisen

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zugeführt wird. Jede der Speicherschaltungen hat eine andere Zeitkonstante. Ferner sind Schaltungen vorgesehen, um die Spannungen zu summieren, die von den Speicherschaltungen erzeugt werden und um ein Ausgangssignal zur Steuerung der Vertikal-Ablenkschaltung der Radar-Bildröhre zu erzeugen, von welcher die angeflogene Landebahn in der natürlichen Perspektive abgebildet

Weitere Vorteile und Einzelheiten der Erfindung werden nachstehend anhand einer Zeichnung näher erläutert und/oder sind Gegenstand der Schutzansprüche.
In der Zeichnung zeigen:

Fig. 1 ein schematisches Diagramm der erfindungsgemässen Strahlungscharakteristik der Antenne in der senkrechten Richtung während des Gleitweganflugs;

Fig. 2 eine schematische Darstellung der erfindungsgemässen Strahlungscharakteristik der Antenne in der horizontalen Ebene; {j

Fig. 3 eine schematische Darstellung der Anordnung des erfindungsgemässen Radaranflugsystems in der Nase eines Flugzeugs ;

Fig. U ein Blockdiagramm des erfindungsgemässen Radaranflugsystems ;

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Fig. 5 einen Querschnitt durch die Mitte der Antenne des erfindungsgemässen Systems;

Fig. 6 eine Draufsicht auf die Antenne gemäss Fig. 5, wobei einzelne Teile weggebrochen sind;

Fig. 7 eine Vorderansicht der Antenne gemäss Fig. 5, wobei einzelne Teile weggebrochen sind;

Fig. 8 eine perspektivische Darstellung eines Teils eines geschlitzten Wellenleiters, wie er in der Antenne gemäss Fig. 5 benutzt wird;

Fig. 9 ein Blockdiagramm eines erfindungsgemässen Steuerkreises für die Antennenschwenkung;

Fig. Io ein Blockdiagramm des Radar-Empfängers für das erfindungsgemässe System;

fe Fig. 11 ein Blockdiagramm des Radar-Senders für das erfindungs-

gemässe System;

Fig. 12 ein Blockdiagramm der Ablenkschaltung für die Radar-Bildröhre des erfindungsgemässen Sys-tems;

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und 14 schematische Darstellungen der Beziehungen zwischen" Entfernung und Höhe des Flugzeugs bei der Abbildung der Landebahn während des Gleitweganflugs;

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Fig. 15

und 16 schematische Diagramme zur Erläuterung der Theorie der Funktion des erfindungsgemässen Systems;

Fig. 17 eine graphische Darstellung der Beziehungen zwischen dem Köhenwinkel, dem Abstand und der Höhe bei dem erfindungsgemässen System;

Fig. 18 eine graphische Darstellung der nicht-linearen Spannungen zur Steuerung der Vertikal-Ablenkung der Radarbildröhre des erfindungsgemässen Systems;

Fig. 19

a bis d idealisierte Darstellungen der Radarschirmbildanzeige während des Anflugs auf eine Landebahn für ein erfindungsgemässes System;

Fig. 2o eine detaillierte schematische Darstellung der Schaltung zur Erzeugung der nicht-linearen Spannung für die Ablenkschaltung des erfindungsgemässen Systems;

Fig. 21 eine detaillierte schematische Darstellung der Verzögerungsschaltung zur Erzeugung der Helltastimpulse für den Kippgenerator des erfindungsgemässen Systems und

Fig. 22 eine detaillierte schematische Darstellung der Speicher-, Halte- und Summierschaltungen des Kippgenerators eines erfindungsgemässen Systems.

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Die Figuren 1 und 2 zeigen in etwas schematischer Darstellungsweise die grundsätzliche Betriebsweise des erfindungsgemässen Radaranflugsystems. Es ist ein Flugzeug Io während des Gleitweganflugs auf eine Landebahn 12 dargestellt. ■ Wie Fig. 1 zeigt, wird von der Nase des Flugzeugs Io ein Radarstrahl ausgesandt, dessen vertikale Strahlbreite 14 ungefähr 17 beträgt. Wie Fig. 2 zeigt, beträgt die horizontale Strahlbreite 16 etwa o,4°, und der Strahl wird kontinuierlich über einen horizontalen Äbtastwinkel 18 von annähernd 3o verschwenkt. Die Verschwenkung des Radarstrahls bei dem erfindungsgemässen System ermöglicht eine hohe Auflösung der Radaraufzeichnung der angeflogenen Landebahn 12 während der Landung des Flugzeuges Io. Die von der Landebahn 12 und dem Gras sowie dem Boden längs der Landebahn reflektierten Signale werden von einem Radar-Empfänger in der Nase des Flugzeugs Io empfangen, und die Landebahn 12 wird für den Piloten in naturgetreuer Perspektive abgebildet.

Gemäss einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung ermöglicht das Radaranflugsystem die Erfassung eines Bereichs von maximal etwa 5 Meilen, wobei ein Bereich von etwa 2 Meilen für die erste Landebahnerfassung vorhanden ist. Das Flugzeug Io, welches mit einem typischen Gleitwegwinkel zwischen 2,5 und 3 landet, ist somit in einer Höhe von 2oo Fuss ungefähr 2.6oo Fuss vom Ende der Landebahn 12 entfernt und in der Entscheidungshöhe von loo Fuss etwa 1.2oo Fuss.

Fig. 3 zeigt einen Ausschnitt der Nase eines üblichen Flugzeugs_; um die Hauptbestandteile des erfindungsgemässen Radaranflugsy-

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stems erkennen zu lassen. Man erkennt, dass in der Nase des Flugzeugs eine mechanisch schwenkbare Antenne 2o angeordnet ist, die einen länglichen, an den Ecken geschlitzten Wellenleiter 22 umfasst, der um eine senkrechte Achse 24 schwenkbar ist. Wie aus Fig. 2 erkennbar ist, wird die Antenne periodisch um jeweils 15 nach beiden Seiten der Längsachse des Flugzeugs Io geschwenkt, um insgesamt einen Schwenkwinkel 18 von 3o zu erhalten. Bei einer bevorzugten Ausführungsform wird die Antenne 2o pro Sekunde 2,5 mal geschwenkt.

Mittels geeigneter, von dem Gehäuse 2 8 des Radar-SEnders und -Empfängers ausgehender Verbindungsleitungen 26 zu dem Wellenleiter werden impulsförmige Radarsignale über die Antenne 2o abgestrahlt. Die zurückkehrenden Radarsignale werden von dem Empfänger in dem Gehäuse 2 8 empfangen. Innerhalb eines weiteren Gehäuses 3o ist ein Kippgenerator angeordnet, der einer Radar-Bildröhre 34, die im Armaturenbrett des Flugzeugs untergebracht ist, über Leitungen 3 2 elektrische Signale zuführt. Die Radar-Bildröhre 34 ist vorzugsweise eine Direktsichtspexcherrohre und besitzt einen Bildschirm 36, auf dem der Pilot eine wirklichkeitsgetreue, perspektivische Darstellung der sich nähernden Landebahn 12 erkennt. Die Radar-Bildröhre 34 ist mit verschiedenen Einstellknöpfen und Wähltasten verbunden, so dass je nach Wunsch die übliche B-Darstellung oder eine PPI-Darstellung ausgewählt werden kann. Die Energieversorgung für das gesamte Radaranflugsystem befindet sich in einem dritten Gehäuse 38.

Das erfindungsgemässe System ist ein praktisches, unabhängiges Radaranflugsystem, welches sich insbesondere für den Einsatz ir.

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grossen Passagiermaschinen, wie beispielsweise den Jumbo-Jets, eignet. Die hohe Auflösung des erfindungsgemässen Radarsystems ermöglicht dem Piloten während der Endphase des Landeanflugs selbst bei unfreundlichem Wetter, wie bei Regen, Schnee oder Nebel, wenn die Sicht absolut Null ist, die visuelle Abschätzung der Lage des Flugzeugs bezüglich der Mittellinie der Landebahn.

Fig. 4 zeigt ein Blockdiagramm der Hauptbestandteile eines erfindungsgemässen Radaranflugsystems. Die Antenne 2o ist mittels eines Schaltmotors 42 über ein drehbares Verbindungselement 4o schwenkbar. Ein Drehmelder oder Messwandler 44 ermittelt die Augenblicksstellung der Antenne 2o und liefert über eine Leitung 46 ein Signal an einen Antennenstellungsdemodulatorkreis 48. Dieser Demodulator 48 liefert eine langsam veränderliche Gleichspannung, die einem Ausgangssteuerkreis 5o zugeführt wird, der dazu dient, das Tastverhältnis der Spannungsimpulse, die dem Schaltmotor 42 zugeführt werden, derart zu beeinflussen, dass die gewünschte periodische Schwenkung der Antenne 2o aufrechterhalten wird. Wenn beispielsweise die Schwenkung der Antenne 2o kleiner wird, treibt der Ausgangssteuerkreis 5o den Schaltmotor 42 derart, dass der Winkel der Antennenschwenkung wieder erhöht wird.

Die Antenne 2o ist über einen Zirkulator 52 mit einem Radarsender 54 und einem Radar-Empfänger 56 verbunden. Der Zirkulator· arbeitet als Duplexer und koppelt die Antenne 2o entweder mit dem Radar-Sender 54 oder mit dem Radar-Empfänger 56. Eine Synchronisierschaltung 58 dient der Steuerung des Empfängers und

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enthält einen Taktgenerator (nicht dargestellt), der einen RC-Oszillator enthält, welcher die Impulsfrequenz des Systems bestimmt. Lin monostabiler Multivibrator (nicht dargestellt) wird von dem Taktgenerator getriggert und bestimmt die Pulsfrequenz des Haupttriggers des Systems. Diese Impulsfolge wird über Pufferschaltungen an verschiedene Stellen des Systems angelegt, wie dies nachstehend noch in den Einzelheiten beschrieben werden soll, und wird nachstehend als PMT bezeichnet.

Die Impulsfolge PMT wird von dem Radar-Sender 54 dem Ablenkgenerator und insbesondere den Ablenkkreisen 6o für eine wirklichkeitsgetreue Abbildung sowie den PPI- und B-Ablenkkreisen 6 2 zugeführt. Dem Ablenkkreis 6o für eine naturgetreue Wiedergabe wird ausserdem ein Höheneingangssignal zugeführt, welches der Höhe des Flugzeugs entspricht, und es werden Ausgangssignale erzeugt, die an die Ablenkauswahlschaltungen 6 4 angelegt werden. Die Ablenkauswahlschaltungen 64 werden über Betriebsartenschalter in einem Steuergehäuse 66 gesteuert. Wenn die wirklichkeitsgetreue Abbildung ausgewählt wird, treiben die Ablenkkreise 6o für die wirklichkeitsgetreue Abbildung Verstärker 68 für die Vertikal- und Horizontalablenkung, so dass auf der Direktsichtspeicherröhre 7o eine naturgetreue, perspektivische Darstellung erzeugt wird. WEnn an dem Steuergehäuse 6 6 die PPI-Betriebsart ausgewählt wird, treiben die PPI-Ablenkschaltungen 62 die Verstärker 6 8 für die Vertikal- und Horizontalablenkung derart, dass auf der Direktsichtspeicherröhre 7o in wohlbekannter Weise eine Rundsichtanzeige erfolgt. Wenn am Steuergehäuse 66 die B-Darstellung ausgewählt wird, arbeitet die B-Ablenkschaltung

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62 und steuert die Verstärker 6 8 für Vertikal- und Horizontal-Ablenkung derart, dass auf der Direktsichtspeicherröhre 7q die übliche B-Darstellung erzeugt wird. Die Energie für die verschiedenen Teile des Systems wird von einer geeigneten Energiequelle 7 2 geliefert.

Der Radarempfanger 56 ist vom quasi-logischen Typ und erzeugt Signale, die über Leitungen 74 an Videoverstärker 76 angelegt werden. Ein Schaltkreis 78 für die Kompensation der Helligkeitssteuerung und Intensität liefert an den Verstärker 75 ein HeI-ligkeitssteuerungssignal. Der Videoverstärker 76 liefert die verstärkten Video- und Helligkeitssteuerungssignale an die Strahlsystemversorgung 8o und steuert die Intensität des Elektronenstrahls der Direktsichtspeicherröhre 7o. Der Intensitätsregler 82, der am Armaturenbrett montiert ist, steuert die Verstärkung des Heilsteuerungsverstärkers 76, der seinerseits .die Helligkeit der Videoinformation auf der Direktsichtspeicherröhre steuert. Der Speicherregler 82, der ebenfalls am Armaturenbrett montiert ist, dient der Regelung der Nachleuchtdauer (bzw. der Speicherzelt) des Schirmbildes. Der Speicherregler 82 wirkt auf den Löschgenerator 86 und veranlasst diesen, der Gegenelektrode der Direktsichtspeicherröhre 7o einen Impuls zug mit veränderlichem Tastverhältnis zuzuführen. Hierdurch wird wiederum die Informatioxismange gesteuert, die von der Speicherflache der Dxrektsichtspeicherröhre gelöscht wird. Der Löschgenerator 86 liefert ferner einen mit dem Löschimpuls zusammenfallenden Impuls an eine (nicht dargestellte) Schwarzsteuerröhre, die die Spannung für die Blldschlrntversorgung 88

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für die Dauer des Löschimpulses auf einen sehr niedrigen Pegel absenkt. Dies verhindert Lichtstösse, die andernfalls' während der Dauer des Löschimpulses auftreten würden. Das Flutlichtstrahlversorgungssystem 8H liefert die nötige Spannung für die Direktsxchtspeicherrohre, so dass der "Flutlichtstrahl" richtig gebündelt wird. Die Empfänger-Verstärkungsregelung liefert ein Signal an den Empfänger 56, so dass dieser die Amplitude des Radarvideosignals verändert, welches dem Bildschirm zugeführt wird.

