DE2830835A1 - Einrichtung zur ueberwachung der fehlerfreiheit - Google Patents

Description

Paris file: 5533-A

THE BENDIX CORPORATION, Executive Offices, Bendix Center, Southfield, Michigan, 48075, USA

Einrichtung zur Überwachung der Fehlerfreiheit

Die Erfindung bezieht sich auf ein elektronisches Allwetterlande- oder -Navigations-System, wie z. B. ein Mikrowellenlandesystem (MLS), für ein Flugzeug und spezieller auf Einrichtungen zur Schaffung eines in hohem Maße zuverlässigen und ausfallsicheren Uberwachungssystem der Fehlerfreiheit, das unmittelbar die Anwesenheit von fehlerhaften Leitdaten, die von einer Boden-MLS-Station erzeugt oder von einer Flugzeug-MLS-Einheit verarbeitet werden, erfaßt.

Es besteht ein Bedürfnis an einem elektronischen Allwetterlandesystem für ein Flugzeug, wie z. B. ein MLS-System, um die beengten Zustände an manchen Flughäfen abzumildern. Ein deartiges, kürzlich entwickeltes MLS-System enthält Bodenanstennen, die mit horizontalen und vertikalen fächerförmigen Strahlen das Uberwachungsgebiet mit einer bekannten Geschwindigkeit innerhalb bekannter Grenzen überstreichen, insbesondere den Flughafenanflugbereich. Folglich wird ein Flugzeug in dem Uberwachungs- , gebiet periodisch von den Strahlen erfaßt. Mit Hilfe bekannter : Technike η und Einrichtungen kann das erfaßte Flugzeug aus den \ Charakteristiken der Strahlung zwei Koordinaten seiner räum- > liehen Lage bezüglich der Abstrahlantennen innerhalb sehr enger Toleranzen testimmen. Ein genaues Entfernungsmeßgerät in der '

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JBodenstation und in dem Flugzeug versieht das Flugzeug mit der ^; Endkoordinate, so daß es sehr genau seine räumliche Position bestimmen kann, wenn es den Flughafen anfliegt und folglich kann es eine schnelle und sichere Landung auch unter widrigen Wetterbedingungen ausführen.

Da die Landung eines Flugzeuges generell als sein gefährlichstes Manöver angesehen wird, ist die Wichtigkeit genauer Information hinsichtlich der Position des Flugzeuges bezüglich des Flughafens leicht einzusehen. Auch versteht man, daß fehlerhafte MLS-Signale während dieser Betriebsphase des Flugzeuges extrem gefährlich sein können. Es ist daher sehr wichtig, daß jegliche fehlerhafte Führungs- bzw. Leitdaten sofort als solche erkannt werden, so daß eine Korrektur vorgenommen werden kann. Die fehlerhaften Daten können entweder durch eine Fehlfunktion der Bodenstationeinrichtungen auftreten, wodurch fehlerhafte Daten in das Überwachungsgebiet ausgesandt werden oder durch eine Fehlfunktion der Flugzeugeinrichtungen, wodurch die Verarbeitung der empfangenen/fehlerhafte Auswertungsdaten liefert. Ebenfalls können fehlerhafte Führungs- oder Leitdaten als Ergebnis von Datenausbreitungsvorgängen auftreten, wie z. B. durch Mehrwegausbreitung oder durch andere elektrische Störungen in dem Überwachungsgebiet, die entweder beabsichtigt sind, wie z. B* elektronische Gegenmaßnahmen (electronic counter measures, ECM) oder unbeabsichtigt, wie z. B. HF-Störungen. Die elektrischen Störungen können von Quellen innerhalb des Flugzeuges stammen, wie z. B. durch Fehlfunktion anderer Einrichtungen oder durch unsachgemäßen Gebrach elektronischer Einrichtungen durch Passagiere oder sie können von anderen Flugzeugen oder ^j

vom Boden stammen. ;

Aufgabe der Erfindung ist es, eine Einrichtung der oben angegebenen Art zu schaffen, die die Fehlerfreiheit eines Flug- ; zeug-Navigationssystems überwacht und aufgrund der oben ange- j gebenen Störeinflüsse auftretende Fehler sofort meldet. j

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Diese Aufgabe wird durch die im Anspruch 1 angegebenen Merkmale gelöst. Vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen der Erfindung sind den Unteransprüchen zu entnehmen.

