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Querreferenz
zu in Bezug stehender Anmeldung
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Diese
Anmeldung beansprucht die Priorität unter 35 U.S.C. Section 119(e)
von der US Provisional Application Number 60/203,039, angemeldet
am 9. Mai 2000, und der US Patent Application No. 09/695,359, angemeldet
am 24. Oktober 2000.
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Hintergrund
der Erfindung
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Die
vorliegende Erfindung bezieht sich auf Navigationssysteme. Die Erfindung
findet besondere Anwendung in Flugzeug-Landesystemen, die eine Präzisions-Höhenführung einem Benutzer bieten,
wie beispielsweise einem Lotsen oder Piloten während eines Landeanflugs und
eines Landens.
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Verschiedene
Präzisions-Flugzeug-Landesysteme
sind eingesetzt worden, um einen Pilot beim Beibehalten eines erwünschten
Gleitwegs auf eine Landebahn hin zu unterstützen. Das Instrument Landing
System (ILS) wird herkömmlich
für Präzisions-Landeanflüge verwendet;
allerdings sind ILS-Systeme anfällig
für eine
Beeinflussung von sich nahe dazu befindlichen FM-Sendern, erfordern
eine umfangreiche Geländeabstufung
und Grundstücks-Akquisition
an bestimmten Flughafenstellen und sind in Bezug auf eine Führungsstrahlstörung verwundbar,
wenn ein Bau nahe einem Flugplatz berücksichtigt wird. Das Microwave
Landing System (MLS) wird viel weniger üblich eingesetzt als ILS, und
wird allmählich
im Hinblick auf ökonomische
Aspekte aus dem Verkehr gezogen. Ein Precision Approach Radar (PAR)
wird herkömmlich
in Militärumgebungen
verwendet und erfordert einen Bediener am Boden, um verbal Anflug-Führungskorrekturen
dem Piloten über
eine Kommunikationsverbindung zu übermitteln. Auf einem Global
Positioning System basierende Landehilfen sind vorgeschlagen worden,
die zwei Systeme, die sich in Entwicklung befinden, umfassen, das
Wide Area Augmentation System (WAAS) und das Local Area Augmentation
System (LAAS), wobei beide einer Störung und einer Manipulation
unterliegen können
und nicht als alleinige Einrichtung für einen Präzisions-Landeanflug geeignet
sind.
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Flugzeug-Navigationssysteme,
die den Air Traffic Control Rador Beacon System (ATCRBS) Transponder
einsetzen, sind allgemein im Stand der Technik be kannt. Transponder
werden typischerweise in einem Flugzeug eingesetzt, um eine Secondary
Surveillance Radar (SSR) Funktion eines Überwachens und Steuerns einer
Flugstrecke eines Flugzeugs zu erleichtern. Die meisten, herkömmlichen
Flugzeuge sind mit zwei Transponder-Antennen ausgestattet, eine
auf der Oberseite und eine andere an der Unterseite des Rumpfs des
Flugzeugs, um ein zuverlässiges
Ansprechverhalten des Transponders beizubehalten, während ein
Flugzeug seine Richtung ändert.
Solche Antennenanordnungen für
einen Transponder sind als Diversity-Antennen bekannt. Ein Transponder, ausgestattet
mit Diversity-Antennen, wählt
die Antenne aus, die das Abfragesignal mit der höchsten Amplitude von einer
Bodenstation empfängt,
um eine codierte Antwort-Nachricht zu senden. International Standards
und Recommended Practices erfordern derzeit, dass der horizontale
Abstand zwischen der oberseitigen und unterseitigen Antenne geringer
als 7,6 Meter ist, um das Auftreten eines SSR-Bereich-Schwankens
von Ansprechen zu Ansprechen aufgrund eines Antennen-Diversity-Umschaltens
zu kontrollieren. Die vertikale Trennung von Diversity-Antennen
variiert als eine Funktion der Höhe
eines Flugzeugrumpfs und kann ungefähr zwischen 3 und 10 Metern
betragen.
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Landesysteme,
die den ATCRBS Transponder verwenden, müssen die Position des Flugzeugs
bestimmen, diese mit einem erwünschten
Annäherungsweg
vergleichen und irgendeine erforderliche Korrektur zu dem Flugzeug
senden. Nehama, US-Patent
Nr. 3,564,543, beschreibt ein solches System, das eine Symmetrie
und vereinfachte Mathematiken verwendet, um einen konischen Annäherungsweg
zu definieren. Allgemein basieren das Positionsbestimmungssystem,
offenbart in Nehama, und entsprechende Systeme auf Transponder-Ansprech-Ankunftszeit-Messungen,
abgeleitet von der Zeit, die für
die Abfrage erforderlich ist, um zu dem Transponder zu laufen, für die Zeit
des Transponders, um zu antworten, und die Zeit, die für Signale erforderlich
ist, um zwischen dem landenden Flugzeug und einer Mehrzahl von Stellen
auf dem Boden zu laufen. Aus diesen Abständen wird die Position des
Flugzeugs abgeschätzt.