Die Direktsichtspeicherröhre 7o ist von üblicher Konstruktion, wobei eine geeignete Röhre für ein erfindungsgemässes Radaranflugsystem eine Schreibgeschwindigkeit von USo.ooo Zoll/Mikrosekunde hat und beispielsweise von der Firma Westinghouse Corporation hergestellt und verkauft wird. Grundsätzlich beleuchtet das Flutlichtstrahlsystem der Direktsichtspeicherröhre ein Gitter, welches von dem Schreibstrahlsystem der Röhre selektiv geladen wird. Die Röhre hat somit eine Kachleuchtdauer, die vom Tastverhältnis des Löschgenerators bestimmt wird, der die Impulse zum Löschen des Bildes auf der Direktsichtspeicherröhre liefert. Die Hellsteuerschaltkreise des Systems verhindern eine Anzeige während der Rücklaufzeit der Ablenkschaltungen.

Die Hellsteuerschaltkreise ermöglichen während des aktiven TEiIs der Ablenkung das Schreiben von Videosignalen und Symbolen auf dem Schirm der Direktsichtspeicherröhre. Die Intensitätskompensationskreise 7 8 liefern ein Kompensationssignal, welches dem Hellsteuersockelimpuls überlagert wird und der Korrektur der

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Differenzen in der Ablenkgeschwindigkeit (Zoll/Mikrosekunde) und der Dichte der Radarechos in verschiedenen Bereichen des Bildschirms dient. Die Benutzung der Direktsichtspeicherröhre 7 ο ist in dem erfindungsgemässen System deshalb vorteilhaft, weil die Röhre eine integrierende Wirkung hat. Aus diesem Grunde besteht die Tendenz, dass schwache Impulse, die von dem System empfangen werden, infolge der Tatsache, dass eine grosse Anzahl von Treffern (Radarechos) die gleiche Zelle des Bildschirms der Direktsichtspeicherröhre trifft, integriert werden.

Ein Entfernungsfolgesystem 9ο empfängt die Taktimpulsfolge von einer Synchronisierschaltung 58, das Radarvideosignal von dem Radar-Empfänger 56 und das Antennenstellungssignal von dem Demodulator 48. Das Entfernungsfolgesystem 9o erzeugt, eine Anzeige für den Abstand des Flugzeugs vom Aufsetzpunkt. Bei dem hier betrachteten Ausführungsbeispiel ist eine Anzahl von passiven Reflektoren in der Nähe der Landebahn in einer vorgegebenen pseudozufällig kodierten Aufstellung angeordnet, und das Entfernungsfolgesystem 9o empfängt die Radarechos von den Reflektoren und bestimmt aus diesen den genauen Abstand des Flugzeugs von den Reflektoren. Dieses Entfernungsfolgesystem 9o ist in den Einzelheiten in einer anderen Anmeldung der Anmelderin (Aktenzeichen ...) beschrieben.

Die Entfernungsinformation, die von dem Entfernungsfolgesystem 9o geliefert wird, wird den Verstärkern 76 zur Anzeige auf der Direktsichtspeicherrröhre 7o für den Piloten zugeführt. Die Entfernungsinformation wird ferner einem Gleitwegrechner 9 2 zuge-

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führt, der die relativen Amplituden der von den an vorgegebenen Stellen längs der Landebahn aufgestellten Reflektoren reflektierten Radarechos ermittelt und eine Anzeige der Stellung des Flugzeugs relativ zum Landebahn-Gleitweg erzeugt. Diese Anzeigen werden den' Verstärkern 76 zugeführt. Eine detaillierte Darstellung des Gleitwegcomputers findet sich in einer weiteren Anmeldung der Anmelderin (Aktenzeichen ...).

Antennensystem

Die Figuren 5 bis 7 zeigen die Antennenanordnung 2o. Ein im wesentlichen zylindrisches Element loo ist geeignet, starr mit einem Radom-Schott in der Nase eines Flugzeugs verbunden zu werden. Ein Gehäuse Io2 ist mit dem zylindrischen Element loo verbunden und trägt die schwenkbare Antennenanordnung. Ein unteres Gehäuse Io4 enthält ein schwenkbares Verbindungselement 1ο6, welches eine Schwenkung zwischen einem festen Wellenleiterabschnitt Io8 und einem mit der schwenkbaren Antenne verbundenen Wellenleiterabschnitt Ho ermöglicht. Der WEllenleiterabschnitt Io8 ist mit dem Radar-Sender und -Empfänger des erfindungs-gemässen Systems verbunden. Die gesamte Wellenleiteranordnung des Systems steht normalerweise unter dem Druck von Frigen 116. Ein Messwandler 111 ist mit einem Schaltmotor verbunden, der aus einem Rotor 112 und einem Gehäuse 114 mit dem Stator besteht. Der Messwandler 111 liefert ein von der Stellung der Antenne abhängiges Signal an die Antennensteuerschleife, die bereits oben beschrieben wurde, damit diese wiederum Signale an den Schalt-

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motor liefert, um die gewünschte Schwenkbewegung der Antenne aufrecht zu erhalten.

Die abgehende Welle 116 des Schaltmotors ist in Lagern 118 gelagert und fest mit dem Gehäuse 12o der Antenne verbunden, deren Schwenkbewegung sie herbeiführt. Am oberen Ende des Gehäuses 124, welches auf das Gehäuse3o2 aufgeschraubt ist, ist eine Welle 122 befestigt. Mit der schwenkbaren Antenne ist ferner ein äusseres Gehäuse 126 verbunden, welches in Lagern 12 8 und 13o gelagert ist, so dass es gegenüber dem festen Gehäuse des Antennensystems schwenkbar ist. Am unteren Ende der WElIe 122 ist ein im wesentlichen U-förmiges Element 13 2 angebracht, in welchem das Mittelstück einer länglichen Blattfeder 134 gehaltert ist. Eine Schraube 136 ermöglicht es, die Schenkel des U-förmigen Elementes 132 gegeneinander zu ziehen und damit die Mitte der Blattfeder 134 sicher festzuklemmen. Wie am besten aus Fig. 6 deutlich wird, erstreckt sich die Blattfeder 134 über die gesamte Länge des Antennengehäuses 12o. Die Enden der Blattfeder 134 sind nicht eingespannt, sondern zwischen Rollenpaaren 14o bzw. 142 an den beiden Enden beweglich. Wenn das Antennengehäuse verschwenkt wird, biegt sich die Blattfeder 134 und verschiebt sich gegenüber den Rollenpaaren 14o und 142. Bei der Schwenkung des Antennengehäuses speichert die Blattfeder 134 Energie und versucht das Gehäuse in seine Ausgangsstellung zurückzuführen.

Mit dem Gehäuse 12o ist ein hinterer Gehäuseteil 146 verbunden, der für eine aerodynamische bzw. stromlinienförmige Ausbildung

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der Antenne sorgt. An der Vorderseite des Gehäuses 12o ist ferner ein Radom 14 8 befestigt. Vorzugsweise besteht der Radom 14 8 aus einem Material, wie zum Beispiel Fiberglas, welches für Radarsignale durchlässig ist.

Ein Hornstrahler 15o der Antenne ist an der Vorderseite derselben angebracht und umschliesst einen Wellenleiter 152 längs dessen gesamter Länge. Der Wellenleiter 152 ist mit dem Wellenleiterabschnitt Ho verbunden. In dem Hornstrahler 15o ist ein Polarisator 154 vom Viertelwellenlängengittertyp angeordnet, der vorzugsweise aus schäumform!gem., dielektrischem Material besteht. Mit dem Hornstrahler 15o ist ferner ein Stützelement 156 verbunden.

Wie Fig. 6 zeigt, wird die Antenne während des Betriebs um 3o um die senkrechte Achse der Welle 122 gedreht bzw. ausgehend von der Mittelstellung um jeweils 15 nach beiden Seiten. Die Blattfeder 134 unterstützt die Schwenkbewegung der Antenne und das von dem Messwandler über den Steuerkreis zu dem Schaltmotor gelieferte FEhlersignal stellt sicher, dass die Schwenkbewegung der Antenne über den vorgegebenen Winkelbereich aufrechterhalten wird. Bei einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der Antenne ist diese etwa 6o Zoll lang und 7 Zoll breit. Die Antenne des erfindungsgemässen Systems wird ferner vorzugsweise in dem Ka-Band zwischen 3 3 und 3 8 GHz betrieben. BEi einem Antennenverlust von 2,5 dB liegt der Antennengewinn bei einem bevorzugten Ausführungsbeispiel bei ungefähr 3 3,5 dB.

Die erfindungsgemässe Antenne ist vom Typ eines an den Ecken mit

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Schlitzen versehenen Wellenleiters. In diesem Zusammenhang wird insbesondere auf Fig. 8 verwiesen, die einen Abschnitt eines an den Ecken geschlitzten Wellenleiters 152 zeigt, wie er in der erfindungsgemässen Antenne Anwendung findet. Wie Fig. 8 zeigt, ist eine erste Gruppe von Schlitzen 16o in einer ersten Richtung geneigt, während eine zweite Gruppe von Schlitzen 162, welche in die Vorderseite des Wellenleiters eingeschnitten sind, eine Neigung in der entgegengesetzten Richtung aufweist. Die Schlitze sind regelmässig in die die Vorderseite bildende Schmalseite eines WEllenleiters 152 eingeschnitten, und zwar derart, dass sie bei einer Frequenz in Resonanzjschwingen, die gleich dem doppelten Wellenlängenabstand im Wellenleiter ist. Auf diese Weise schwingen im Resonanzfall sämtliche Schlitze in Phase und der Strahl wird senkrecht zur Längsrichtung des Wellenleiters orientiert. Für den Resonanzfall werden die Schlitze 16o und 16 2 reine Wirkleitwerte und addieren sich, da die Schlitze im Nebenschluss im Antennenspeicherbereich liegen. Bei der Resonanzfrequenz ist die Last|ein reiner Wirkwiderstand und gleich der Summe der Wirkleitwerte der Schlitze.

Um die richtige Flächenbelegung zu erhalten, wird dem Wellenleiter beim Strahlen jedes der Schlitze Energie entzogen. Aufgrund dieser Tatsache erhöht sich der Wirkle.itwert des Schlitzes mit dem Abstand vom Einspeisepunkt für den Wellenleiter, so dass sich insgesamt ein Wirkleitwert ergibt, der wesentlich grosser als "1" ist und folglich dazu führt, dass im Resonanzfall eine grosse Widerstands-Fehlanpassung auftritt. Aus diesem Grund wird die erfindungsgemässe Anordnung geringfügig oberhalb der Resonanz-

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frequenz betrieben. Der Strahl wird daher ein bis zwei Strahlbreiten weit von der Breitseite der Antenne gebündelt. Unter diesen Bedingungen ist ein Stehwellenverhältnis von weniger als 1,2 : 1 sichergestellt. Die vorstehend beschriebene Antenne für ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel arbeitet im Ka-Band bei 178 Wellenlängen. Bezüglich einer weiteren Beschreibung der Theorie derartiger, an den Ecken geschlitzter Wellenleiteranordnungen wird im übrigen Bezug genommen auf das Werk "Antenna Engineering Handbook" von H. Jasek, 1961, McGraw Hill, Kapitel 9.

Der X /4-Plattenpolarisator 154 verwandelt die horizontal polarisierte Welle aus dem Wellenleiter in eine zirkulär polarisierte WElIe. Der Polarisator 154 ist eine X/4-Anordnung, die eine Vielzahl von in gleichmässigen Abständen voneinander angeordneten, metallischen Streifenteilern umfasst, die in einem geschäumten, dielektrischen Material mit niedrigem Verlustfaktor (Ecco-Schaum) eingebettet sind. Die Metallstreifenteiler sind gegenüber der Antennenpolarisation unter einem Winkel von 45° orientiert, so dass sie die lineare Polarisation in eine zirkuläre Polarisation umwandeln. Durch die Anwendung dieses Verfahrens zur Zirkularpolarisation ist ein integriertes Löschungsverhältnis (ICR) von 17 dB ohne weiteres erreichbar.

Obwohl dies die Zeichnung nicht zeigt, ist bei einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der Antenne der Wellenleiter 152 auf einem zweiten Weg über die gesamte Länge der Antenne wieder zurückgeführt, um eine symmetrische Belastung derselben zu erreichen. Der Wellenleiter und der Hornstrahler bestehen im allge-

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ineinen aus Aluminium und sind starr miteinander verbunden. Der Schaltmotor, der bei dem betrachteten, bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung Anwendung findet, ist ein bürstenloser Gleichstromschaltmotor mit einem Permanentmagneten als Rotor und einer Ringwicklung als Stator. Der Motor wird für eine Schwenkbewegung von +_ 25 für eine Dauerleistung von 8 Watt und für ein Spitzendrehmoment von ca. 1,6 kg cm bemessen. Eine Hochdruckersatzflasche mit Frigen 116 ist in der Nähe des fernen Endes des Wellenleiters angeordnet und führt dem Wellenleiter über ein auf einen vorgegebenen Druck eingestelltes Reduzierventil Frigen zu. Ein auf die Flasche passender Druckmesser erlaubt die Prüfung des Frigenvorrats,und eine ähnliche Anordnung ist zusammen mit einem Zuleitungsventil an dem der Last zugewandten Ende des Wellenleiters vorgesehen und erlaubt die Messung des Druckes im Wellenleiter sowie eine Entleerung des Systems nach der Wartung.