Die vorliegende Erfindung enthält in ihrer einfachsten Form ein System zur Überwachung der Fehlerfreiheit, das vorbestimmte Testsignale verwendet, die periodisch von einer MLS-Bodenstation ausgesendet werden. Die Flugzeugsteuereinrichtung empfängt und verarbei-tet die Testsignale. Wenn die verarbeiteten Ausgangssignale nicht mit einem erwarteten Ergebnis übereinstimmen, so werden fehlerhafte Daten angezeigt und ein Alarm wird ausgelöst, um die Flugzeugbesatzung zu alarmieren oder um andere geeignete Maßnahmen einzuleiten. Diese Art von Überwach-ung der Fehlerfreiheit (integrity monitoring) ist insbesondere zum Testen von Zeit-Multiplex-Systemen geeignet, wie z. B. einem Mikrowellenlandesystem, bei dem ein gemeinsamer Prozessor zeitlich verschachtelt (time shared) arbeitet, um verschiedene Steuerungs- oder Leitfunktionen auszuführen und kann daher zeitverschachtelt sein, um die empfangenen Fehlerfreiheitssignale zu verarbeiten. Wie im folgenden gezeigt wird, kann die Erfindung dazu verwendet werden, die Fehlerfreiheit sowohl des Winkel-Steuerungssystems als/aes Entfernungsmeßgerätes sicher-zustellen.

Wie oben erläutert, besteht ein generelles Mikrowellenlandesystem aus Bodenwinkel-Führungs-Sendeeinrichtungen, die horizontale und vertikale Antennen enthalten, die einen fächerförmigen Radarstrahl durch einen vorbestimmten Winkelbereich hindurch mit einer vorbestimmten Geschwindigkeit entweder horizontal oder vertikal streichen lassen, je nach dem, ob Azimuth- oder Höhendaten für ein hierdurch erfaßtes Flugzeug vorgesehen werden sollen. Zusätzlich gibt ein Entfernungsmeßgerät- Transponder die Schrägentfernung zu einem vorbestimmten Punkt an, wodurch alle vom Flugzeug benötigten Daten vorhanden sind, um seine Position in dem Uberwachungsgebiet genau zu be-

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stimmen. Die Realisierung des Systems zur Überwachung der Fehlerfreiheit (integrity monitoring system) gemäß der Erfindung erfordert die Hinzufügung von Testsignalgeneratoren zu der Bodenwinkel-Leit-Einrichtung und zu dem Boden-Entfernungsmeßgerät-Transponder. Wie nachfolgend erläutert v/ird, erzeugen die Testsignalgeneratoren periodisch Testsignale, die eine unterscheidbare Codierung besitzen, die sie als Testsignale kennzeichnet. Eine Decodiereinrichtung in dem Flugzeug decodiert die Testsignale und die normalen MLS-Flugzeug-Prozessoren verarbeiten dann die Signale. Eine Vergleichseinrichtung bestimmt, ob die verarbeiteten Testsignale innerhalb vorbestimmter Grenzen liegen.

Zusammengefaßt enthält die Einrichtung zur Überwachung der Fehlerfreiheit Einrichtungen in der Bodenstation zur periodischen Aussendung eines Fehlerfreiheitstestsignals, das einen codierten ersten Teil enthält, der das Signal kennzeichnet, und einen zweiten codierten Teil, der einer vorbestimmten Größe äquivalent ist. Die Flugzeugstation enthält einen Decodierer, der die Art des empfangenen Testsignales bestimmt und den zweiten Teil decodiert, um eine Zahl zu erhalten, die, wenn das System einwandfrei arbeitet, mit einem festen Referenzwert bejahend verglichen wird. Wenn der Vergleich verneinend ist, wird ein Alarm ausgelöst.

Im folgenden wird die Erfindung anhand eines Ausführungsbeispieles im Zusammenhang mit den Figuren ausführlicher erläutert. Es zeigt:

Fig. 1 das Format eines geeigneten Entfernungsmeßgerät-Fehlerfreiheitstest signals zur Verwendung bei der Erfindung;

Fig. 2 ein Blockschaltbild einer Ausführungsform eines Mikrowellenlandesystems-Entfernungsmeßgerät-Bodentransponders mit einem Fehlerfreiheitsüberwachungstestgenerator ;

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Fig. 3 ein Blockschaltbild einer Ausführungsform eines Flugzeug-Mikrowellenlandesystem-Entfernungsmeßgerät-Abfragesenders mit Fehlerfreiheitsüberwachschaltkreisen;

Fig. 4 ein typisches Mikrowellenlandesystem-Abtastformat;

Fig. 5 ein typisches Leitwinkel-Fehlerfreiheits-Testsignalformat;

Fig. 6 ein typisches Blockschaltbild eines Mikrowellenlandesystem-Winkelsenders mit einem Fehlerfreiheitstestsignalgenerator;

Fig. 7 eine Abwandlung der Ausführungsform nach Fig. 6;

Fig. 8 ein Blockschaltbild eines Mikrowellenlandesystem-Flugzeug-Winkelempfängers mit Fehlerfreiheitsüberwachungsschaltkreisen.