Das Patent von Nehama bestätigt die
Existenz einer variablen Transponder-Antwortzeit, die wesentliche
Fehler in der Navigationslösung
umfassen kann. Als ein Kompromiss ordnet Nehama den Sender und Sensoren
in einer im Wesentlichen vertikalen, geometrischen Ebene quer zu
der Länge
der Start- bzw. Landebahn an. Diese Anordnung projiziert den Fehler in
eine horizontale Richtung entlang der Achse der Landebahn. Als ein
Nebeneffekt erfordert diese Anordnung die Verwendung von erhöhten Antennen-Türmen in
der Nähe
des Airports, anstelle davon, dass alle Sensoren auf einem Bodenniveau
positioniert werden, und demzufolge in einer horizontalen Ebene,
wobei die berechnete Höhe
des Flugzeugs wesentliche Fehler enthalten würde, die für ein Präzisions-Landesystem unzulänglich sein
würden.
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Stoltz,
US-Patent Nr. 5,017,930, offenbart ein System, das einen Fortschritt
gegenüber
Nehama darstellt, in dem unter anderem auch eine Transponder-Codier-Verzögerung durch
Einsetzen von vier Sensoren gelöst
wird. Allerdings unterliegen die Ankunftszeitmessungen, verwendet
durch die Landesysteme, wie beispielsweise solche, die in Nehama
und Stoltz beschrieben sind, wesentlichen Multipath- bzw. Mehrfachweg-Fehlern.
Diese Mehrtachweg-Fehler werden durch Geländemerkmale entlang des Annäherungswegs
an die Landebahn induziert und diese induzieren Fehler in der Zeit
von Ankunftsmessungen. Eine fehlerhafte Zeit von Ankunftsmessungen
verschlechtern die navigationsmäßige Auflösung und
verringern demzufolge die Genauigkeit von Führungssignalen, die zu dem
Flugzeug gesendet sind.
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Die
US-A-4 454 510 offenbart ein Flugzeug-Führungssystem, das eine Bodenstation
und einen Transponder, angeordnet in einem Flugzeug, aufweist. Der
Bodensender sendet Abfrage-Impulse, die so codiert sind, um Positionsdaten
zu enthalten. Der Transponder decodiert die Abfrage-Impulse und
sendet Antwort-Impulse, die Höhen-
und andere Daten enthalten, die dazu verwendet werden, als dreidimensionale
Positionsdaten am Boden für
Navigations-, Landeführungs-
und Kollisionsvermeidungszwecke verwendet werden.
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Es
ist für
Landesysteme wünschenswert,
mit der Einschränkung
der International Standards und Recommended Practices in Bezug auf
die Exkursions-Charakteristika
des Navigations-Weg-Signals zu entsprechen, das Biegungen, Verformungen,
Rauigkeit und andere Aberrationen mit einer Zwei-Sigma-Grenze grob äquivalent
zu 3 Metern an einem Punkt 1,4 km von dem Gleitwegpunkt eines Runway
Intercept umfasst. Allerdings kann eine Diversity-Antennen-Umschaltung,
sogar in einem kleinsten Flugzeug, potenziell eine Herausführung aus
diesem Fenster verursachen.
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Die
vorliegende Erfindung sieht ein verbessertes Verfahren und eine
Vorrichtung vor, die die vorstehend angegebenen Probleme, und andere,
beseitigen.
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Zusammenfassung
der Erfindung
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Gemäß einem
Aspekt der vorliegenden Erfindung weist ein Verfahren zum Bestimmen
einer Position eines Flugzeugs mit einem Transponder, der in Reaktion
auf ein Abfragesignal ein Antwortsignal sendet, ein erstes Empfangen
von Antwortsignalen an einer Vielzahl von Antennen, die als ein
vertikal orientiertes Feld angeordnet sind, auf. Charakteristika
des Antwortsignals, wie beispielsweise eine Phasendifferenz, Amplitude, Frequenz,
und dergleichen, werden gemessen und dazu verwendet, die Position
des Flugzeugs abzuschätzen.
Die Phasendifferenz wird zwischen mindestens zwei Antwortsignalen
analysiert, um zu bestimmen, ob jeweilige Antwortsignale von unterschiedlichen
Antennen an dem Flugzeug ausgehen. In dem Fall, dass die Antwortsignale
dahingehend bestimmt sind, dass sie von Diversity-Antennen stammen,
wird die abgeschätzte Position
so eingestellt, um den Abstand zwischen den jeweiligen Antennen
zu kompensieren. Das Verfahren kann auch einen Fehler zwischen der
eingestellten Position und einer erwünschten Position berechnen
und diesen Fehler zu einem Benutzer, wie beispielsweise einem Piloten,
einem Fluglotsen oder zu Cockpit-Anzeigen eines anderen Flugzeugs,
weiterleiten.