Fig. 9 zeigt in Form eines Blockdiagramms die Schaltung zur Steuerung der Schwenkbewegung der Antenne 42. Der Messwandler 44 wird von einem Lineartransformator gebildet, der an eine Ausgangsdemodulatorschaltung 168 ein moduliertes 2 kHz-Signal liefert. Eine Bezugsspannung, die normalerweise die 2kHz-Flugzeugversorgungsspannung ist, wird dem Messwandler 44 zugeführt und ausserdem einer Bezugsdemodulator- und Regelrestsummierschaltung 17o. Diese Schaltung 17o kompensiert Amplitudenänderungen der Flugzeugversorgungsspannung und liefert einer Multiplizierschaltung 17 2 eine Spannung konstanter Amplitude. Die Bezugsdemodulator- und Regelrestsummierschaltung 17o verhindert auf diese Weise die Auswertung von Spannungsänderungen der Flugzeugversorgungsspannung als Änderungen in der Antennenstellung.

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Das Ausgangssignal der Ausgangsdemodulatorschaltung 16 8 ist ein Gleichstromsignal, welches sich langsam mit der Antennenschwenkfrequenz bzw. der Abtastfrequenz ändert, die bei dem bevorzugten Ausführungsbeispiel bei 2,5 Hz liegt. Das Ausgangssignal der Ausgangsdemodulatorschaltung 16 8 entspricht somit der Augenblicksstellung der Antenne 2o. Am Ausgang der Multiplizierschaltung 172 wird ein Signal erzeugt, welches der Antennenstellung entspricht und einem 9o -Phasenschieber 174 sowie einem Absolutwertverstärker 176 zugeführt wird. Der 9o°-Phasenschieber 174 verschiebt das sinusförmige Ausgangssignal der Multiplizierschaltung 172 in der Weise, dass deren Nulldurchgänge dem Auftreten von Spitzen der Wellenformen entsprechen. Ein Detektor 17 8 für die positiven Nulldurchgänge erzeugt eine Anzeige der positiven Amplitudenspitzen des Antennenstellungssignals, während ein Detektor 18o für die negativen Nulldurchgänge eine Anzeige der negativen Spannungsspitzen des Antennenstellungssignals liefert.

Das Ausgangssignal des Detektors 178 wird an einen Eingang einer Oderschaltung 182 gelegt und ausserdem an den Triggereingang eines spannungsabhängigen, monostabilen Multivibrators 184 zur Pulslängenmodulation. Das Ausgangssignal des Detektors 18o wird ebenfalls einem Eingang der Oderschaltung 182 zugeführt und ausserdem dem Triggereingang eines spannungsabhängigen, monostabilen Multivibrators 186 zur Pulslängenmodulation. Der Multivibrator 184 wird beim Auftreten jeder positiven Spitze des Antennenstellungssignals getriggert, während der Multivibrator nur beim Auftreten der negativen Spitzen des Antennenstellungssignals getriggert wird.

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Das Ausgangssignal der OderschaJLtung 182 wird einem Abtast- und Halteverstärker 188 zugeführt. Der Absolutwertverstärker 176 richtet das Antennenstellungssignal von der Multiplizierschaltung 172 gleich und liefert eine positive Ausgangsspannung, die ein Mass sowohl für die linken als auch für die rechten Abtastspitzenstellungen der Antenne ist. Diese Information wird dem Abtast- und Halteverstärker 18 8 zugeführt, der nur dann eine positive Spannung erzeugt, die der linken und rechten Spitzenstellung der Antenne entspricht, wenn das Auftreten einer Stellungsspitze von der Oderschaltung 182 festgestellt wurde. Diese Spannung wird an die MuIt!vibratoren 184 und 186 angelegt. Da die Multivibratoren 184 und 186 von den Detektoren 17 8 und 18o alternierend getriggert werden, wird von den Multivibratoren alternierend ein Ausgangsimpuls eines monostabilen Multivibrators erzeugt, welcher den alternierenden linken und rechten Antennenstellungsspitzen entspricht.

Die Impulsbreite der Multivibratorausgangssignale ist von der ermittelten Stellung der Antenne abhängig. Die impulsförmigen Ausgangssignale der Multivibratoren werden einer Treibermatrix 188' zugeführt, die aus einem Transistortreiber oder aus einer Treiberschaltung mit gesteuerten Siliziumgleichrichtern bestehen kann. Die impulsförmigen Ausgangssignale werden dann an den Schaltmotor 42 angelegt, um die Stellung der Antenne zu steuern. Einer der Impulsausgänge treibt den Motor 42 im Uhrzeigersinn, während der andere Impulsausgang den Motor 4 2 entgegen dem Uhrzeigersinn antreibt. Wenn sich die Schwenkbewegung der Antenne zu verlangsamen beginnt, wird die Impulsbreite der Ausgangssig-

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nale der Multivibratoren erhöht, um den Antrieb für die Antenne zu erhöhen. WEnn andererseits die linke und rechte Endstellung der Antenne gewisse Grenzen zu überschreiten beginnt, nimmt die Breite der impulsförmigen Ausgangssignale der Multivibratoren 184 und 186 ab, so dass die Antriebsbewegung für den Motor 42 verringert wird.

Radar-Empfänger

Fig. Io zeigt ein Blockdiagramm des Radar-Empfängers des erfindungsgemässen Systems. Die von der Antenne empfangenen Radarsignale werden in den Ferritzirkulator 52,der vorstehend bereits beschrieben wurde, eingespeist. Zur Prüfung des Empfängers wird an den Zirkulator 52 eine Last 2oo angehängt. Das Sendermagnetron ist ebenfalls mit dem Zirkulator 5 2 verbunden. Der Zirkulator wird als Duplexer betrieben, um die Verwendung einer einzigen Antenne zu ermöglichen. Die von dem Sender kommenden Signale werden über einen Koppler 2o2 abgetastet und über einen Leistungsmonitorkreis 2o4 an einen Eingang eines NAND-Gatters 2o6 gelegt, sowie an die eingebaute Prüfeinheit des Systems.

Die von der Antenne empfangenen Signale werden durch den Zirkulator 52 geschickt, der beispielsweise ein Zirkulator vom Typ R-641-LS sein kann, der von der Firma Ferrotech, Inc. hergestellt und verkauft wird. Die Signale gelangen dann an einen Sendeempfangsschalter 2o8. Der Sendeempfangsschalter 2o8 kann beispielsweise aus einer Schaltröhre vom Typ MA-3773 bestehen,

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wie sie von der Firma Microwave Ass. hergestellt und verkauft wird. Eine Vorionisationsschaltung 21o liefert die Vorspannung für den Sendeempfangsschalter 2o8, so dass die Schaltröhre eine Durchbruchsneigung besitzt und somit in bekannter Weise eine Signalisolation herbeiführt. Die empfangenen Signale werden ferner über einen Ferritschalter 212 geleitet, der eine zusätzliche Dämpfung gegenüber den Sendeimpulsen bewirkt. Der Ferritschalter kann beispielsweise ein Schalter vom Typ LTW-IoS sein, wie er von der Firma Ferrotech, Inc. hergestellt und vertrieben wird. Das PMT-Signal

wird durch einen Schalttreiber 214 geführt, der die Betätigung des Ferritschalters 212 steuert.

Die Empfängersignale werden durch einen Signalmischer geführt, der zwei entgegengesetzt gepolte Dioden 216 und 218 enthält. Zwischen den Dioden liegt ein Widerstand 22o, dessen beide Enden mit zwei Eingängen einer NAND-Sehaltung 222 verbunden sind. Ein Halbleiteroszillator 224, der als spannungsgesteuerter Oszillator ausgebildet ist, liefert ein 5o mW-Signal mit einer Frequenz von 1,458 GHz an einen Leistungsverstärker, der die Leistung auf etwa 1 Watt verstärkt. Das Signal wird dann einer mit dem Faktor 6 multiplizierenden Multiplizierschaltung zugeführt, die vorzugsweise in Dünnfilmtechnik hergestellt ist. Das entstehende 2 5o mW-Signal mit einer Frequenz von 8,75 GHz wird einer mit dem Faktor 4 multiplizierenden Multiplizierschaltung zugeführt, die ein endgültiges Signal von Io mW mit einer Frequenz von 32,94 GHz _+ 15o MHz erzeugt. Dieses Signal wird über einen Isolationskreis 226 geleitet und mit den empfangenen Signalen

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gemischt. Die an einen Linearverstärker 22 8 angelegte Frequenz ist eine Zwischenfrequenz von 6o MHz.

Das Zwischenfrequenzsignal wird in dem Linearverstärker 228 verstärkt, an den auch ein Nachechodämpfungssignal angelegt wird, um die Empfängersättigung zu vermindern, wenn sich der Zielbereich verkleinert. Das Nachechodämpfungssignal wird von einem Generator 2 3o erzeugt, der seinerseits von dem PMT-Signal des Systems gesteuert wird. Die verstärkten Signale werden dann einem logarithmischen Nachverstärker 232 zugeführt, indem sie eine 8o dB-KndverStärkung erhalten. Mit dem Verstärker 232 ist ein von Hand einstellbarer Verstärkungsregler verbunden. Der Verstärker¹ 232 besitzt eine linear-logarithmische Kennlinie, die an die Dynamik des Anzeigebereichs des Systems angepasst ist, um eine optimale Darstellung der Radarzielinformation sicherzustellen. Bei einem bevorzugten Ausführungsbeispiel besitzt der Verstärker 232 sieben Stufen, von denen jede für Signale schwacher Leistung arbeitet. Wenn die empfangenen Signale stärker werden, gelangt eine der Stufen nach der anderen in den Sättigungszustand, so dass sich eine Ausgangsspannung ergibt, die eine lineare Funktion der Eingangsenergie des Systems ist.

Der Ausgang des Verstärkers 23 2 ist mit einem Videodetektor und -Verstärker 2 34 verbunden, dessen Ausgang von einem Emitterfolger gebildet wird. Der Detektor 234 regelt das 6o MHz-Signal und arbeitet als Hüllkurvengleichrichter zur Erzeugung eines Videospannungsimpulses. Der Verstärker 232 kann nach Wunsch der Bedienungsperson auch zur Enttrübung eingesetzt werden. Die Ent-

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trübung dient der Zerlegung von Zielen mit grossem Querschnitt, wie zum Beispiel Flughafengebäude oder Wohngebiete, um die Sättigung der Radaranzeige zu verhindern. Die Videospannungsimpulse werden in einer später noch im einzelnen zu beschreibenden Weise an das Sichtgerät des Systems angelegt.

Ein Leistungsmonitorkoppler 2 36 ermittelt die von dem Magnetron übertragenen Signale und führt diese einem Mischer zur automatischen Scharfabstimmung zu, der zwei entgegengesetzt gepolte Dioden 238 und 24o enthält. Das Ausgangssignal der Trennstufe 226 wird ebenfalls von einem Koppler 242 überwacht und an den Mischer zur automatischen Scharfabstimmung angelegt. Wenn das System korrekt arbeitet, sollte das gemischte Signal auf der Zwischenfrequenz liegen und wird über einen begrenzenden Verstärker 244 an die Schaltung 246 zur automatischen Scharfabstimmung/angelegt. Das Ausgangssignal der Schaltung 246 wird an einen Eingang der NAND-Schaltung 222 angelegt. Der Mischer zur automatischen Scharfeinstellung ist ebenfalls mit zwei Eingängen der NAND-Schaltung 222 verbunden. Die Schaltung 246 zur automatischen Scharfabstimmung ist über einen beweglichen Schaltarm 24 8 mit dem Halbleiteroszillator 224 und einer Klemme 25o verbindbar. Die Klemme 25o ist mit einem Prüfwiderstand 252 verbunden, dessen anderes Ende am Bezugspotential liegt.

Die vorstehend beschriebene Schaltung zur automatischen Scharfabstimmung erhält die Frequenzsynchronisation zwischen dem Empfänger und dem Sender aufrecht. Wenn der Empfänger richtig arbeitet., sollte das resultierende Signal des Mischers zur auto-

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matischen Scharfabstimmung bei der Zwischenfrequenz liegen. Das gemischte Signal wird an den Schaltkreis 246 zur automatischen Scharfabstimmung angelegt, der einen Diskriminator und einen Bezugsfrequenzoszillator enthält und dazu dient, ein Gleichstromsignal zu erzeugen, welches der Steuerung des Halbleiteroszillators 224 dient. Wenn esjuhmöglich ist, den Halbleiteroszillator 224 auf die gewünschte Frequenz zu steuern, wird das resultierende Signal an die NAND-Schaltungen 222 und 2o6 angelegt, um eine Fehleranzeigelampe 254 einzuschalten, die sich am Instrumentenbrett des Flugzeugs befindet. Durch die Leistungsmonitorschaltung 2o4 wird ferner das Vorliegen einer minimalen Spitzenausgangsspannung des Senders überwacht und für den Fall, dass die Ausgangsleistung unter einen vorgegebenen Minimalwert fällt, wird die Fehleranzeigelampe 2 54 angeschaltet.

Das Vorhandensein der Vorspannung für den Mischerkristall wird ebenfalls von der NANJJ-Schaltung 222 festgestellt und bei Ausfall der Vorspannung wird die Fehleranzeigelampe 254 angeschaltet. Das Brennen der Fehleranzeigelampe 2 54 zeigt an, dass eine der Bedingungen unter einen bei dem Entwurf des Systems vorgegebenen Minimalwert abgefallen ist, was jedoch noch nicht notwendigerweise ein vollständiges Versagen des Radarsystems bedeutet. Li; muss der Beurteilung der Bedienungsperson überlassen bleiben, zu entscheiden, wann die von dem'System gelieferte Information sich soweit verschlechtert hat, dass sie vollständig unbrauchbar ist. Um der Bedienungsperson eine solche Entscheidung zu ermöglichen, kann der bewegliche Schaltarm 24 8 von Hand in die Stellang gebracht werden, in der die automatische Scharf-

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abstimmung geprüft werden kann, und ein beweglicher Schaltarm 256 kann in eine Stellung gebracht werden, in der der Ausgang des Linearverstärkers 228 mit einem Eichmarkenoszxllator 258 verbunden wird.