Zur Ermöglichung einer Fehlerfreitskontrolle für ein Mikrowellenlandesystem-Ent-fernungsmeßgerät ist ein Testgenerator zusammen mit dem Bodenstations-Entfernungsmeßgerät-Transponder vorgesehen, der periodisch ein Testsignal erzeugt, das ein wie in Fig. 1 dargestelltes Format besitzt. Das Testsignal enthält vorzugsweise einen Testcode, der aus^wei präzise zeitlich getrennten Impulsen 10 und 12 besteht, die, wie zu sehen ist, von der Flugzeug-Entfernungsmeßgerät-Fehlerfreihe itsüberwacheinrichtung decodiert werden, um das Signal zu identifizieren, im vorliegenden Beispiel als Entfernungsmeßgerät-Testsignal, und weiterhin um einen Flugzeug-Entfernungs-Taktgeber in einen vorgebenen Zustand zurückzusetzen. In dem vorliegenden Ausführungsbeispiel enthält der genannte Entfernungstaktgeber und v/eitere zu beschreibende Taktgeber eine Taktimpulsquelle und einen Zähler zum Aufsummieren der Takt-

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impulse. Im vorliegenden Falle ist der bevorzugte oben genannte vorbestimmte Zustand der Zählerstand O. Natürlich können bei anderen Ausführungsformen andere Arten von Taktgebern, wie z. B. Analogetaktgeber verwendet werden. Ein dritter, präzfee zeitverschobener Impuls 14 wird von der Flugzeug-Fehlerfreiheitseinrichtung decodiert, um den Entfernungstaktgeber neu zu starten und eine aus Impulsen 16 und 18 bestehende simulierte Antwort, die ebenfalls von dem Bodenstationstestgenerator ausgesendet wird, wird von der Flugzeug-Fehlerfreiheitseinrichtung deccdiert, um den Entfernungstaktgeber zu stoppen und um die resultierende Zahl darin mit einer vorbestimmten Referenzzahl zu vergleichen. Es ist ersichtlich, daß die Verzögerung zwischen den Impulsen 14 und 18 mit einer vorbestimmten Testdistanz korrespondiert, die zweckmäßigerweise ungefähr eine Meile beträgt, wobei eine Meile der Anfang des kritischen Teiles eines Flugzeuglandeanfluges ist.

Fig. 2 zeigt ein Blockschaltbild eines Mikrowellenlandesystem-Entfernungsmeßgerät-Bodentransponders, der einen Testgenerator 34 enthält. Der Transponder enthält Standardelemente einschließlich einer Antenne 20, die über einen Zirkulator 22 seriell mit einem Empfänger 24, einem Decodierer 28 und einem Verzögerungsschaltkreis 32 sowie mit einem Sender 26 und einem Modulator/Codierer 30 verbunden ist. Wie dem Fachmann geläufig, empfängt der Trandponder normalerweise ein Abfragesignal von dem Flugzeug in dem Überwachungsgebiet,das eine Schrägentfernungsinformation abfragt. Das Abfragesignal wird in dem Decodierer 28 decodiert und wird nach einer Verzögerung durch den Verzögerungsschaltkreis 32 von dem Modulator/Codierer 30 durch den Sender 26 über den Zirkulator 22 und die Antenne 20 ausgesendet. Normalerweise, d. h. wenn das Testsignal abwesend ist, ist ein Festkörperschalter 40 des Testgenerators 34 in einer Stellung "normal", so daß der Verzögerungsschaltkreis 33 direkt mit dem Modulator/Codierer 30 verbunden ist. Gemäß der Erfindung schaltet ein Zeitgererator 44 einen Schaltarm 40a

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des Schalters 40 periodisch, um einen Codierer 42 mit dem Modulator/Codierer 30 zu verbinden. Gleichzeitig erregt der Zeitgenerator 44 einen Impulsgenerator 46, um den Codierer und einen Präzisionsverzögerungsschaltkreis 48 zu veranlassen, den Impulszug von Fig. 1 zu erzeugen, wobei die Präzisionsverzögerung zwischen den Impulsen 14 und 18 dieser Fig. von dem Verzögerungsschaltkreis 48 verursacht wird. Der Testimpulszug wird dann in herkömmlicher Weise, wie oben beschrieben, ausgesendet.