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Ein
Präzisions-Flugzeug-Landeanflugsystem
bestimmt den Ort eines Flugzeugs auf einer Realzeit-Basis durch
Messen einer abgelaufenen Zeit zwischen einem Abfrage- und Transponder-Antwort-Signal an
einer Mehrzahl von vorbestimmten Orten. Das System verwaltet die
Effekte eines Mehrfachwegs und erreicht eine genaue Flugzeugpositionierung
durch Messen der Transponder-Antwort-Differenzphase, um einen Anflugwinkel
zu berechnen.
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Die
vorliegende Erfindung besitzt die Fähigkeit, ein Transponder-Diversity-Antennen-Umschalten
zu kompensieren, und, als eine Folge dieser Kompensation, eine Höhenabschätzung mit
der geringsten, dynamischen Verzögerung
zu erreichen.
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Gemäß einem
anderen Aspekt der vorliegenden Erfindung wird eine Mehrfachweg-Korrektur
auf die ausgewählten
Charakteristika angewandt, um Mehrfachweg-Fehler, eingebracht in
die abgeschätzte
Position, zu kompensieren, um dadurch die beste, mögliche Erfassung
und Kompensation für
Diversity-Antennen zu erreichen.
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Ein
Vorteil der vorliegenden Erfindung beruht in der Fähigkeit,
präzise
eine Flugzeugposition basierend auf einem Antwortsignal eines zusammenarbeitenden
Transponders, das von einem Flugzeug ausgeht, zu bestimmen.
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Ein
anderer Vorteil der vorliegenden Erfindung beruht in der Fähigkeit,
die Effekte von Mehrfachweg-Rückführungen
des Transponder-Antwort-Signals zu verwalten oder aufzuheben.
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Ein
anderer Vorteil der vorliegenden Erfindung beruht in der Fähigkeit,
genau eine Flugzeugposition durch Messen sowohl des Transponder-Antwort-Ankunftswinkels und
der Ankunftszeit zu bestimmen.
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Noch
weitere Vorteiel werden für
Fachleute auf dem betreffenden Fachgebiet unter Lesen und unter Verständnis der
nachfolgenden, detaillierten Beschreibung ersichtlich werden.
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Kurze Beschreibung
der Zeichnungen
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Die
Erfindung kann verschiedene Komponenten und Anordnungen von Komponenten
vornehmen, und verschiedene Schritte und Anordnungen von Schritten.
Die Figuren, dienen nur zu Zwecken einer Erläuterung der bevorzugten Ausführungsformen
und sind nicht dahingehend auszulegen, die Erfindung zu beschränken.
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1 zeigt
eine perspektivische Zeichnung, die die Elemente des Transponder-Landing-Systems (Transponder-Anflug-System)
gemäß dieser
Erfindung darstellt;
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2 zeigt
ein Blockdiagramm eines AOA Sensors und der Antennen-Eingänge mit
einer Front-End-HF-Anordnung, die entsprechend dieser Erfindung
umschaltet;
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3 zeigt
eine Darstellung eines Fehlers, der Diversity-Flugzeug-Antennen
zuzuschreiben ist;
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4 zeigt
eine Darstellung eines Fehlers, der einer Mehrfachweg-Signalsendung zuzuschreiben
ist; und
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5 zeigt
ein Flussdiagramm, das eine Verarbeitung darstellt, die in den Prozessoren
auftritt, das geeignet die vorliegende Erfindung umsetzt.
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Detaillierte
Beschreibung der Erfindung
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In 1 nun
ist ein Flugplatz, der eine Start- und Landebahn 10 besitzt,
dargestellt. Ein Präzisions-Flugzeug-Landesystem
gemäß der vorliegenden
Erfindung arbeitet so, um ein Flugzeug entlang eines vordefinierten
Annäherungswegs
(nicht dargestellt), der zu der Landebahn 10 führt, zu
führen.