Der Eichmarkenoszxllator 25 8 erzeugt eine Serie von Zwischenfrequenzimpulsen, die einen vorgegebenen Abstand voneinander haben. Die Impulse werden über den logarithmicchen Iiachverstärker 2 dem Sichtgerät zugeführt. Auf dem Radarschirm werden sechs Horizontallinien dargestellt sowie eine vertikale Linie, deren Lage der Fluglinie des Flugzeugs entspricht. Dies wird erreicht, indem in der Darstellung eine Höhe von 5οό Fuss simuliert wird. Der Eichmarkenoszxllator 258 wird von einem gedämpften Sendeimpuls erregt, so dass er einen Impulszug von 60 HKz-Impulsen erzeugt, die in der Radarreichweite 2.000 Fuss entfernt sind und die mit zunehmender Reichweite in der Amplitude abnehmen. Die von dem Eichmarkenoszxllator 2 58 erzeugten Impulse werden auf dem Bildschirm als horizontale Linien angezeigt und geben einen Hinweis auf das korrekte Arbeiten der Antennenantriebsschaltung, des Drehmelders und der Anzeigeschaltung.

Die Amplitude der dem logarithmischen Nachverstärker 232 zugeführten Impulse ist so gewählt, dass auf dem Bildschirm sechs horizontale Linien erzeugt werden, die bei einer Höhe von 5oo Fuss einer¹ Kadarreichweite von 2.000, 4.000, 8.000, lo.ooo und 12.000 Fuss entsprechen. Der siebte und alle weiteren Impulse des Eichmarkenoszillators 25 8 liegen unterhalb der Ansprechschwelle des Systems und werden daher nicht dargestellt. Die

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Linienerzeugung mit Hilfe des Eiclunarkenoszillators liefert einen brauchbaren Hinweis auf die richtige Einstellung der Verstärkungsregelung für den Radar-Empfänger und für den Fall, daß während der Prüfung weniger als sechs Linien dargestellt werden, liegt die Lmpfängerempfindlichkeit unterhalb des während des Betriebs erforderlichen Minimums. Die Lage der vertikalen Eichlinie, die während der Prüfung auf dem Bildschirm erscheint, wird durch den Drehmelder für die Antennenstellung bestimmt. Die Lage der senkrechten Eichlinie in horizontaler Richtung bezüglich der Mittellinie ist ein Mass für die Linearität und Genauigkeit der liildröhrenablenkschaltungen für den Elektronenstrahl.

Eine ausführlichere Beschreibung der Funktion eines Radar-Empfänge is findet sich in dem Werk "Introduction to Radar Systems" von Merrill I. Skolnek, erschienen 1962 im Verlag McGraw-Hill im 8. Kapitel.

Radar-Sender

Fig. 11 zeigt ein Blockdiagramm eines Radar-Senders für ein erfindungsgemässes System. Die Versorgung des Systems erfolgt durch die übliche Moo Hz-Flugzeugversorgung, und zwar über ein Hetzfilter 2 8o, welches die hohen Frequenzkomponenten aus der Flugzeugverijorgungssxjannung ausfiltert. Ein 3-Phasen--Relaisschalter 2 82 schaltet das Moo Hz-Signal zu einem /uiodentransformator 2 84 durch. Eine- ÜLerlastschutzschaltung ?86 verhindert eine Überlastung des Systems und ein Magnetronheizstromre]ais 2 88 liefert

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Strom an den Heizdraht des Magnetrons. Über einen Transformator 29o wird ferner einem Thyratron 3o2 ein Heizstrom zugeführt.

Eine 3-Phasen-Brücke 292 liefert über ein L-Glied-Filter 29M eine gleichgerichtete Spannung an. eine Ladedrossel 296. Ein Belastungswiderstand 298 stellt für das L-Glied-Filter 294 einen Entladungsschutz dar, wenn das System ausgeschaltet wird. Die Ladedrossel 29ß enthält Induktivitäten, die für das System eine Last hoher Impedanz darstellen. Die Spannung wird an das Thyratron 3o2 des Senders über eine invertierende Ladeschaltung 3oo mit Dioden angelegt. Eine Triggerschaltung 3o4 liefert Triggerimpulse an das Gitter des Thyratrons 3o2. Das Ausgangssignal des Thyratrons 3o2 wird einem impulsformenden Netzwerk 3o6 zugeführt, welches Impulse abgibt, wenn das Thyratron 3o2 zündet. Die Impulse aus dem Netzwerk 3o6 werden über einen Impulstransformator 3o8 an das Magnetron 3Io angelegt. Der Modulator gemäss der Erfindung ist mit Öl gefüllt, um in grossen Höhen einen Spannungsdurchschlag zu verhindern, so dass er die Unterdrucktestbedingungen, die nach den FAA-Bestiinmungen gefordert werden, erfüllt. Im Handel ist eine Reihe von Ka-Band-Magnetrons erhältlich; erfindungsgemäas wird jedoch eine abstimmbare Röhre vom Typ L-456^li bevorzugt, die von der Firma Litton Industries hergestellt und vertrieben wird und die modifiziert ist, so dass sie eine Spitzenleistung von 8o kW abgibt. Die Energie für das Magnetron 31o wird von einem Heizdrahttransformator 312 geliefert. Das Ausgangssignal des Magnetrons 31o wird an den Zirkulator 52 angelegt.

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Der Synchronisierkreis 5 8 liefert das PMT-Signal für die zeitliche Steuerung des Systems, wie dies bereits oben beschrieben wurde.

Während des Betriebes des Radar-Senders liefert der Synchronisierkreis 58 ein PMT-Signal an die Triggerschaltung 3o4 , die das PMT-Signal verzögert und das Triggersignal für das Thyratron 3o2 liefert. Das Thyratron 3o2 besitzt normalerweise eine hohe Impedanz und das impulsformende Netzwerk 3o6, welches vorzugsweise eine Kette von LC-Netzwerken enthält, wird auf die an das Thyratron 3o2 angelegte Anodenspannung aufgeladen. Wenn das Thyratron zündet, entlädt sich das impulsformende Netzwerk 3o6 über den Impulstransformator 3o8, der die Spannung hochtransformiert und eine hohe Steuerspannung für das Magnetron 31o liefert. Von dem impulsformenden Netzwerk 3o6 .wird ein Signal mit einer Impulsbreite von 4o ns erzeugt, welches an das Magnetron 31o angelegt wird. Die invertierende Ladeschaltung 3oo bildet einen Rückflusspfad für die Energie, die infolge der Fehlanpassung zwischen dem impulsformenden Netzwerk und dem Impulstransformator während der Entladung nicht zu dem Magnetron übertragen wird. Der Modulator wird von der Überlastschutzschaltung 2 86 gegen Überlastungen geschützt, die durch übermässige Netzspannungsschwankungen, durch Lichtbogenbildung im Magnetron oder durch Strornkreis-unterbrechungen im Magnetron hervorgerufen v/erden. Beim Auftre fen einer Überlastung wird die 3-Phasen-Energie für die Hochspannungsversorgung des Modulators unterbrochen.

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Eine nähere Beschreibung der Betriebsweise von Radarsendera findet sich in Kapitel 6 des vorstehend erwähnten Werkes von Skolnek.

Kippgeneratorsystem

In Fig. 12 ist ein Blockdiagramm des Kippgeneratorsystems dargestellt. Die Radarhöhenanzeige und die barometrische Höhenanzeige von den Höhenmessgeräten des Flugzeugs werden einem Begrenzungsfilter 35o zugeführt, welches so aufgebaut ist, dass das erfindungsgemässe System bei Hohen unter 5o Fuss nicht arbeitet. Das Begrenzungsfilter 3 5o hat auch die Tendenz, Höhensignale zu glätten, so dass die Messergebnisse an Türmen, Bäumen oder dergleichen nicht ausgewertet werden. Die gefilterten Signale werden dann drei Wellenformern 352, 354 und 356 zugeführt. Der Wellenformer 352, der nachstehend noch in den Einzelheiten er-läutert werden soll, formt die Eingangswellenform derart um, dass sich ein Ausgangssignal ergibt₃ dessen Spannung sich, bezogen auf die Höhe, in der in der Zeichnung dargestellten Weise ändert.

Diese Spannung wird dann an eine RC-Schaltung angelegt, die aus einem Widerstand 358 und einem Kondensator 3Go besteht. Eine Diodenklemmschaltung 36 2 steuert den Ladevorgang der RC-Schaltung. Das Ausgangssignal des Wellenforaers. 354 wird an eine FC-Schaltung aus einem Widerstand 364 und einem Kondensator 36G angelegt, deren Ladevorgang von einer Transistorklemmschaltung 36 8 gesteuert wird. In ähnlicher Weise wird die Ausgangsspan-

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nung des Wellenformers 3 56 an eine KC-Schaltung aus einen Widerstand und einem Kondensator 37 2 angelegt, wobei dem Kondensator 372 eine Transistorklemmschaltung 3 74 parallel geschaltet ist. Jede der Ausgangs spannungen der Wellenformer 352, 354 und 356 wird ferner einer Summier- und Subtraktionsschaltung 37G zugeführt. Die Summe der drei Ausgangsspannungen wird in dieser von einer Bezugsspannung abgezogen, die über eine Eingangskiemine 37 8 zugeführt wird und die einem maximalen Elevationswinkel gegenüber dor Horizontalen von 12,1 entspricht. Die Ausgangsspannung der Summier- und Subtraktionsschaltung 376 ist somit ein Mass für die Spannung, die erforderlich ist, um die Sumr.e der Wellenformer 352, 354 und 356 auf einen maximalen Elevationswinkel von 12,1 zu bringen. Das Ausgangssignal der Suimrier- und Subtraktionsschaltung 376 wird einer KC-Schaltung aus eineir. Widerstand 3 8o und einem Kondensator 3 82 zugeführt. Dabei liegt parallel zu dem Kondensator 3 82 eine Diodenklemmschaltung 3 84.

Lin wichtiger Aspekt der vorliegenden Erfindung ist die Tatsache, dass die Zeitkonstanten der verschiedenen RC-Schaltungen des Kippgeneratox-"s verändert werden. So ist beispielsweise der Wert des Kondensators 372 gleich dem 125faehen Wert des Kondensators 36o, während die Kapazität des Kondensators 366 das 25fache der Kapazität des Kondensators 36o beträgt. Die Kapazität des Kondensators 382 ist gleich der 5fachen Kapazität des Kondensators 3Go.

Die an den Kondensatoren 36o, 366, 372 und 382 (bei unwirksam gemachten Klemmschaltungen) auftretenden Exponentialspannungen werden sämtlich an den Eingang eines Suinmierverstärkers 39o ge-

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legt, dessen Ausgangssignal überfeine Relaiswählsteuerung 392 an einen Treiberverstärker 394 angelegt wird. Die Summe der Exponentialspannungen, die erzeugt werden, wenn die RC-Netzwerke sich ohne Behinderung durch die Klemmschaltungen auf die Spannung aufladen können, die ihnen von den zugeordneten Wellenformen zugeführt wird, ändert sich näherungsweise in Übereinstimmung mit dem Verhältnis von Flugzeughöhe zu Zeit bzw. Radarreichweite. Das Äusgangssignal des Treiberverstärkers 3 9 4 dient der Steuerung des vertikalen Leitungsverstärkers der Radarbildröhre. Dieser Verstärker liefert in einer Weise, die nachstehend noch näher beschrieben werden soll, ein nicht-lineares Signal, welches zu einer naturgetreuen, perspektivischen Darstellung der angeflogenen Landebahn führt. Das begrenzte und gefilterte Höhensignal wird ferner einer spannungsgesteuerten Verzögerungsschaltung 398 zugeführt. Das Ausgangssignal der¹ Verzögerungsschaltung 398 steuert die Zeit« zu welcher ein inono-

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stabiler Multivibrator 4oo mit einer einem /Vorgang entsprechenden Impulsbreite getriggert wird, und das Ausgangssignal dieses Multivibrators 4oo dient der Steuerung jeder der Klenunschaltungen 362, 368, 374 und 384.

Das PMT-Signal wird ebenfalls an die Verzögerungsschaltung 39 8 angelegt und ferner an den Generator 4o2 zur Lrzeugung der Symbol-jllorizont- und Abtast- marken. Der Steuerung des Generators 4o2 dient das an ihn angelegte, horizontale Kippsignal. Nach der durch die Verzögerungsschaltung 39 8 bestimmten Verzögemingszeit trennt der monostabile Multivibrator 4oo die Klemmschaltungen 3G2, 368, 374 und 384 von den RC-Schaltungen, so dass diese

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sich entsprechend ihren verschiedenen Zeitkonstanten auf die Spannungspegel aufzuladen beginnen, die ihnen von den zugeordneten Wellenformern angeboten werden. Die Summe der von den KC-Schaltungen erzeugten Spannungen ist dann ein Mass für das Verhältnis von Flugzeughöhe zu Radarreichweite. Die von der Verzögerungsschaltung 39 8 eingeführte Verzögerung ist der Flugzeughöhe linear proportional. Am Ende der Impulsdauer des monostabilen Multivibrators 4oo legen die Klemmschaltungen die Kondensatoren wieder auf Bezugspotential.