Fig. 3 zeigt den Flugzeugteil der Entfemungsmeßgerät-Fehlerfreiheitsüberwachungsschaltkreise zusammen mit Elementen der Standard-Entfernungsmeßgerät-Einrichtung. Die Standard-Entfernungsmeßgerät-Abfragesenderelemente enthalten eine Antenne 50, die über einen Zirkulator 52 mit einem Empfänger/Decodierer 54 verbunden sind, der seinerseits mit einem Entfernungszähler 62 verbunden ist. Zusätzlich ist ein Impulsfolgefrequenz-Generator 66 über einen Modulator/Codierer 64, einen Sender 56 und den Zirkulator 52 mit der Antenne 50 verbunden. Im normalen Betriebsfalle, d. h. wenn das Flugzeug eine Schrägentfernungsinformation von dem Boden-Entfernungsn?eßgerät-Transponder abfragt, wird eine codierte Nachricht über die letztgenannten Elemente ausgesendet, wobei die codierte Nachricht durch eine Sonde 58 abgetastet wird und über eine Diode 60 weitergeleitet wird, um einen Entfernungstaktgeber, wie z. B. den Entfernungstaktgeber 62 zurückzusetzen und zu starten. Wie oben erläutert, antwortet der Bodentransponder mit einer Nachricht, die von der Antenne 50 aufgenommen wird und durch den Zirkulator 52 hindurch zu dem Empfänger/Decodierer 54 gelangt, der ein Signal erzeugt, das an den Entfernungszähler 62 angelegt wird, um dessen Betrieb zu stoppen.

Da die Bodentransponderumlaufzeit vorbestimmt ist, entspricht die nun im Entfernungszähler 62 enthaltene Zahl der Schrägentfernung zwischen dem Flugzeug und dem Boden-Entfernungs-

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meßgerät-Transponder. Gemäß der vorliegenden Erfindung wird die von den Bodentransponder ausgesendete Nachricht gemäß Fig. 1 an der Antenne 50 empfangen und gelangt durch den Zirkulator 52 zu dem Empfänger/Decodierer 54, in dem die Nachricht verarbeitet wird. Ein Testcodierer 68 erkennt die Rücksetzimpulse 10 und 12 der Nachricht von Fig. 1 und erzeugt ein Signal zum Rücksetzen des Entfernungszähler 62. Nachfolgend wird der Neustartimpuls 14 von Fig. 1 empfangen und von dem Decodierer 68 erkannt, um den Entfernungszähler 62 zu starten. Die nachfolgend empfangene,aus den Impulsen 16 und 18 von Fig. 1 bestehende simulierte Antwort wird direkt von dem Empfänger 54 dem Entfernungszähler 62 zugeführt, um diesen zu stoppen. Die Rücksetz- und Startsignale von dem Testdecodierer 68 haben einen Komperator 70 in die Lage versetzt, nun den Inhalt des Entfernungs Zählers 62 mxz einer Testreferenzzahl von einer nicht dargestellten Quelle zu vergleichen. Wenn der Vergleich bejahend ist, d. h. wenn die Zahl in dem Entfernungszähler 62 innerhalb akzeptierbarer Grenzen um die Testreferenzzahl liegt, so erzeugt der Komperator kein Ausgangssignal. Wenn jedoch der Vergleich verneinend ist, d. h. wenn die Zahl in dem Entfernungszähler 62 außerhalb akzeptierbarer Grenzen liegt, erzeugt der Komperator 70 ein Signal, das einem Integrator 72 zugeführt wird. Der Zweck des Integrators 72 besteht darin, die Auslösung eines Alarmes zu verhindern, wenn lediglich eine geringfügige vorbestimmte Zahl von aufeinanderfolgenden Fehlerfreiheitssignalen anzeigt, daß irgendein Fehler in dem System ist, um so Fehlalarme in dem Fachmann bekannter Weise zu eliminieren. Wahlweise kann der Entfernungszähler 62 direkt mit einem nicht dargestellten Anzeigegerät verbunden sein, wobei in diesem Fall nicht nur die momentane Schrägentfernung hierauf angezeigt wird, sondern ebenfalls in periodischen Intervallen die Präzisionstestentfernung. Diese Schaltung hat den Vorteil, daß die tatsächliche Entfernungsmeßgerät-Anzeige getestet