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Das
System umfasst einen Abfragesender, untergebracht in dem Haus 20 der
Basisstation, der dazu verwendet wird, Abfrage- und Unterdrückungsimpulse
zu er zeugen. Das Abfragesignal, zusammengesetzt aus Impulsen, moduliert
auf einer Trägerfrequenz,
geht von einer Abfrageantenne 22 aus. Wie vollständiger nachfolgend
diskutiert wird, wird ein Zeitabstimmungssignal 76, auch
von der Basisstation 20 aus, das mit dem Abfragesignal übereinstimmt,
zu Empfängerfeldern 26, 28 geschickt,
um eine Sensormessverarbeitung zu synchronisieren. Ein Transponder 86 (3, 4)
an, zum Beispiel, einem Flugzeug, sendet ein Antwortsignal, das
auch aus Impulsen, moduliert auf einer Trägerfrequenz, in Abhängigkeit
eines Empfangens des Abfragesignals zusammengesetzt ist. Das Antwortsignal
wird durch Empfängerfelder 26, 28 empfangen,
und wird vorzugsweise zu dualen, unähnlichen Prozessoren 78a, 78b (2)
innerhalb der Basisstation 20 für eine Verarbeitung weitergeführt. Die
Antwortsignale werden, wie dies nachfolgend diskutiert ist, in Bezug
auf verschiedene Charakteristika, wie beispielsweise Zeit, Amplitude,
Frequenz und differenzielle Trägerphase,
verarbeitet.
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In 2 nun
ist ein funktionales Blockdiagramm der Bauelemente dargestellt.
Vier Antennen 26a–26d bilden
das Antennenfeld 26 auf. Zur Vereinfachung ist das Antennenfeld 28 nicht
gezeigt, allerdings wird für Fachleute
auf dem betreffenden Fachgebiet ersichtlich werden, dass eine ähnliche
Verarbeitung in Bezug auf Signale, empfangen an diesem Feld, auftreten
wird. Die empfangenen Antwortsignale werden an Antennen 26 empfangen,
werden durch den Filter 30 geführt und werden dann durch die
HF-Empfängeranordnung 32 verarbeitet.
Durch Bezeichnen einer der Antennen als eine Referenz 26a und
Messen einer differenziellen Trägerphase
zwischen der Referenzantenne 26a und einer der verbleibenden
drei Antennen 26b–26d werden drei
Antennen-Feld-Aperturen erreicht, und deshalb sind drei Messungen
mit unterschiedlicher Auflösung möglich, zum
Beispiel mit einer niedrigen, mittleren und hohen Auflösung. Die
Referenzantenne 26a wird zu einem zugeordneten Empfängerpfad 34 eingegeben.
Andere Antennen 26b–26d werden
in zwei HF-Empfängerpfade 36, 38 unter
Verwendung von Schaltern innerhalb der HF-Empfängeranordnung 32 multiplexiert,
obwohl Fachleute auf dem Fachgebiet äquivalente Mechanismen vorsehen
können,
um Signale zu der Anordnung zu übertragen.
Jeder Pfad 34, 36, 38 empfängt mit
1090 MHz impulsmodulierte HF-Signale von den Antenne 26,
die von dem antwortenden Transponder ausgehen. Die Phasen-Amplituden-Messung
(PAM) 50 empfängt
die Zwischenfrequenzpfade 34–38 von der HF-Empfänger-Anordnung
und liefert Log- Videosignale 54 und
digitalisierte Phasendaten 58A, 58B zu der Phasen-Akquisitions-Karte (Phase Acquisition
Card – PAC) 60 für eine Signalverarbeitung.
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Zwei
Sätze von
digitalisierten Phasendaten werden vorgesehen: die Phasendifferenz
zwischen der Referenz und dem IF-Kanal A (ein niedriger, mittlerer
oder hoher Kanal 26b–26d) 58A;
und die Differenz zwischen der Referenz und dem IF-Kanal C (niedriger,
mittlerer oder hoher Kanal) 58B. Ein Log-Video jeder der drei
Eingänge
wird auch zu der PAC 54A, 54B, 54C geführt. Ein
begrenztes IF-Signal 68 von dem Eingang mit niedriger Auflösung wird
zu dem Frequenz-Diskriminator 70 zugeführt. Der Frequenz-Diskriminator 70 empfängt das
begrenzte IF-Signal 68 des HF-Empfänger-Anordnungs-Eingangs
und liefert einen analogen Ausgang 72 zu dem Daten-Akquisitions-Abschnitt
der PAC 60 für
eine Frequenzmessung. Die PAC 60 empfängt demzufolge ein Start-Signal
oder einen Synchronisations-Zeitgeber, der mit dem Abfragesignal übereinstimmt, über eine
Faseroptik 74 von der Basis 20 (1),
Log-Video-Amplituden-Daten 54, Digital-Phasen-Daten 58 von
der PAM 50, und ein Frequenz-Video 72 von dem
Frequenz-Diskriminator 70. Fachleute auf dem betreffenden
Fachgebiet werden erkennen, dass das Synchronisationssignal durch
Bilden einer Datenkommunikation, eine andere als eine faseroptische
Verkabelung, wie beispielsweise durch drahtloses Senden, eine herkömmliche
Festverdrahtung, und dergleichen, übertragen werden kann. Alternativ
kann die Synchronisation über
interne Mechanismen an den verschiedenen Komponenten, wie beispielsweise
durch interne Takte oder GPS-Signale, ausgeführt werden.