Nach dem Abtrennen der verschiedenen Klemmschaltungen werden die von den KC-Schaltungen erzeugten Spannungen an den Summierverstärker zur Steuerung des vertikalen Leitungsverstärkers des Anzeigegeräts angelegt. Das modulierte Antennenpositionssignal, welches von dem die Antennenstellung abtastenden Drehgeber geliefert wird, wird einer Antennendemodulatorschaltung 4o6 zugeführt, die an einen Kosinusgenerator 4o8 und an einen Verstärker 41o ein Signal liefert, welches die Antennenposition anzeigt. Als weiteres Eingangssignal wird an den Verstärker 41o ein Signal von einer Steuerkursdemodulatorschaltung 412 angelegt. Diese empfängt Eingangssignale von dem bereits vorstehend beschriebenen Steuergehäuse und von dem Kreiselkompass des Flugzeugs und erzeugt ein Signal, welches ein Hass für die Stabilisierung des Steuerkurses ist.

Der Ausgang des Verstärkers 41o liegt an einem Wählrelais 414. V/enn an diesem Wählrelais 414 die B-Abtastung bzw. die naturgetreue Abtastung eingestellt ist, wird das Ausgangssignal des

_ O O _ ο Ο

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3?

Verstärkers 41o einem Leitungstreiber 416 zugeführt, dessen Ausgang zum Treiben der Horizontalablenkung über ein Koaxialkabel mit der Radar-Bildröhre verbunden ist, wenn diese im B-Betrieb arbeitet oder eine naturgetreue, perspektivische Darstellung erzeugt. Wenn an dem Wählrelais 411 die Rundsicht- oder PPI-Anzeige ausgewählt wird, wird das Ausgangssignal des Kosinusgerierators 4q8, welches dem Winkel θ bzw. der Antennenposition entspricht, über einen Integrationsverstärker 418 und über einen Verstärker 42o zur Steuerung an den horizontalen Leitungstreiber 416 angelegt.

Das Ausgangssignal der Steuerkursdemodulatorschaltung 412 wird dem Verstärker 41o zur Modifizierung der horizontalen Abtastspannung zugeführt. Die optische Anzeige wird dann so kompensiert, dass bei kleinen Kursänderungen des Flugzeugs die Landebahn im wesentlichen an der gleichen Stelle bleibt, um zu verhindern, dass sich die Landebahn bewegt, während eine grobe Annäherung durchgeführt wird.

Ein anderes Ausgangssignal des Kosinusgenerators 4o8, welches dem cos θ der Antennenstellung entspricht, wird an eine Auswahlschaltung 424 zur Auswahl der PPI- oder der B-Darstellung angelegt , und das Ausgangssignal dieser Auswahlschaltung 424 wird über einen Integrationsverstärker 426 und einen Verstärker 42 8 an die Relais-Wählsteuerung 39 2 angelegt. Die Amplitude der vertikalen B-Kippspannung kann durch Veränderung des Widerstandes 4 3o an der Auswahlschaltung 42 4 geregelt werden. Das Ausgangssignal des Verstärkers 428 wird über die Relais-Wählsteuerung 392 bei B- oder PPI-Betrieb an den Treiberverstärker 394

- 39 -

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angelegt und dient der Steuerung der Vertikalablenkung der Radar-Bildröhre.

Eine Relaisauswahlschaltung 436 kann in Abhängigkeit von vier Bei'eichs-Eingangssignalen in vier verschiedenen Betriebsarten betrieben werden, und ihr Ausgang ist mit einer Schaltung 43 8 verbunden, die der Verzögerung der PPI- und B-Darstellung dient. Bei der Betriebsart, bei welcher der Schaltung 436 das Eingangssignal "automatischer Bereich" zugeführt wird, wird in dem Verzögerungskreis 43 8 eine 83 Sekunden-Ablenkschaltung benutzt. Diese Ablenkschaltung verändert die PPI- oder B-Verzögerungszeit in einem Umfang, der der Geschwindigkeit entspricht, mit weichet¹ sich das Flugzeug normalerweise der Landebahn nähern würde. Der Kreis 4 38 ist mit einem PPI- oder B-Ablenkbreitenkreis 44ο verbunden, der ein Signal für den Integratorrückstellkreis 4 42 liefert, der den Integrationsverstärker 426 zurückstellt. Das PMT-Signal wird an den S-Lingang einer Flip-Flop-Schaltung 446 gelegt, und der Ablenkbreitenkreis 44o ist mit dem R-Eingang des Flip-Flop-Kreises 446 verbunden.

An einen Intensitätskompensationskreis 4 5o, welcher einen Leitungstreiber 452 zur Steuerung der Vorlaufhellsteuerung der Bildröhre steuert, werden mehrere Eingangssignale angelegt. Das PMT-Signal wird an den Intensitätskompensationskreis 45o angelegt und ausserdem Lingangssignale von den Ablenkbreitenkreisen, um die Heilsteuerungsdauer und die Ablenkung des Vertikalablenksignals für die naturgetreue Darstellung zu bestimmen. Die Ableitung der vertikalen Ablenkspannung für die naturgetreue Dar-

- Ho -

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Stellung wird während der Zeit zu einem Impuls addiert, die für die Hellsteuerung der Röhre erwünscht ist. Die Amplitude der Ableitung des Vertikalablenksignals für die naturgetreue Darstellung verändert sich in Abhängigkeit von der Höhe und von der Zeit, so dass die einer geringen Höhe entsprechenden Signale am Anfang der Ablenkung mit grösserer Intensität zugeführt werden als solche, die einer grösseren Höhe entsprechen.

Eine Rolldemodulatorschaltung 4 54 ermittelt über den Kreiselkompass des Flugzeugs die Bewegung desselben um die Rollachse. Das Ausgangssignal des Demodulators 454 wird einer Hultipliziereinheit 456 für vier Quadranten zugeführt, die ein Eingangssignal für den Summierverstärker 39o liefert. Das Horizontaloblenksignal für die naturgetreue Darstellung wird ebenfalls der Multipliziereinheit 456 zugeführt und wird in dieser mit dem Rollwinkel multipliziert und anschliessend zu dem vertikalen Abtastsignal addiert. Auf diese Weise ermittelt die Schaltung die Drehung des Flugzeugs und dreht dementsprechend das Bild der auf dem Radarschirm dargestellten Landebahn, um die naturgetreue Abbildung zu unterstützen.

Beim Arbeiten des Systems im B-Betrieb werden die Wählschaltun-

gen 392 und 414 in die dem B-Betricb entsprechende Stellung gebracht, und zwar mit Hilfe des Betriebsai^tenwählschalters am Instrumentenbrett des Flugzeugs. Die. modulierte Antennenposition wird somit über die Antennendemodulatorschaltung 4o6 und den Verstärker 4lo an den horizontalen Leitungstreiber 416 gelegt. Damit ist die Horizontalablenkung der Anzeigeröhre der Antennen-

-Ul-

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•rt

Schwenkung proportional. Die vertikale Ablenkung , wird für den B-Betrieb am Kreis 44o eingestellt und über den Integrationsverstärker 426 und den Verstärker 42 8 dem vertikalen Leitungsverstärker 394 zugeführt, so dass eine lineare Rampenfunktion erzeugt wird, die in Abhängigkeit von der Zeit steigt und der Steuerung der Vertikalablenkung der Bildröhre dient. Das Ende der Ablenkung wird bei jeder Ablenkdäuer durch den Kreis 44o bestimmt. Das sich dabei ergebende Schirmbild auf der Radarröhre entspricht der üblichen B-Darstellung.

Wenn mit Hilfe der Wählrelais eine verzögerte B-Darstellung ausgewählt wird, wird auf dem Radarschirm die Darstellung eines Ausschnitts des erfass-ten Gebietes geliefert. Dabei arbeitet der Kreis, wie vorstehend beschrieben, mit der Ausnahme, dass die Verzögerungsschaltung 438 so arbeitet, dass das Wirksamwerden der vertikalen B-Ablenkung für das an der Relaisauswahlschaltung 436 ausgewählte Zeitintervall verhindert wird.

Die Betriebsart der automatischen Bereichsauswahl kann ebenfalls an der Relaisauswahlschaltung 436 eingestellt werden, wobei die 83 Sekunden-Auslenkung der Verzögerungsschaltung 43 8 eingeschaltet wird. Diese Betriebsart verändert die Zeitverzögerung,mit welcher die Vertikalablenkung eingeleitet wird und kompensiert damit die Geschwindigkeit des Flugzeugs, so dass die gefundene Landebahn im wesentlichen an der gleichen Stelle der Bildröhre bleibt, wodurch die Probleme der Identifizierung und Feststellung der Position der Landebahn auf dem Radarschirm erleichtert werden. Während des Anflugs des Flugzeugs wird die Landebahn grosser, bleibt jedoch auf der Bildröhre sichtbar, so dass das

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Umschalten der Bereiche für die Bilddarstellung entfallen kann.

Bei der PPI-Betriebsart wird die Relaiswählsteuerung 392 in die PPI-Stellung geschaltet. Der vertikale Leitungstreiber 394 wird somit durch ein positives Rampensignal des Kosinusgenerators 4o8 getrieben, dessen Amplitude proportional zum Kosinus des Antennensignals ist, welches der Anterinendemodulatorschaltung 4o6 zugeführt wird. Der horizontale Leitungstreiber 416 wird von dem Kosinusgenerator 4o8 über den Integrationsverstärker 418 und den Verstärker 42o angesteuert, und zwar entsprechend einer Bereichsnäherung multipliziert mit dem Sinus des Azimutwinkeis, was für das vorliegende System durch den Bereich multipliziert mit dem Azimutwinkel angenähert werden kann. Wie bereits eingangs erwähnt, erfolgen die B-Darstellung, die verzögerte Darstellung und die PPI-Darstellung in üblicher Weise und sollen nicht weiter in den Einzelheiten diskutiert werden.

Bei der erfindungsgemässen Betriebsart der naturgetreuen Darstellung werden die Wählschalter in die richtige Lage gebracht und die Radarhöhensignale oder die barometrischen Köhensignale werden dem Begrenzungsfilter 35o zugeführt. Das gefilterte und begrenzte Signal wird gleichzeitig den Wellenformern 352, 354 und 356 zugeführt, in denen Spannungen erzeugt werden, die in der dargestellten Weise von der Höhe abhängig sind. Diese Spannungen werden über Widerstände 358, 364 und 37o an Kondensatoren 36o, 366 und 372 und Klemmschaltungen angelegt. Zusätzlich wird eine Spannung, die der Differenz zwischen einem Elevationswinkel zwischen 12,1 und der Summe der Ausgangssignale der

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Wellenformer entspricht, an die RC-Schaltung aus dem Widerstand 38o und dem Kondensator 382 sowie an die Diodenklemmschaltung 384 angelegt. Nach Abtrennen der verschiedenen Klemnsehaltungen beginnen sich die RC-Schaltungen entsprechend ihren jeweiligen Zeitkonstanten aufzuladen. Der Summierverstärker 3 9o erzeugt somit ein vertikales Treibersignal, das eine nicht-lineare Funktion ist, die annähernd folgender Gleichung gehorcht:

wobei ß = Elevationswinkel, h = Flugzeughöhe und

r = augenblicklicher Zielbereich der Radarsignale ist.

Ein vertikales Ablenksignal für die Baldröhre entsprechend der nicht-linearen Gleichung (1) führt zu einer Landebahndarstellung auf dem Bildschirm, die direkt der wirklichkeitsgetreuen, perspektivischen Ansicht der Landebahn vom Flugzeug aus entspricht. In anderen Worten wird also die angeflogene Landebahn mit einer geraden Mittellinie und mit geraden Seitenlinien dargestellt, die gegen das hintere Ende der Landebahn konvergieren, wie dies bei einer naturgetreuen Perspektive der Fall ist. Das Bild hilft somit dein Piloten nicht nur bei der genauen Bestimmung einer seitlichen Abweichung des Flugzeugs von der Landebahn und von dem Aufsetzpunkt auf der Landebahn, sondern auch beim Finden eines glatten Übergangs von der bildlichen Darsteilung der Landebahn zur tatsächlichen Ansicht der Landebahn durch

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das Cockpitfenster während der Landung. Wie bereits vorstehend erwähnt, liefern die bekannten Darstellungen, wie die PPI- und die B-Darstellung, gegenüber der Wirklichkeit verzerrte Bilder einer angeflogenen Landebahn.

Die Figuren 13 bis 16 sollen nun das Verständnis der Wirkungsweise der naturgetreuen Abbildung gemäss vorliegender Erfindung unterstützen. Eine Untersuchung der Faktoren, die das perspektivische Sehen beeinflussen, hat gezeigt, dass das menschliche Auge im wesentlichen in einem sphärischen Koordinatensystem arbeitet, wobei einer der Gründe für die TiefenwahrneInnung bei einäugigem Sehen darin liegt, dass schiefe Winkel wahrgenommen werden. Dies hat zur Folge, dass das menschliche Auge parallele Linien wahrnimmt, die die Tendenz haben, im Unendlichen zusammenzulaufen, obwohl der Winkel zwischen den parallelen Linien nahezu Null ist. Das erfindungsgemässe Radarsystem muss also gerade Linien im Raum als gerade Linien auf dem Radarschirm abbilden und ausserdem eine Linearperspektive liefern, in welcher parallele Linien im Unendlichen zusammenzulaufen scheinen.

Bei dem erfindungsgemässen Verfahren zur naturgetreuen Abbildung wird der Azimutspitzcnwinkel des Systems bestimmt und der EIevationswinkel ß wird synthetisch erzeugt. Für diese synthetische Erzeugung von ß wird angenommen, dass das Terrain unter dem Flugzeug eine horizontale Ebene ist. Betrachtet man nunmehr Fig. 13, so erkennt man, dass der Winkel ß durch folgende Gleichung dargestellt werden kann:

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-1
(2) & = sin

R_s Co. ,tT
dabei ist R = Schrägentfernung zu einem

Punkt des Terrains h = Flugzeughöhe und OC = Azimutspitzenwinkel

Wenn die Höhe bekannt ist, kann ß für Ziele längs des Flugzeugkurses (OC = 0) errechnet werden, wenn man davon ausgeht, dass für ein ebenes Terrain folgende Beziehung gilt:

(3) R (Ü,t) = Kt

wobei K = Konstante für Entfernungseinheiten

pro Zeiteinheit und t = Zeit ist.