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wird. Allerdings kann ein Schalter 74, der von dem Testcodierer 68 gesteuert wird, zwischen den Entfernungszähler 62 und das Anzeigegerät zwischengeschaltet sein, wodurch der Empfang des Fehlerfreiheitstestsignals den Schalter 64 öffnet, so daß die vorbestimmte Testentfernung nicht angezeigt wird. Diese letztere Schaltung kann angewandt werden, wenn sich erweist, daß die periodische Anzeige der Testentfernung den Piloten verwirrt. Im Hinblick hierauf hat der Integrator 62 zveckmäßigerweise eine Zeitkonstante, die mit der Wiederholfrequenz der Testsignalaussendung zusammenhängt, wodurch die Erzeugung eines Alarmsignales während normalen Betriebes verhindert wird.

Es sei darauf hingewiesen, daß die bisher erläuterten FehlerfreiheitsüberwachS2/steme alle Schaltkreise überprüft, die Entfernungsfehler verursachen können. Beispielsweise werden Fehler in der Sendekette von der normalen Such/Verfolgungs-Überwachung erfaßt, da Antworten nur dann empfangen werden, nachdem der Bodentransponder eine Abfrage empfangen hat. Selbstverständlich haben Zeitverzögerungen in der Sendelebte keinen Einfluß auf die Entfernungsgenauigkeit, da der Entfernungszähler nur von einer Ausgangsabtastung des Senders unter normalen Betriebsbedingungen gestartet wird.

Die Winkelsteuerungs-Fehlerfreiheitsschaltkreise bestehen aus einem Boden-Sende-Testgenerator und einem Flugzeugüberwachschaltkreis. Wie oben erläutert, besteht das Winkel-Leit-System eines Mikrowellenlandesystems normalerweise aus einer Azimuth-Antenne, die einen vertikal orientierten, fächerförmigen Strahl hin und her über das Überwachungsgebiet eines vorbestimmten Winkels streichen läßt. Die Zeit zwischen aufeinanderfolgenden Auftreffen der Strahlen auf einem Flugzeug ist daher ein Maß für das Azimuth eines Flugzeuges in Bezug auf die Bodenstation. Das Höhen-(Meß-)System arbeitet in

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ähnlicher Weise mit einer Antenne, die einen horizontal orientierten, fächerförmigen Strahl innerhalb eines vorbestimmten Winkels auf und ab strahlen läßt. Auch hier bestimmt die Zeit zwischen aufeinanderfolgendem Auftreffen der Strahlen auf das Flugzeug den Höhenwinkel des Flugzeuges von der Bodenstation.

Fig. 4 zeigt das normale Winkel-Leit-Abtast-Format für die Bodenstation eines Mikrowellenlandesystems. Das Signalformat liegt in einem Zeitkanal (time slot) von vorbestimmter Zeitdauer. Eine Rundstrahlantenne erzeugt zuerst zu Beginn des Zeitkanales ein codiertes Signal, das mit 76 bezeichnet ist, welches das nächste Signal als Azimuth-Abtastung kennzeichnet. Während der Azimuth-Abtastperiode, überstreicht die Azimuth-Antenne mit ihrem Strahl den oben genannten vorbestimmten Azimuth-Winkel. Eine vorbestimmte Zeit später erzeugt die Rundstrahlantenne ein weiteres Rundstrahl-codiertes Signal, das mit 78 bezeichnet ist, das das nächste Signal als Höhenabtastsignal 80 kennzeichnet. Während der Höhenabtastperiode überstreicht die Höhenantenne mit ihrem Strahl den oben genannten Höhenwinkel. Der verbleibende Rest des Zeitkanales ist für weitere Funktionen reserviert, die im Moment nicht von Bedeutung sind und der Einfachheit halber nicht weiter erläutert werden. Die Fehlerfreiheitstestsignale für die Azimuth-Abtastung bzw. die Höhenabtastung sind einander ähnlich und ein repräsentatives Fehlerfreiheitstestsignal ist in Fig. 5, auf die im folgenden Bezug genommen wird, dargestellt.