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Eine
Sensor-Akquisition beginnt eine Verarbeitung von HF-Eingängen von
den Antennen 26 unter Empfang eines Start-Signals über das
Kabel 74. Die Transponder-Antwort-Signale werden analog verarbeitet und
gespeichert. Phasen- und Frequenzdaten werden zu Stop-Videosignal-Akquisitions-Daten
korreliert. Alle Daten führen
zu Prozessoren 78 in der Basisstation 20.
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Ein
Kalman-Filtern wird verwendet, um die Genauigkeit einer Positionsabschätzung zu
verbessern. Das Filtern verbessert die Genauigkeit unter Verwendung
nicht nur der am kürzesten
vorher liegenden Empfänger-Messungen,
sondern auch der zuvor bestimmten Position, der statistischen „Zuverlässigkeit" dieser Position
und der statistischen Varianz der momentanen Messungen. Die Anwendung
eines Kalman-Filterns
bei Navigationssystemen ist ausreichend für Fachleute auf dem betreffenden Fachgebiet
bekannt, allerdings ist der nachfolgende Aspekt eines Kalman-Filter-Tuning auf diese
Erfindung zugeschnitten. Die Prozess-Rausch-Kovarianz-Matrix Q ist
gewöhnlich
eine heuristische Einstellung, um erwartete Sollmanöver aufzunehmen,
allerdings kann sie auch adaptiv durch fortschrittlichere Ausbildung
des Kalman-Filters eingestellt werden. Diese Prozess-Rausch-Kovarianz-Matrix
Q ist eine „alternde" Matrix, die ermöglicht,
dass Beschleunigungsereignisse in dem Zustandsvektor, der die Flugzeugdynamiken
darstellt, auftreten. Gewöhnlich
wählt man
ein abgeschätztes
Q aus und „stimmt
so dann fein ab",
und zwar über
eine Computersimulation oder einen Flugtest. Eine erste Annäherung für Q wird
gewöhnlich
unter Berücksichtigung
der maximalen Beschleunigung berechnet, die ein Flugzeug wahrscheinlich
durchführen
kann. Die optimale Prozess-Rausch-Einstellung wird in Verbindung
mit einer Anwendung des Diversity-Antennen-(DA)-Algorithmus nachfolgend
erreicht.
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In 3 nun
ist eine übertriebene,
allerdings beispielhafte Darstellung des Diversity-Antennenfehlers gezeigt.
Ein Flugzeug 80, das sich einer Landebahn annähert, ist
mit einer unteren Antenne 86L und
einer oberen Antenne 86U ausgestattet.
Wie dargestellt ist, antwortet ein Flugzeug 80 zum ersten
Mal auf eine Anfrage mit der unteren Antenne 86L und
das Signal 90 schreitet direkt zu dem Antennenfeld 26 fort.
Der Anfangs-Abfrage- und Antwortsequenz folgend hat sich das Flugzeug
bewegt und ist nun mit dem Bezugszeichen 80' bezeichnet. Wie allerdings dargestellt
ist, antwortet das Flugzeug 80' aufgrund einer Höhe, auf
eine darauffolgende Abfrage, mit der oberen Antenne 86U . Wie vorstehend diskutiert wird, wird
aufgrund der Trennung zwischen den Diversity-Antennen 86L , 86U ,
ein Fehler in den Navigationsvorgang eingeführt. Die Prozessoren 78 in
der Basisstation 20 (2) sind
mit einem Diversity-Antennen-Algorithmus
ausgestattet, der die digitalisierte, differenzielle Phase von Antwortsignalen über die
Zeit evaluiert, um eine Flugzeug-Transponder-Antwort, die von den
Diversity-Antennen ausgeht, zu erfassen. Der Algorithmus verwendet
die zwei Winkel-einer-Ankunft-(Angle of Arrival – AOA)-Datensätze 58A und 58B,
um die Existenz einer Diversity-Antennen-Konfiguration einzurichten
und die Diversity-Antennen-Separation
zu berechnen. So, wie er hier verwendet wird, bedeutet der Ausdruck
AOA irgendeines einer Vielzahl von Verfahren auszuführen, um
eine winkelmäßige Versetzung
von einem vorbestimmten, normalen Einfallswinkel zu erhalten, und
umfasst ein Bestimmen einer tatsächlichen Winkelversetzung,
einer Bestimmung einer Phasendifferenz zwischen mehreren Signalen
oder eine andere Berechnung einer Ankunftsrichtung. Wie vollständiger nachfolgend
erläutert
ist, werden AOA-Messungen,
die so bestimmt sind, um von der oberen Diversity-Antenne des Flugzeugs
auszugehen, in Bezug auf die Diversity-Antennen-Separation kompensiert,
um einen Satz von Messungen zu erzeugen, der die untere Antenne
als einen Ausstrahlpunkt haben würde.