Betrachtet man nunmehr Fig. 14, so erkennt man, dass ein langes, gerades Ziel, welches quer zum Flugzeugkurs liege, als ein Ziel L erkannt wird. Es ist nun wünschenswert, dass das Ziel L in der erfindungsgemässen, naturgetreuen Darstellung als horizontale Linie erscheint. Normalerweise wird nun jedoch, wenn keine Korrektur der an die Radar-Bildröhre angelegten Kippspannungen erfolgt, die Abbildung des Zieles L eine gewisse Krümmung aufweisen. Ls soll beispielsweise angenommen werden, dass die Konstante K gewühlt wurde, um für irgendeine feste Höhe eine richtige Abbildung von Zielen längs der Grundlinie zu erhalten. Zie-

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le längs der gekrümmten Linie L werden für einige Azimutwinkel OC seitlich des Flugzeugkurses in einem üblichen Radarbild als gerade Linie erscheinen, wie dies in Fig. 15 gezeigt ist. Dies ist das natürliche Ergebnis der Tatsache, dass Gleichung (2)
für ß keinen Ausdruck enthält, der eine Funktion von CX. ist und ausserdem eine Folge der Tatsache, dass sich R und h nicht mit

cc ändern. Somit beschreibt der konstante Ort von ß einen Eogen auf der hypothetisch ebenen Erdoberfläche, welcher einer konstanten Schrägentfernung R entspricht.

Es wird somit angenommen, dass entsprechend der vorhergehenden Gleichung (2) eine vertikale' Kip;
zwar gemäss folgender Gleichung:

Gleichung (2) eine vertikale' Kippspannung ß erzeugt wird, und

(4) β = K sin ^-1 ~
d s _Kt

wobei K ⁼ Bildskalenfaktor in Volt pro Zoll

und Grad.

Längs des Kurses des Flugzeuges erfolgt somit eine korrekte Abbildung , wenn das Terrain flach ist. Punkte des Zieles L, die seitlich der Kurslinie (ex= O) liegen, werden jedoch in der Abbildung nicht als eine gerade Linie wiedergegeben.

Betrachtet man Fig. 16, so erkennt man, dass die Schrägentfer— nung zu Punkten des Zieles L in einfacher V/eise aus der Schrägentfernung R (Q, t) abgeleitet werden kann, und zwar gesr-äss
folgender Gleichung:

- H7 -

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(5) R <ot,t> =

R_s(O,t)

S COS CX

COS OC

wenn das Ziel L die KursIinie zur Zeit t schneidet, dann gilt;

^Rs ^(Ü'^tO^{) = Kt}O' ^und

Kt₀

(CX, t₀) = _-

cosoc

Der Llevatiorswinkel längs der Kurslinie am Schnittpunkt des Zieles L ist dann:

— Λ Vt

(6) ß„ = sin

Für andere Punkte des Zieles L ist der Winkel ß eine Funktion von ex. , nänilich:

(7) ß(oC) = sin

Kt

. -1 h cos ex. i

ι η · ^

Gleichung (7) erklärt die bildliche Darstellung, die in Fig. Ib gezeigt ist.

Um die Linie L auf dem Bildschirm zu lincarisieren, sollten die Kippspannungen für die bildröhre idealerweise nach einer Funktion von oc modifiziert werden. Nimmt man an, dass die vertikale Kippspannung folgender Gleichung gehorcht:

- M 8 -

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(8) β = K sin ·-

α s

Kt cos OC

dann ändert sich t für Punkte längs der Linie L gemäss folgender Gleichung:

2, wobei gilt

(9)	t =	t	cc
(Ιο)	^ßd =	cos	sin
K S

^Ktü

somit würde L nunmehr in der Abbildung als horizontale Linie (ß„) erscheinen.

Um die Kosten und den technischen Aufwand für die Abbildung gering zu halten, wird es nun allgemein erwünscht sein, für die vertikale Ablenkung (ß) eine Näherung der oben entwickelten Gleichung (8) zu erhalten.

Hierfür können zwei offensichtliche Näherungen in Betracht gezogen werden:

sin x-x (für kleine Werte von x), und cos y =* 1 (für kleine Werte von y).

Die Signalform für die vertikale Ablenkspannung kann also durch folgende Funktionen angenähert werden:

K_{s h}
(11) ^ß _dt = , oder

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(12) ß_d, =

Kr
wobei r = Radarzielabstand ist.

Fig. 17 zeigt eine graphische Darstellung von ß entsprechend Gleichung (12) über der Entfernung, und zwar für verschiedene Ilughöhen. In dem erfindungsgemässen System wird ein maximaler Elevationswinkel ß von 12,1 benutzt. Der nicht-lineare Charakter der Gleichung (12) wird in Fig. 17 deutlich erkennbar. Für eine Höhe von 5o Fuss entsprechend der Kurve 5oo fällt der EIevationswinkel ß bei kurzen Abständen sehr schnell. Wie aus der Kurve 5o2 deutlich wird, beginnt der Elevationswinkel ß gemäss Gleichung (12) bei einer Flughöhe von loo Fuss auch erst bei dem gleichen Abstand abzufallen, der auch für die Kurve 5oo gilt. In ähnlicher Weise zeigt die Kurve 5o4, die für eine Flughöhe von 5oo Fuss gilt, keinen Abfall des Elevationswinkels ß für eine Entfernung, die grosser ist als bei den Kurven 5oo und 5o2.

Betrachtet man nun die die Kurven 5oo, 5o2 und 5ο¹+ bei dem Wert ß = 12,1 schneidende Linie, so erkennt man, dass die Abstandsverzögerung zwischen den verschiedenen Kurven eine lineare Funktion der Höhe ist. Diese lineare Verzögerung wird in dem erfindungsgemässen System durch die spannungsgesteuerte Verzögerungsschaltung 398 simuliert, welche die Impulsbreite bzw. die Ablenksignalbreite des monostabilen Multivibrators 4oo für die Betätigung der verschiedenen Klemmkreise gemäss der Erfindung steuert. Der Grenzabstand der verschiedenen Kurven in Fig. 7

- 5o -

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SO

wird, bezogen auf den Abstand, durch den Ausgangsimpuls des irionostabilen Multivibrators 4oo bestimmt.

Fig. 18 zeigt mehr ins einzelne gehend die verschiedenen Wellenformen, die von den Wellenformern 352, 3 54 und 356 in Fig. 12 simuliert werden. Die Wellenform 5o6 ist eine Funktion, die durch den Wellenformer 352 angenähert wird, und man erkennt, daß iä - aufgetragen in Elevationsgraden - bei steigender Flughöhe schnell abfällt. Somit hat also die von dem Wellenformer 352 gelieferte Spannung die grössten Auswirkungen auf die vertikale Kippspannung bei geringeren Flughöhen, d.h. also, wenn das Flugzeug zu landen beginnt. Die Wellenform 5o8 zeigt die Funktion, die von dem Wellenformer 354 angenähert wird, und man erkennt, dass die Ausgangsspannung des WelLenformers 3 54 mit der Flughöhe bis zum Erreichen eines Wertes von 42 5 Fuss linear ansteigt und dann bei grösseren Höhen mit verminderter Geschwindigkeit ansteigt. Die von dem Wellenformer 354 erzeugte Spannung hat also erfindungsgemäss in erster Linie bei grösseren Höhen einen Einfluss auf die vertikale Ablenkspannung.

Die Wellenform 51o ist eine Funktion, die von dem Wellenformer 356 angenähert wird, und man erkennt, dass die Ausgangsspannung, die von dem Wellenformer 3 56 erzeugt wird, in erster Linie bei grösseren Flughöhen des Flugzeugs von Einfluss auf die vertikale Ablenkspannung ist. Die Wellenform 512 stellt das Ausgangssignal der Summier- und Subtraktionsschaltung 3 76 dar und zeigt eine Spannung, die benötigt wird, um die Summe der Ausgangssignale sämtlicher Wellenformer gleich einer Spannung zu halten, die einem Elevationswinl<el ß von 12,1 entspricht. Man erkennt, dass

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das Ausgangssignal der Summier- und Subtraktionsschaltung 376 in erster Linie bei Flughöhen zwischen loo und Hoo Fuss von Einfluss ist.

Die Wirkung der in Fig. 18 gezeigten Wellenformen, die von den Wellenformern 352, 354, 356 und 376 in der im Zusammenhang mit Fig, 12 beschriebenen Weise erzeugt werden, besteht darin, dass die in Fig. 17 gezeigten, nicht linearen Kurven durch das er- " findungsgemässe System angenähert werden.

Die Figuren 19a bis 19d zeigen vier Darstellungen einer Landebahn bei verschiedenen Höhen und Abständen, wie sie auf dem Radarbildschirm des erfindungsgemässen Systems dargestellt werden. Bei einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung wird eine Radar-Bildröhre in Form einer Direktsichtspeicherröhre von etwa 12,5 cm Durchmesser verwendet, so dass sich eine brauchbare Bildfläche von etwa locm Kantenlänge ergibt. In den Figuren 19a bis d ist nur der brauchbare Teil des Bildschirms dargestellt, und es versteht sich, dass die Zeichnung nur Annäherungen des tatsächlichen Bildes zeigt. Beispielsweise wird in einem i wirklichen Radarbild die Landebahn im allgemeinen als dunkles Ziel in einem hellen Feld dargestellt.

Der horizontale Maßstab der Radar-Bildröhre ist, ausgehend vom Mittelpunkt, auf + 15 nach rechts und - 15 nach links geeicht. Die vertikale Skala der Bildröhre ist, ausgehend von 0 , am Horizont ,der durch die Linie 513 dargestellt ist, nach unten bis 15 unterhalb des Horizontes geeicht. Eine punktierte, horizontale Linie 514 stellt den Gleitweg bei 2,5 unter dem Horizont

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dar, um den Aufeetzpunkt auf der Landebahn erkennen zu lassen. Bei dem Landeanflug,der in den Figuren 19a bis d gezeigt ist, beträgt der Gleitweg des Flugzeuges 2,5 , und der Driftwinkel, der Kursfehler und die Aufsetzpunktabweichung sind jeweils Null.

Fig. 19a zeigt eine 15o Fuss breite Landebahn 516 aus einem Abstand von 2 Meilen vom Aufsetzpunkt und bei einer Flughöhe von 53o,9 Fuss, Die praktische Benutzung des erfindungsgemässen Systems hat gezeigt, dass das Bild der Landebahn 516 auf dem Bildschirm dem Bild, das der Pilot beim Blick durch das Cockpitfenster sieht, verblüffend ähnlich ist. Fig. 19b zeigt die Landebahn 516 aus einem Abstand von einer Meile vom Aufsetzpunkt und für eine Flughöhe von 265,5 Fuss. Fig. 19c zeigt ein Bild der Landebahn 516 aus noch kleinerem Abstand, nämlich aus einer Entfernung von o,5 Meilen bei einer Flughöhe von 132,7 Fuss. Die punktierte Linie 514 zeigt deutlich den Aufsetzpunkt auf der Landebahn. Fig. 19d zeigt ein Bild der Landebahn 516 aus einem Abstand von o,19 Meilen vom Aufsetzpunkt und aus einer Flughöhe von 5o,H Fuss.

Aus sämtlichen, in den Figuren 19a bis d dargestellten Ansichten einer Landebahn erkennt man, dass die erfindungsgemässe Darstellung direkt der natürlichen Perspektive entspricht, die sich vom Flugzeug aus beim Blick auf die Landebahn ergibt. Insbesondere ist, wie Fig. 19d zeigt, das optische Bild einer Landebahn gezeigt,' die eine gerade Vorderkante 518 und gerade Seitenkanten 52o und 522 aufweist, die in Richtung auf das hintere Landebahnende 524 konvergieren, wie dies bei einer wirklichkeitsgetreuen Perspektive der Fall ist.

_ C O _

3O

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Es versteht sich, dass für den Fall, dass das Flugzeug während des Landeanflugs bezüglich der Landebahn seitlich versetzt ist, auch die Landebahn seitlich gegenüber der senkrechten Mittellinie der Radar-Bildröhre versetzt sein wird und dass die Form der Landebahn sich gleichfalls entsprechend verändert, um den natürlichen Anblick der Landebahn, wie er sich vom Flugzeug aus bei der gegebenen seitlichen Abweichung ergibt, zu simulieren. Wenn das Flugzeug die Landebahn unter einem Vorhaltewinkel anfliegt, wird ferner das Bild der Landebahn dem Piloten deutlich f zeigen, dass der Anflug nicht optimal ist. Darüberhinaus wird der Bildschirm dem Piloten bei einem unerwünschten Rollen des Flugzeugs zeigen, dass die Landebahn um einen dem Rollwinkel entsprechenden Winkel gedreht ist. Es versteht sich auch, dass der obere Teil des kreisförmigen Radarbildschirms, also der Teil oberhalb der horizontalen Linie 513, in-folge der Steuerung der Ablenkspannungen der Radar-Bildröhre durch den in Fig. 12 dargestellten Generator 4o2 für Symbol-, Horizont- und Abstandsmarken den Himmel darstellen wird. Die Abstandsmarken werden dabei auf der Radar-Bildröhre rechts von den in den Figuren 19a bis d gezeigten Bildern angezeigt werden, so dass der Pilot Informationen über den Abstand erhält. Diese Abstandsmarken wer- i den von dem Generator Ho2 in einer Weise erzeugt, wie sie vorstehend beschrieben wurde. Ein geeignetes Abstandsnachführsystem für die Zuführung von Abstandssignalen zu dem Generator Uo2 ist beispielsweise in einer früheren Anmeldung (Aktenzeichen ...) der Anmelderin beschrieben.