Zuerst sei angenommen, daß das Signal der Fig. 5 ein Azimuth-Fehlerfreiheits-Testsignal sei, wobei während eines bestimmten Zeitkanales das Rundstrahlsignal 76 der Fig. 4 aus zwei zeitlich geschachtelten Impulsen 82 und 84 besteht. Die

ist dann

Zeit zwischen den Impulsen/eine Anzeige dafür, daß das folgende Signal ein Azimuth-Fehlerfreiheits-Testsignal ist. Darauffolgend wird die Azimuth-Antenne zwei Abtastungen ihres Strah-

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les in der gleichen Richtung erzeugen, ζ. B. entweder hin-hin oder zurück-zurück. Bei einem Azimuth-FeMyfreiheits-Signal werden diese beiden Abtastungen in dem "Azimuth-Abtast"-Zeitblock der Fig. 4 auftreten. Für ein Höhen-Fehlerfreiheits-Signal werden die beiden Abtastungen in dem "Höhen-Abtastungs"-Zeitblock der Fig. 4 auftreten. Die Zeit zwischen aufeinanderfolgenden Abtastungen wird genau bestimmt sein, so daß jedes Flugzeug in dem Überwachungsgebiet die zwei Impulse als zwei durch die Impulse 86 und 88 dargestellten Impulse empfangen wird, die um eine präzise Zeitdifferenz voneinander getrennt sind. Diese vorbestimmte präzise Zeitdifferenz ist einem vorbestimmten Azimuth-Winkel äquivalent. Die gleiche Prozedur wird für das Höhen-Fehferfreiheits-Signal nachfolgen , mit der Ausnahme, daß der Rundstrahl-Testcode von der Bodenstation-Rundstrahlantenne während der Zeitdauer des Signales 78 der Fig. 4 ausgesendet wird und während der bei 80 in Fig. 4 dargestellten Periode die doppelte Höhenabtastung so ausgesendet wird, daß ein erfaßtes Flugzeug zwei Impulse, wie z. B. die Impulse 86 und 88, empfangen wird, die um eine präzise und vorbestimmte Zeit getrennt sind, die ein Maß für einen vorbestimmten Höhenwinkel sind. Natürlich wird in diesem Fall die Zeit zwischen den bei 82 und 84 dargestellten Impulsen für das Azimuth-Fehlerfreiheitssignal und das Höhen-Fehlerfreiheitssignal unterschiedlich sein, um so das richtige Fehlerfreiheitssignal, das nachfolgend ausgesendet werden wird, zu identifizieren. Es dürfte klar sein, daß die durch 86 und 88 dargestellten Impulse gleichermaßen während der Azimuth-Abtastperiode oder der Höhenabtaär-periode erzeugt werden können, und zwar, in geeigneter Weise durch die Rundstrahlantenne, wobei in diesem Falle alle Flugzeuge in dem Überwachungsgebiet das Fehlerfreiheitstestsignal fast gleichzeitig empfangen, wobei der Zeitpunkt sich nur von ihrer Entfernung von der Bodenstationsantenne unterscheidet.

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Im folgenden wird auf Fig. 6 Bezug genommen, die in der Form eines Blockschaltbildes eine typische Winkel-Leit-Bodenstationsantenne 90 und zugeordnete Elemente aisammen mit dem Testgenerator gemäß der Erfindung zeigt. Dem Fachmann ist es bekannt , daß die Standard-Mikrowellenlandesystem-Bodenstationsantenne 90 aus einem Leitungsfeld von Antennenelementen 94 und zugeordneten Phasenschiebern 96 besteht, die unter dem Kommando eines Steuerungskommandogenerators 98 arbeiten, der bewirkt, daß ein bei 92 dargestellter Strahl durch einen vorbestimmten Winkel-bereich mit einer vorbestimmten Geschwindigkeit ausgestrahlt wird. Ein Hochfrequenzeingangssignal für die Antenne wird aus einem Sender 100 empfangen. Ein Synchronisiergerät 104 weist die Rundstrahlantenne periodisch an, den oben genannten Rundstrahl-Testcode, d.er in Fig. 5 dargestellt ist, auszusenden. Gleichzeitig unterrichtet er einen Taktgeber 106, den Steuerbefehlgenerator 98 die oben genannten zwei Abstrahlungen des Strahlers 92 mit vorbestimmten und präzisen Zeitintervallen zu erzeugen. Der Taktgeber 106 unterrichtet auch den Sender 100, die Antennenelemente während dieser zwei Abtastungen mit Energie zu versorgen.