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In
einer derzeit bevorzugten Ausführungsform
initialisiert der DA-Algorithmus Parameter (Tabelle 1) zu dem Beginn
einer Bahn-Akquisition. Diese Parameter werden unter Verwendung
von Simulations- und Felddaten durch Anwendung eines weiten Bereichs
von Flugzeugtypen abgestimmt. Während
einer Annäherung an
eine Landebahn wird eine Erfassung von Messungs-Sprüngen, die
aufgrund eines Umschaltens einer Diversity-Antenne auftreten könnten, durch
Prüfen
des Delta zwischen der vorherigen und der momentanen Abfragezählung vorgenommen.
Falls das Abfrage-Delta sequenzielle Messabtastungen anzeigt, und
der Bereich der TOA-Messung innerhalb des maximalen Bereichs 1 liegt,
wird der Sinus des Sprungwinkels unter Verwendung der Differenz
in der Phase von der letzten Abfrage und der entsprechenden AOA-Antennen-Apertur
berechnet, dann wird ein Zeichen für den erfassten Sprung eingestellt,
um anzuzeigen, dass Daten vorhanden sind. Falls der Sinus des Sprungwinkels
größer als
das Minimum 2 ist, dann wird der Sprungabstand von dem Sprungwinkel
(Meter) gemessen und die Richtung wird bestimmt. Falls der Sprungabstand
zwischen der minimalen und der maximalen Sprunggrenze 3, 4 liegt,
dann wird das Zeichen für
den erfassten Sprung eingestellt und ein Sprung-Betrag wird auf
den Abstand eingestellt. Zuletzt werden die Abfragezählung und
die Phasenmessung für
einen Vergleich mit den nächsten
Abfragedaten gespeichert. Eine alternative Ausführungsform dieses Teils des
Algorithmus würde
nur (2) Winkelinformationen bei einem nahen Bereich verwenden, um zu
bestimmen, wenn ein Sprung aufgetreten ist.
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Eine
zusätzliche
Ausführungsform
eines Sprung-Typs (Tabelle 2) umfasst eine Zuordnung entsprechend
zu dem Ergebnis der mittleren und/oder hohen Sprünge. Der Vertrauensbereich
einer DA-Konfiguration wird durch Gewichten der Zahl der verschiedenen
Typen von Messungs-Sprüngen 10 berechnet.
Hohe und mittlere Kanalsprünge
in derselben Richtung besitzen ein großes, positives Gewicht. Zusätzlich wird
das Niveau einer Übereinstimmung
zwischen hohen und mittleren Kanalsprüngen da zu verwendet, die Gewichtung zu
erhöhen.
Hohe und mittlere Messkanalsprünge
in der entgegengesetzten Richtung besitzen ein großes, negatives
Gewicht. Hohe Kanalsprünge
besitzen, wenn dabei eine mittlere Verfügbarkeit vorhanden ist (aufgrund einer
AOA-Sensor-Antennen-Verschachtelung), ein geringes, positives Gewicht. Ähnlich haben
mittlere Kanalsprünge,
wenn keine hohe Kanalverfügbarkeit
vorhanden ist, ein niedriges, positives Gewicht. Hohe oder mittlere
Kanalsprünge
treten dann auf, wenn eine mittlere oder hohe Messungsverfügbarkeit
vorhanden ist, allerdings zeigen sie keinen Sprung an, der ein niedriges,
negatives Gewicht besitzt. Messungen, die nicht irgendeinen Sprung
anzeigen, besitzen eine Gewichtung von Null. Ein Diversity-Konfigurations-Existenz-Zeichen
wird eingestellt, nachdem eine ausreichende Anzahl von Messungsaktualisierungen
die Sprung-Einsteil-Kriterien 9–12 erfüllen, die
anzeigen, dass das Flugzeug mit einer Diversity-Antenne ausgestattet
ist.
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Wenn
sie einmal eingerichtet sind, werden sowohl die DA-Separations-Bahn
als auch die DA-Separations-Varianz-Bahn durch zwei Ein-Zustand-Kalman-Filter
mit einer konstanten Verstärkung
abgeschätzt.
Die Spuren werden berechnet, 5–8,
basierend auf den durchschnittlichen hohen und mittleren Kanalsprüngen in derselben
Richtung. Eine alternative Ausführungsform
dieses Bereichs des Algorithmus würde auch individuelle hohe
oder mittlere Kanalsprünge
verwenden, wenn mittel oder hoch, jeweils, nicht verfügbar sind,
um die Bahnen zu berechnen.