Fig. 2o zeigt schematisch,jedoch mehr ins einzelne gehend, die

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Wellenformer zur Erzeugung der Wellenformen, die benutzt werden, .um die nicht lineare Vertikalablenkung der Radar-Bildröhre zu steuern. Fig. 2o zeigt mehr ins einzelne gehend den Aufbau der in dem Blockdiagramm gemäss Fig. 12 als Wellenformer 35o bis 356 bzw. als Summier- und Subtraktionsschaltung 376 bezeichneten elektrischen Kreise. Ein Höhensignal, welches der Flughöhe des Flugzeugs entspricht, liegt an einer Klemme 55o an und wird dem einen Eingang eines Operationsverstärkers 552zugeführt. Das Signal wird dann zur Filterung durch eine Filteranordnung 554 geschickt.

Zwischen Eingang und Ausgang des Operationsverstärkers 552 liegen eine Zenerdiode 556 und weitere Dioden, um Signale zu begrenzen, die einer Flughöhe von 5o Fuss oder weniger entsprechen. Das begrenzte Signal wird an den Eingang eines Verstärkers 558 gelegt. Das begrenzte Höhensignal dient auch als Eingang für einen Verstärker 56o. Dioden und andere Schaltelemente, die mit dem Verstärker 56o verbunden sind, begrenzen die von ihm verarbeiteten Höhensignale, die unterhalb einer maximalen, effektiven Höhe von 6oo Fuss liegen. Die Ausgangssignale des fe Verstärkers 56o werden an einen Summierpunkt 562 gelegt, wo sie mit den Ausgangssignalen des Verstärkers 552 kombiniert werden. Parallel zu dem Verstärker 55 8 ist ein Filterkreis 564 angeordnet, der das amplituden-begrenzte Signal filtert.

Das Signal wird dann gleichzeitig den Eingängen von Verstärkern 56 6, 56 8 und 57o zugeführt. Das begrenzte und gefilterte Signal wird ferner über eine Leitung 572 den Eingängen von Verstärkern

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574 und 576 zugeführt. An einer Eingangsklenune 578 wird eine positive Spannung angelegt, die über Widerstandsnetzwerke an die Eingänge der Verstärker 574 und 576 gelegt und dort mit den anderen» diesen zugeführten Eingangssignalen summiert wird. Zusätzliche Schaltkreisteile und insbesondere Dioden 5 8o und 5 82 sorgen dafür, dass die Verstärker 574 und 576 als Halbweggleichrichter dienen. Die gleichgerichteten Ausgangssignale der beiden g Kreise werden an einem Summierpunkt 5 84 kombiniert und dem Eingang eines Verstärkers 5 86 zugeführt. Ein einstellbares Widerstandsnetzwerk 58 8 ermöglicht die Einstellung der Anfangsspannung für die Schaltkreise. Die beiden Halbweggleichrichter führen beim Betrieb der Schaltung zu toten Zonen, so dass ihre, Signalausgänge nicht über Null ansteigen, bis an ihnen ein vorgegebener Eingangsspannungspegel anliegt. Der Verstärker 586 einschliesslich der zugehörigen Schaltkreisteile ist nur bis zu einer Spannung von null Volt linear und gibt an den Eingang eines Verstärkers 59o nur negative Signale weiter. Das Ausgangssignal des Verstärkers 59o ist somit eine Spannung, die für Eingangssignale an der Klemme 55o, die einer geringen Höhe entsprechen, relativ hoch ist, deren Amplitude jedoch steil abfällt, wenn % Signale angelegt werden, die einer grösseren Höhe entsprechen. Das Ausgangssignal des Verstärkers 59o entspricht somit der Wellenform 5o6 in Fig. 18.

Das Ausgangssignal des Verstärkers 558 wird an den Verstärker 56 angelegt, der als linearverstärkender Inverter ausgebildet ist, und dessen Ausgangssignal eine positive Spannung ist. Das Höhensignal wird ferner an den Verstärker 57o angelegt, der aufgrund

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der mit ihm verbundenen Dioden wie ein idealer HalbweTlengleichrichter arbeitet und dessen Ausgangssignal durch eine negative Spannung angeklammert ist. Mit anderen Worten bleibt also die Ausgangsspannung auf null Volt, bis die Eingangsspannung eine vorgegebene Schwelle erreicht. Wenn die Eingangsspannung die vorgegebene Schwelle übersteigt,wird auf der Leitung 59 2 ein negatives Ausgangssignal erzeugt, welches die Tendenz hat, die Spannung am Eingang des Verstärkers 56 8 auszulöschen. Die so entstehende Wellenform wird einem Verstärker 59 4 zugeführt, der ein Ausgangssignal erzeugt, welches der Wellenform 5o8 in Fig. 18 entspricht.

Die begrenzten, ungefilterten Höhensignale werden ferner an den Verstärker 566 angelegt, der eine positive Rampenspannung erzeugt, die mit zunehmender Höhe ansteigt. Das Ausgangssignal des Verstärkers 56 6 entspricht somit in seiner Form der Wellenform 51o in Fig. 18.

Die Ausgangssignale der Verstärker 566, 59o und 594 werden an einen Summierpunkt 59 8 gelegt. An ein Widerstandsnetzwerk wird eine positive Spannung angelegt, um über einen Widerstand 599 eine Bezugsspannung an den Summierpunkt 59 8 anzulegen. Die über den Widerstand 599 angelegte Spannung entspricht einem maximalen Elevationswinkel von 12,1 . Das resultierende Spannungssignal wird an den Verstärker 6oo angelegt, der dann eine Ausgangsspannung erzeugt, deren Form der Wellenform 512 in Fig. 18 entspricht

Bei einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung enthält

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jeder der in Fig. 2o gezeigten Verstärker einen integrierten Halbleiterverstärker vom Typ SN 52 7o9, der von der Firma Texas Instruments Incorporated hergestellt und verkauft wird.

In Fig. 21 sind die spannungsgesteuerte Verzögerungsschaltung 398 und der monostabile Multivibrator 4oo , die vorstehend im Zusammenhang mit Fig. 12 bereits besprochen wurden, mehr ins einzelne gehend in schematischer Weise dargestellt. Das PMT- d Signal wird einer Klemme 6ol zugeführt und gelangt von dort zu einem Eingang einer NAND-Schaltung 6o2, wobei dieser Eingang über eine Diode am Bezugspotential liegt. Das Ausgangssignal der NAND-Schaltung 6o2 wird an einen Eingang einer NAND-Schaltung 6o4 angelegt, an deren anderem Eingang der Ausgang einer NAND-Schaltung 606 anliegt. Die NAND-Schaltungen 6o2, 6o4 und 6o6 arbeiten als ein RS-Flip-Flop, dessen Ausgangssignal über eine Leitung 6o8 an die Basis eines Transistors 61o angelegt wird. Die Basis eines Transistors 612 ist über einen Widerstand mit dem Kollektor des Transistors 6Io verbunden und der Kollektor des Transistors 612 liegt einerseits über einen Kondensator und eine Zenerdiode am Bezugspotential und andererseits an einem Eingang einer Vergleicherschaltung 614. "

Der Kollektor des Transistors 612 ist ferner mit dem Kollektor eines Transistors 616 verbunden. Das von den Transistoren 61o, 612 und 616 erzeugte Ausgangssignal ist eine Rampenfunktion, die an die Vergleicherschaltung 614 angelegt wird. Diese Rampenfunktion wird von der Vergleicherschaltung mit einem verstärkten Höhensignal verglichen, welches an einer Klemme 6 2o anliegtlund dem zweiten Eingang der Vergleicherschaltung über einen Ver-

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stärker 622 und eine Leitung 624 zugeführt v/ird. Das Ausgangssignal der Vergleicherschaltung 614 wird an einen Eingang einer NAND-Schaltung 626 angelegt, an deren zweitem Eingang das PMT-Signal anliegt. Das Ausgangs signal der NAND-Schaltung 626 steuert die Funktion einer NAND-Schaltung 62 8 in Abhängigkeit von dem PMT-Signal. Das Ausgangssignal der NAND-Schaltung 62 8 dient der Steuerung des monostabilen Multivibrators ¹Oo, der vorstehend im Zusammenhang mit Fig. 12 beschrieben wurde.

Der monostabile Multivibrator 4oo erzeugt somit ein Ausgangssignal an der Basis eines Transistors 6 3o, an dessen Kollektor daraufhin ein Signal auftritt, welches die Klemmschaltungen in Fig. 12 betätigt. Dieses Signal wird als Hellsteuersignal für die naturgetreue Abbildung bezeichnet. Das Ausgangssignal des Multivibrators 4oo wird ferner über eine Leitung 6 32 an die Eingänge von NAND-Schaltungen 6 34 und 6 36 angelegt. Die Ausgänge der NAND-Schaltungen 634 und 636 sind mit einer NAND-Schaltung 638 verbunden, deren Ausgangssignal auf die Eingänge der NAND-Schaltungen 6 34 und 636 zurückgeführt ist. Die NAND-Schaltungen arbeiten somit als digitale Differenzierschaltung. Das Ausgangssignal dieser Differenzierschaltung wird über eine Leitung 6 4o an einen Eingang der NAND-Schaltung 606 angelegt. Die Hinterflanke des von dem monostabilen Multivibrator 4oo erzeugten Impulses wird somit von der Differenzierschaltung festgestellt und das resultierende Ausgangssignal der Differenzierschaltung stellt das aus den NAND-Schaltungen 6o2 bis 606 bestehende RS-. Flip-Flop zurück. Wenn das Flip-Flop gesetzt wird, wird von der Rampenerzeugungsschaltung die Erzeugung einer linearen Ramperi-

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funktion eingeleitet und die Rampenspannung wird von der Vergleicherschaltung 614 mit dem Höhensignal verglichen. Wenn die Rampenspannung die Höhenspannung überschreitet, ist die gewünschte Verzögerungszeit abgelaufen und der Multivibrator Uoo wird getriggertj um das Hellsteuersignal für die naturgetreue Abbildung zu erzeugen.

Fig. 22 zeigt schematisch, jedoch mehr insjeinzelne gehend, die A KC-Speicherschaltungenj die Klemmschaltungen und den Summierverstärker 39o, die vorstehend bereits im Zusammenhang mit Fig. 12 besprochen wurden. Dabei wurden der Speicherkondensator 382 und die Klemmdiode 3 84 zur Verdeutlichung der Darstellung weggelassen.

Das von der in Fig. 21 gezeigten Schaltung erzeugte Hellsteuersignal wird an Klemmen 7oo und 7o2 angelegt. Von der Klemme 7o2 gelangt das Hellsteuersignal zur Basis eines Transistors 7OU, dessen Kollektor mit der Basis eines Transistors 7o6 gekoppelt ist. Der Emitter des Transistors 7o6 ist über eine Zenerdiode und einen Kondensator mit dem Emitter eines Transitors 7o8 ge- koppelt. Die Basis des Transitors 7o8 ist über eine RC-Schaltung Ί mit dem Kollektor des Transistors 7o4 gekoppelt. Der Kollektor des Transistors 7o6 liegt über einen Widerstand 71o an der Basis eines Transistors 712. Der Kollektor des Transistors 712 liegt über eine Diode 714 an einer Eingangsklemme einer Diodenbrücke 716.

Der Kollektor des Transistors 7o8 liegt über eine Diode 718 an

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einem entgegengesetzten Anschluss der Diodenbrücke 716. Die Diodenbrücke 716 entspricht direkt der Diodenklemmschaltung 36 2 in Fig. 12. Die Wellenform 5o6, die anhand der Fig. 18 beschrieben wurde und die mit Hilfe der in Fig. 2o gezeigten Schaltung entwickelt wurde, liegt an einer Eingangsklemme 72o an und lädt eine RC-Speicherschaltung aus Kondensatoren 722 und Widerständen 724 und 726 auf, wenn die Klemmschaltung abgetrennt ist. Wenn die Brücke 716 abgeklemmt ist, wird die Spannung über den Kondensatoren über eine Leitung 72 8 an einen Widerstand 7 3o angelegt. Der Widerstand 7 3o ist mit der Basis eines Transistors 732 verbunden.

Das Hellsteuersignal zur naturgetreuen Abbildung wird ferner von der Klemme 7oo aus an die Basis eines Transistors 736 angelegt. Über den Kollektor dieses Transistors sowie eine Diode 738 wird das Hellsteuersignal dann an die Basis eines Transistors 74o angebt. Der Kollektor des Transistors 74o ist mit der Basis einer Transistorklemmschaltung 742 verbunden und ausserdem mit der Basis eines Klammertransistors 744. Der Transistor 742 entspricht direkt der Transistorklemmschaltung 374 in Fig. 12 und der Transistor 744 entspricht direkt der Transistorklemmschaltung 368 in Fig. 12. Die mit Hilfe der in Fig. 2o dargestellten Schaltung erzeugte Wellenform 51o wird an eine Eingangsklemme 478 angelegt und lädt eine RC-Speicherschaltung auf, die einen Kondensator 75o sowie Widerstände 752 und 754 umfasst, und zwar nachdem das Hellsteuersignal an den Transistor 74 2 angelegt ist. Die Spannung über dem Kondensator 75o wird über einen Widerstand -7 5 8 an die Basis des Transistors 732 angelegt.

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Die mit Hilfe der in Fig. 2o gezeigten Schaltung abgeleitete Wellenform 5o8 wird an eine Klemme 76o angelegt und lädt eine RC-Speicherschaltung mit einem Kondensator 76 2 und VJi der ständen 764 und 766 auf, wenn die Transistorklemmschaltung 744 abgetrennt ist. Die Spannung über dem Kondensator wird über eine Leitung 77o an einen Widerstand 772 angelegt, der mit der Basis des Transistors 732 verbunden ist.