Bei einer alternativen Ausführungsform der Erfindung, bei der die Rundstrahlantenne nicht nur den Rundstrahl-Testcode erzeugt und aussendet, sondern auch die Impulse 86 und 88 von Fig. 5, wird zweckmäßigerweise das System von Fig. 7 angewandt. Bezugnehmend auf diese Fig. wird dort ein Synchronisiergerät 104a, die Abtastantenne, wie z. B. die Antenne 90 von Fig. 6, periodisch sperren und einen Taktgeber 106a anweisen, den Sender 107 und die Rundstrahlantenne 109 zu steuern, um das Fehlerfreiheitstestsignal von Fig. 5 zu erzeugen.

Im folgenden wird auf Fig. 8 bezug genommen, die einen typischen Mikrowellenlandesystem-Flugzeugwinkelempfänger mit einer

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Einrichtung zur Überwachung der Fehlerfreiheit gemäß der Erfindung zeigt. Fig. 8 zeigt eine Empfangsantenne 118, die mit einem Empfänger 120 verbunden ist, der die empfangenen Signale einem Prozessor 124 zuführt. Wie dem Fachmann bekannt ist, enthält der Prozessor 124 einen Taktgeber und einen Zähler, der die Zeitperiode zwischen den aufeinanderfolgenden Durchlaufen eines empfangenen Signales bestimmt, und zwar entweder dem Azimuth-Abtaststrahl oder dem Höhen-Abtaststrahl, in Abhänhigkeit von dem verwendeten Kanal, um die Azimuth- bzw. Höhenposition des Flugzeuges zu bestimmen. Ein in Abhängigkeit von dem empfangenen Rundstrahlsignal arbeitender elektronischer Schalter 126 legt je nach dem den Azimuth-Zählinhalt oder den Höhen-Zählinhalt über einen normalerweise geschlossenen elektronischen Schalter 129 oder einen normalerweise geschlossenen elektronischen Schalter 128 an eine Azimuth-Anzeige bzw. eine Höhenanzeige. Bei dem Fehlerfreiheits-Testbetrieb werden die durch die Impulse 82 und 84 von Fig. 5 dargestellten Fehlerfreiheitstestsignale des Rundstrahl-Testcodes durch den Prozessor 124 an einen Testsignaldecodierer 122 angelegt. In diesem Fall veranlaßt der Testsignaldecodierer 122, daß der elektronische Schalter 126 so betrieben wird, daß entweder der Prozessor mit dem Höhenkanal oder mit dem Azimuth-Kanal verbunden wird, je nach dem, was gerade gefordert ist. Zusätzlich legt der Testsignaldecodierer 122 ein Bereitschafts-Signal an den Komperator 130 bzw. 134. Der Prozessor 124 bestimmt das Winkeläquivalent bezüglich der Zeittrennung der Impufee 86 und 88 des Signals der Fig. 5 und legt dieses Signal über den Schalter 126 an den entsprechenden Komperator 130 oder 134. Dort wird dieses Signal mit einem vorbestimmten Testbezugswert verglichen, um zu bestimmen, ob das Testsignal inn-erhalb der oben beschriebenen Grenzen liegt. Wie im vorhergehenden Fall, erzeugt der Komperator ein Ausgangssignal, wenn das Testsignal außerhalb der Testgrenzen liegt, welches über einen Integrator 132 oder 136 zum Auslösen eines Alarmsignals verwendet wird. Ebenso wie bei der Entfernungsmeßgerät-Fehler-

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freiheitsüberwachungseinrichtung weisen die Integratoren 132 land 136 Zeitkonstanten auf, die mit der WMerholgeschwindigkeit der entsprechenden Testsignalaussendung korrespondieren, ■wodurch die Erzeugung eines Alarmsignales während normalen
Betriebes verhindert wird. Ebenso wie "bei der Entfernungsmeßgerät-Pehlerfreiheitsüberwacheinrichtung sind wahlweise
Schalter 128 und 129 vorgesehen, um zu verhindert, daß eine Testanzeige auf dem Höhen- oder Azimuth-Anzeigegerät erscheint, sofern gewünscht.

Alle in der Beschreibung erwähnten und in den Figuren dargestellten technischen Einzelheiten sind für die Erfindung von Bedeutung.