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Der
Antennen-Status 13–27 wird
zusammen mit dem Vertrauen in diesen Zustand beibehalten (d.h. obere
oder untere Diversity-Antenne). Ein Sprung-Typ von „SAME" besitzt eine sehr
hohe Zustimmung in der Richtung, die angezeigt ist. Ein Sprung-Typ
von „OPPOSITE" stellt den Status
auf unbekannt ein. Ein Sprung-Typ von HIGH, MEDIUM, HIGH NOISE,
oder MEDIUM NOISE besitzt eine hohe Zustimmung nur dann, wenn die
Größe des Sprungs
zu dem erwarteten Sprung passt, wie durch die DA-Separations-Bahn
angezeigt ist, wogegen ansonsten die Statuszustimmung verringert
wird. Ein Sprung-Typ von „NO
DATA" reduziert
die Statuszustimmung. Ein Sprung-Typ von „NONE" ändert
nicht die Statuszustimmung. Falls sich der Status von einem oberen
zu einem unteren oder vice versa ändert, wird die Statuszustimmung
erhöht.
Zusätzlich
wird die Statuszustimmung basierend auf dem Niveau einer Zustimmung
zwischen dem Sprung und der DA-Separations-Bahn erhöht.
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Eine
Antwort, die dahingehend bestimmt wird, dass sie von der oberen
Diversity-Antenne stammt, wird auf einen Ausstrahlungspunkt eingestellt,
der der unteren Diversity-Antenne entspricht, und zwar basierend auf
einer DA-Separations-Bahn. Fenster-Schwellwerte 28–35 werden
bis zu einer minimalen und maximalen Grenze mit einem Versatz, angewandt
bei dem Fenster, basierend auf der Messungs-Bahn-Geschwindigkeit 33, eingestellt.
Eine Einstellung wird in Bezug auf die Fenstergröße basierend auf der Standardabweichung der
Separations-Abschätzungs-Varianz 31 und
der erwarteten Messungs-Varianz 32 vorgenommen. Ein breites
Fenster, das eine lineare Skalierung 36 des normalen Fensters
ist, wird auch eingestellt. Die Differenz zwischen der mittleren
und/oder hohen Messung und der erwarteten Messung wird gegenüber diesen
Fenstern getestet. Die Diversity-Antennen-Status-Zustimmung 37–38 wird
auch getestet. Die Ergebnisse dieser Tests 39–43 werden
dazu verwendet, zu bestimmen, ob die Messung eingestellt werden
sollte. Falls dies der Fall ist, wird der Wert der DA-Separations-Bahn
von der Messung subtrahiert. Eine alternative Ausführungsform
dieses Bereichs des Algorithmus würde das Verhältnis zwischen
der DA-Separations-Bahn und der Differenz zwischen der erwarteten
Messung und der tatsächlichen
Messung berechnen. Dieser Wert für
die mittlere und/oder hohe Messung zusammen mit dem Diversity-Antennen-Status
und der Statuszustimmung würde dazu
verwendet werden, zu bestimmen, ob die Messung eingestellt werden
sollte.
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Tabelle
1: Diversity-Antennen-Algorithmus-Parameter
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Tabelle
2: Sprung-Typen, die einem Messereignis eines Anflugwinkels zugeordnet
sind
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Unter
Bezugnahme nun auf 4 wird eine Darstellung von
Mehrfachweg-Rückführungen
angegeben. Signale, die zwischen einem Flugzeug 80 und
Antennen 26a–26d laufen,
können
zwei oder mehreren Propagationswegen zwischen jeweiligen Antennen
folgen. Der erste Weg liegt entlang einer direkten Sichtlinie 90 vor
und die anderen Wege sind Reflexionen von entweder dem Boden, Bergen,
Gebäuden,
Fahrzeugen, einem Flugzeug, oder anderen Objekten, und zwar als
eine Funktion der Leitfähigkeit
der Objekte, der Größen-Orientierung
und des Einfallswinkels des Signals. Die Reflexionen von Objekten,
die sehr nahe zu dem direkten Weg liegen und ermöglichen, dass das reflektierte
Signal sehr bald nach dem Signal über den direkten Pfad ankommt,
sind gewöhnlich
als Mehrfachweg 92 mit kurzem Weg bekannt. Reflexionen
von Objekten weiter weg von dem direkten Weg können dasjenige verursachen,
was gewöhnlich
als Mehrfachweg mit langem Weg bekannt ist. Ein Mehrfachweg 92 mit
kurzem Weg kann eine AOA-Messungsgenauigkeit beeinflussen, da die
Trägerphase
des Signals, die auf die AOA-Antennen auftrifft, die Vektorsumme
der direkten und Mehrfachweg-Komponenten ist. Weitere Bezugnahmen
auf die Kurzweg-Vielfalt
eines Mehrfachwegs werden hier als Mehrfachweg 92 bezeichnet.