Die Spannung, die die vierte, nicht dargestellte RC-Speicherschaltung auflädt, wird an der Klemme 7 8o und über einen Transistor 7 82 angelegt. Ein Rollsignal wird an einer Klemme 7 84 über einen Widerstand an die Basis des Transistors 732 angelegt, um in der Weise, wie dies vorher im Zusamenhang mit Fig. 12 beschrieben wurde, die richtige Orientierung der Landebahndarstellung auf der Bildröhre im Hinblick auf die Rollachse zu gewährleisten.

Wie bereits vorstehend erwähnt, sind die verschiedenen Zeitkonstanten der vier RC-Schaltungen des Kippgenerators so gewählt, dass sich eine Kippspannung ergibt, die eine inverse Zeitfunk- i tion annähert. Zusätzlich ändern sich die Ausgangsspannungen direkt mit der Höhe, so dass ein Vertikalablenksignal erzeugt wird, welches der Gleichung (12) entspricht.

Der Emitter des Transistors 732 ist mit der Basis eines Transistors 39o verbunden und die Kollektoren der Transistoren 732 und 79o sind miteinander verbunden," so dass diese beiden Transistoren eine Darlington-Schaltung bilden. In ähnlicher Weise

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sind die Transistoren 79 2 und 79 4 zu einer Darlington-Schaltung verbunden und bilden einen Summierverstärker für die an sie angelegten, nicht-linearen Signale. An die Emitter der entgegengesetzten Darlington-Schaltungen wird über einen Transistor 79G eine negative Vorspannung angelegt.

Die Kollektoren der Transistoren 732, 79o, 792 und 794 sind mit der Basis und dem Kollektor eines Transistors 8oo gekoppelt. Der Kollektor des Transistors 79o ist direkt mit der Basis eines Transistors 8o2 gekoppelt. Die Emitter der Transistoren 8oo und 8o2 sind über Widerstände mit dem Kollektor eines Transistors 8o4 gekoppelt, dessen Basis und Emitter mit einer positiven Vorspannung gekoppelt sind.

Das Ausgangssignal des Summierverstärkers wird über eine Leitung 8o6 an die Basis eines Transistors 808 angelegt. Der Kollektor des Transistors 808 ist über eine Zenerdiode 81o an eine Quelle für eine positive Vorspannung angeschlossen. Der Transistor 808 ist als Emitterfolger mit der Basis eines Transistors 812 verbunden. Der Emitter des Transistors 812 ist kapazitiv mit der Basis eines Transistors 814 gekoppelt. Der Emitter des Transistors 814 liefert über die Klemme 816 ein invertiertes wirklichkeitsgetreues Ablenksteuersignal. Der Emitter des Transistors ist gleichfalls direkt mit einer Klemme 818 gekoppelt, um das wirklichkeitsgetreue Ablenksteuersignal zur nicht linearen Steuerung der vertikalen Ablenkung der Radarbildröhre in der vorstehend beschriebenen Weise zu liefern.

Das an der Klemme 816 erzeugte Signal ist eine Ableitung der

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wirklichkeitsgetreuen Ablenkung und kann der Hellsteuer- und Intensitätskompensationsschaltung zur Steuerung derselben zugeführt werden.

Aus dem Vorstehenden wird deutlich, dass das erfindungsgemässe Radarsystem während des Landeanflugs eines Flugzeugs eine hohe azimutale Auflösung für ein hervorragendes Landebahnbild liefert, während gleichzeitig die Einfachheit, die Zuverlässigkeit und die Preiswürdigkeit des Systems erhalten bleibt. Es hat "

sich herausgestellt, dass das erfindungsgemässe Radarsystem bei jedem Wetter eine hervorragende Abstandsschätzung gestattet und dass die Strahlbreite von o,4 zusammen mit der expandierenden, naturgetreuen, perspektivischen Darstellung zu einer hervorragend guten Auflösung bei der Darstellung einer angeflogenen Landebahn bei dichtein Nebel oder bei starkem Regen führt .. Das erfindungsgemässe, bordeigene System geniesst ausserdem bei den Piloten beträchtliches Vertrauen, da es bei vernünftigem Abstand einen direkten und von Bodenstationen unabhängigen Kontakt mit der angeflogenen Landebahn schafft und ein System der dritten Kategorie für schnelle Düsenmaschinen darstellt.

Die mechanische Resonanzabtastantenne gemäss der Erfindung liefert eine hervorragende Auflösung, führt zu einer stabilen, elektrischen Arbeitscharakteristik und gewährleistet eine konsistente Strahlbreitc, einen konsistenten Antennengewinn und eine konsistente Azimutanzeige. Die erfindungsgemässe, naturgetreue, perspektivische Abbildung liefert einen hervorragenden Kontrast zwischen einer Landebahn und den sie umgebenden Gras-·

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flächen, wobei bei einer Ausführungsform eines erfindungsgemässen Systems ein Kontrast in der GrossenOrdnung von 2o dB erhalten wurde. Für Wetterbedingungen, die zwischen schwerem Nebel und Regen mit einer Niederschlagsmenge von 4 mm/Stunde liegen, wird eine gute Unterscheidung zwischen dem Beton der Landebahn und den angrenzenden Grasflächen erreicht.

Für den Fall, dass die Landebahn überflutet oder verschneit ist, was den Kontrast zwischen Grasflächen und Landebahn stark verschlechtert oder sogar verschwinden lässt, zeigt das erfindungsgemässe Radarsystem die Landebahnlichter, durch die dann die Landebahngrenzen festgelegt v/erden. Für diesen Fall kann die Darstellung durch Verwendung spezieller Reflektoren mit zwei Sprungkanten verbessert werden. Ein geeigneter Reflektor mit zwei Sprungkanten reflektiert das zirkularpolarisierte Sendesignal im richtigen Sinne für den Empfang durch das erfindungsgemässe System.

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Claims

213 A 38 9 54 b -6LSk- . k-146 o6.o7.71 fcs Patentansprüche

1.) Radaranflugsystem für Flugzeuge mit einem Antennensystem, einem Motor zum Schwenken der Antenne um einen Mittelpunkt, einem Radar-Sender und -Empfänger zum Aussenden und Empfangen iinpulsförmiger Radarsignale über die Antenne und mit einem Anzeigegerät, dadurch gekennzeichnet, dass die Antenne eine Strahlungscharakteristik besitzt, die eine vertikale Strahlbreite aufweist, die gross genug ist, um während des Landeanflugs die Landebahn zu erkennen und die eine horizontale Strahlbreite aufweist, die eine hohe Auflösung gewährleistet, und dass ein Schaltkreis vorgesehen ist, um die Zeitablenkung des Anzeigegeräts so zu steuern, dass dieses g ein wirklichkeitsgetreues , perspektivisches Bild der angeflogenen Landebahn auf dem Radarbildschirm liefert.

2. Landeanflugsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Strahlungscharakteristik der Antenne in vertikaler Richtung einen Winkel von ungefähr 17 aufweist.

3. Landeanflugsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,

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dass die Strahlungscharakteristik der Antenne in horizontaler Richtung einen Winkel von weniger als 1 aufweist.

4. Landeanflugsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Antenne in horizontaler Richtung über einen Winkel von ungefähr 3o verschwenkt wird und dass die impulsförmigen Radarsignale Frequenzen im Ka-Band haben.

5. Landeanflugsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Antenne eine längliche, an den Ecken geschlitzte Halbleiteranordnung enthält, die in dem Flugzeug horizontal und um eine senkrechte Mittelachse schwenkbar angeordnet ist und dass ein Antriebsmechanismus zum Verschwenken der Antenne um die senkrechte Mittelachse vorgesehen ist.

6. Radaranflugsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Antenne ein längliches Gehäuse aufweist, welches horizontal bewegbar im Vorderteil eines Flugzeuges angeordnet ist, dass das Gehäuse eine an den Ecken geschlitzte Wellenleiteranordnung trägt, die ihrerseits in einem länglichen Reflektor angeordnet ist, der eine Strahlungscharakteristik erzeugt j die in Azimutrichtung schmaler als in der Elevationsrichtung ist, und dass ein Motor vorgesehen ist, um des Gehäuse und damit den Radarstrahl periodisch über einen Azimutwinkel zu verschwenken, der ausreichend gross ist, um eine Landebahn während eines Gleitweganflugs des Flugzeugs zu erfassen.

7. Radaranflugsystem nach Anspruch.1, dadurch gekennzeichnet,

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dass das von dem Radar-Empfänger gesteuerte Anzeigegerät zur optischen Wiedergabe der angeflogenen Landebahn eine Schaltung zur nicht-linearen Steuerung der Ablenksignale enthält, so dass ein Radarbild mit einer naturgetreuen, linearen Perspektive erzeugt wird.

8. Radaranflugsystem nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, ι dass es als bordeigenes System eines Flugzeugs ausgebildet ist und dass mit Hilfe der Ablenksignale der Elevationswinkel eines Zieles in Abhängigkeit vom Verhältnis der Flugzeughöhe zum Radarabstand dargestellt wird.

9. Radaranflugsystem nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass Einrichtungen zur Erzeugung einer B-Darstellung durch das Anzeigegerät vorgesehen sind.

10. Radaranflugsystem nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass die Horizontalablenkung in Abhängigkeit vom Azimutwinkel der Schwenkung des Radarsystems steuerbar ist.

11. Radaranflugsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, das,s das Aufzeichnungsgerät eine Radar-Bildröhre umfasst, dass eine Horizontalablenkung und eine Vertikalablenkung vorgesehen ist, dass Einrichtungen zur Steuerung der Horizontalablenkung in direkter Abhängigkeit vom Azimutwinkel der Antenne vorgesehen sind und dass Einrichtungen zur Steuerung der Vertikalablenkung in Abhängigkeit von der Flughöhe des Flugzeugs und dem augenblicklichen Zielabstand vorgesehen sind.

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12. Radaranflugsystem nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, dass Einrichtungen zur Steuerung des Elevationswinkels , der,auf der Radar-Bildröhre dargestellt wird, in Abhängigkeit vom Verhältnis der Flughöhe zum jeweiligen Zielabstand vorgesehen sind.

13. Radaranflugsystem nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, dass das Anzeigegerät eine optische Darstellung der LAndebahn mit einer geraden Vorderkante und mit geraden Seitenkanten _s die gegen das hintere Ende der Landebahn konvergieren, erzeugt, so dass das Bild einer naturgetreuen, linearen Perspektive entspricht.

14. Radaranflugsystem nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, dass Einrichtungen vorgesehen sind, um den Winkel der Darstellung auf dem Bildschirm der Radar-Bildröhre in Abhängigkeit von der Rollamplitude des Flugzeugs zu steuern.

15. Radaranflugsystem nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, dass die Radar-Bildröhre während der Landung des Flugzeugs kontinuierlich einen Hinweis auf den gewünschten Aufsetzpunkt auf der Landebahn liefert.

16. Radaranflugsystem nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, dass Einrichtungen zur Erzeugung eines simulierten Horizontes und Himmels auf dem Radarbildschirm vorgesehen sind.

17. Radaranflugsystem nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, dass Einrichtungen zur Erzeugung von Abstandsmarkendarstel-

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lungen auf dem Radarbildschirm vorgesehen sind.

18. Radaranflugsystem nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, dass die Radar-Bildröhre eine optische Anzeige der seitlichen Abweichung des Flugzeugs von der Mittellinie der Landebahn liefert.

19. Radaranflugsystem nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, f dass Schalteinrichtungen vorgesehen sind, um das Anzeigegerät so umzuschalten, dass es eine PPI- oder B-Darstellung liefert.

20. Radaranflugsystem nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass das von dem Radar-Empfänger zur Erzeugung einer optischen Anzeige der angeflogenen Landebahn steuerbare Anzeigegerät eine Schaltung zur nicht-linearen Steuerung der Ablenksignale für das Anzeigegerät enthält, welches Steuerkreise für die vertikale Ablenkung enthält, die Wellenformer umfassen, welche die Amplitude der der Flughöhe des Flugzeugs entsprechenden Signale nicht-linear ändern, die ferner Spei- A cherschaltungen enthalten, die sich in Abhängigkeit von den Ausgangssignalen der WeTLenforiner nicht-linear aufladen und die Einrichtungen zur gleichzeitigen Summierung der von den Speicherschaltungen erzeugten Spannungen enthalten.

21. Radaranflugsystem nach Anspruch 2o, dadurch gekennzeichnet, dass Einrichtungen, zur Steuerung des Betriebesder Speicherschaltungen in Abhängigkeit von der Flughöhe vorgesehen sind.

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22. Radaranflugsystem nach Anspruch 2o, dadurch gekennzeichnet, dass folgende Wellenformer vorgesehen sind: Ein erster Wellenformer, der ein Ausgangssignal liefert, dessen Amplitude mit zunehmender Flughöhe abnimmt, ein zweiter Wellenformer, der ein Ausgangssignal erzeugt, dessen Amplitude bei zunehmender Flughöhe mit einer ersten Steigung ansteigt, bis eine Amplitudenschwelle erreicht ist und dessen Amplitude anschliessend mit zunehmender Flughöhe mit einer geringeren Steigung ansteigt, ein dritter Wellenformer, der ein Ausgangssignal erzeugt, dessen Amplitude linear mit steigender Flughöhe ansteigt und

ein vierter Wellenformer, der ein Ausgangssignal liefert, dessen Amplitude so gross ist, dass sich bei seiner Addition zu den Ausgangssignalen des ersten, zweiten und dritten Wellenformers eine Spannung konstanter Amplitude ergibt.

23. Radaranflugsystem nach Anspruch 2o, dadurch gekennzeichnet, dass die Speicherschaltungen Kapazitäten enthalten und jeweils eine andere Ladezeitkonstante besitzen.

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