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AS

Leerseite

Claims (11)

BROSE0 "BROSE Karl A-DfV^OIU DKarl DH/NCC DiP'om Ingenieure D-8023 München-Pullach, WienerSIr. 2:Tel. (089) 7<330 '1:1 ele<5212147 bros d; Cables: «Pateniibus» München THE BENDIX CORPORATION, Executive Officas, Bendix Southfield, Michigan, 48075, USA Paris file: 5533-A J** 11. Juli 1978 vB-ne PATENTANSPRÜCHE

1.' Einrichtung zur Überwachung der Fehlerfreiheit zur Ver-"Wendung in einem Flugzeug-Navigationssystem mit einer Bodenstation und einem Flugzeug-Bordempfänger, dadurch gekennzeichnet, daß in der Bodenstation (Fig. 2) Einrichtungen (26, 30, 34) vorgesehen sind, die ein Fehlerfreiheitssignal in das Überwachungsgebiet der Bodenstation aussenden, wobei das Fehlerfreiheitssignal aus einem ersten codierten Teil (10, 12; 82, 84), der die Art des ausgesendeten Testsignals identifiziert und einem zweiten codierten Teil (14, 18; 86, 88), der einer vorbestimmten Größe äquivalent ist, besteht, und daß in dem Flugzeug-Bordempfänger (Fig. 3; Fig. 8) Einrichtungen (54, 68; 120, 122, 124) vorgesehen sind, die den ersten und zweiten Teil des Fehlerfreiheitssignales empfangen und decodieren und Einrichtungen (70; 130, 134), die den decodierten zweiten Teil mit einem vorgegebenen Referenzsignal vergleichen, um zu bestimmen, ob die durch den decodierten zweiten Teil dargestellte vorbestimmte Größe innerhalb oder außerhalb annehmbarer Grenzen liegt.

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2. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der zweite Teil (14, 16) einer vorbestimmten Entfernung äquivalent ist.

3. Einrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennasLchnet, daß der Flugzeug-Bordempfanger (Fig. 3) einen Taktgeber (62) enthält, der in Abhängigkeit von der Decodierung des ersten Teiles (10, 12) des Testsignals zurückgesetzt wird, und daß der zweite Teil (14, 16) mindestens erste und letzte Impulse (14, 16) enthält, wobei der Taktgeber (62) durch Decodieren des ersten Impulses (14) gestartet und durch Decodieren des letzten Impulses (16) gestoppt wird.

4. Einrichtung nach den Ansprüchen 1 und 3» dadurch gekennzeichnet, daß der Taktgeber (62) einen Zähler enthält, der in Abhängigkeit von der Decodierung des ersten und des letzten Impulses (14, 16) eine Zahl aufsummiert und daß eine Vergleichseinrichtung (70) diese Zahl mit dem vorbestimmten Referenzsignal vergleicht.

5. Einrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Vergleichseinrichtung ein Ausgangssignal erzeugt, wenn der decodierte zweite Teil außerhalb annehmbarer Grenzen liegt, und daß eine Integriereinrichtung (72) vorgesehen ist, deren Zeitkonstante mit der Wiederholfrequenz der Testsignalaussendungen von der Bodenstation korrespondiert.

6. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der zweite Teil (86, 88) einem vorbestimmten Winkel äquivalent ist.,

7. Einrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeihnet, daß der Flugzeug-Bordempfänger (Fig. 8) einen Prozessor (124) mit einem Winkeltaktgeber enthält, der auf den zweiten Teil (86, 88) anspricht, um einen Zustand zu erreichen, der einem vorbestimmten Winkel äquivalent ist, wenn das Navigationssystem zumindest bezüglich eines Winkeisendesignales einwandfrei arbeitet.

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8. Einrichtung nach den Ansprüchen 1 und 7, dadurch gekennzeichnet, daß der von dem Winkeltaktgeber des Prozessors (124) erreichte Zustand mit dem vorbestimmten Referenzsignal verglichen wird, wobei ein Fehler in dem Navigationssystem angezeigt wird, wenn dieser Zustand außerhalb vorbestimmter Grenzen um das vorbe-stimmte Referenzsignal herum liegt.

9. Einrichtung nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet;, daß der Taktgeber einen Zähler enthält, der eine Zahl aufsummiert und daß die von dem Zähler des Prozessors (124) aufsummierte Zahl mit dem Referenzsignal in den Vergleichseinrichtungen (130, 134), die ein Ausgangssignal erzeugen, wenn die Zahl außerhalb dieser Grenzen liegt, verglichen wird.

10. Einrichtung nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß Integriereinrichtungen (132, 136) vorgesehen sind, die auf das Ausgangssignal von den Vergleichseinrichtungen (130, 134) ansprechen und eine Zeitkonstante besitzen, die mit der Wiederholfrequenz der Testsignalaussendungen von der Bodenstation korrespondieren.

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