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Mehrfachweg-Fehler
in Bezug auf die Antwortsignale werden durch Eingeben einer Durchsichtstabelle mit
einer anfänglichen,
abgeschätzten
Flugzeugposition, Rückführen mit
der Phasen-Versetzung, die kalibriert ist, um die erwarteten Fehler
zu kompensieren, die in jedem der Kanäle mit niedriger, mittlerer
und hoher Auflösung vorhanden
sind, als eine Funktion der Flugzeugposition in einem Bereich, einem
Azimuth und/oder einer Höhe,
zu kompensieren. Natürlich
werden Fachleute auf dem betreffenden Fachgebiet erkennen, dass
ein Auswählen
von verschiedenen Korrekturen von der Durchsichtstabelle einen gewissen
Umfang einer Interpolation, einer Schwellwertbildung oder von Zwischenauswahltechniken
erfordern wird, um Korrekturwerte für Positionen zwischen kalibrierten
Positionen zu bestimmen. Tatsächlich
wird die Transponder-Diversity-Antennen-Umschaltung (wie dies vorstehend
diskutiert ist) zuverlässiger
mit einer Mehrfachweg-Kalibrierungs-Korrektur, angewandt auf die
AOA-Messungen, vor einem Einsetzen des DA-Algorithmus, erfasst.
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Es
wird daran erinnert, dass die mehreren Antennen 26a–26d zusammen
so angeordnet sind, um ein Feld 26 zu bilden, das mehrere,
ersichtliche Aperturen, demzufolge Auflösungen, für eine Analyse liefert. Dementsprechend
ist eine Verschachtelung unter den verschiedenen Kanälen in Abhängigkeit
von der Phase der Annäherung
und der Zustimmung zu der Positionsabschätzung erwünscht.
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Zu
Anfang wird die Antennen-Verschachtelung auf das niedrige Muster
entsprechend Tabelle 3 eingestellt. Das niedrige Muster von Verschachtelungs-Raten
liefert ausreichende Messungen mit einer niedrigen Auflösung, um
eine zuverlässige
Abschätzung
der Position des Flugzeugs einzurichten. Der Kanal mit niedriger
Auflösung
liefert eine Strahlbreite größer als
diejenige des mittleren oder hohen Kanals und wird dazu verwendet,
aus den mehrdeutigen Zyklen, die an den mittleren und hohen Kanälen verfügbar sind,
auszuwählen. Eine
alternative Ausführungsform
der Erfindung verwendet die Antwort des Modus C von dem Transponder, um
eine Zyklusmehrdeutigkeit für
den mittleren und den hohen Kanal auszuwählen, anstelle davon, den niedrigen
Kanal zu verwenden, um eine Zyklusmehrdeutigkeit aufzulösen. Während einer
Annäherung
eines Flugzeugs bestimmt der Bahnverarbeitungs-Algorithmus die Antennen-Verschachtelung
für darauffolgende
Abfragen basierend auf der Position des Flugzeugs in Bezug auf den
erwünschten
Winkel des Annäherungswegs und
der erwünschten
Genauigkeit der Abschätzung
der Flugzeugposition, und stellt dann die Antennen-Verschachtelung
auf niedrige, hohe oder Annäherungsmuster
ein. Für
eine optimale Diversity-Antennen-Erfassung und -Kompensation ist
das Annäherungsmuster
sehr erwünscht,
da es die maximale Möglichkeit
liefert, um darauffolgende mittlere und hohe Kanalmessungen zu vergleichen.
Eine alternative Ausführungs form
der Antennenkonfiguration umfasst eine programmierbare Steuerung
eines mit Phase versehenen Felds, um die auftretende Apertur auszuwählen.
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Tabelle
3: AOA-Antennen-Verschachtelungs-Raten
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In 5 nun
ist ein Übersichts-Flussdiagramm
von Schritten, die geeignet die vorliegende Erfindung umsetzen,
dargestellt. Eine Flugzeugantenne 86 sendet ein Antwortsignal 90,
das an einem am Boden befindlichen Antennenfeld 26 empfangen wird,
wie dies im Schritt 100 zu sehen ist. Die empfangenen Signale
werden zu Prozessoren 78 in der Basis 20 geschickt,
um eine Positionsabschätzung
aus der Ankunftszeit und dem Ankunftswinkel des Antwortsignals 90 zu
erzeugen, wie dies im Schritt 104 zu sehen ist. Die zentralen
Prozessoren 78 in der Basis 20 führen dann
Korrekturen in Bezug auf die Anfangs-Positions-Abschätzung durch,
um Mehrfachweg-Rückführungen
der Antwortsignale 90 zu berücksichtigen, wie dies anhand
des Schritts 108 zu sehen ist. Der Mehrfachweg-Korrektur
folgend lassen die zentralen Prozessoren 78 einen DA-Algorithmus
laufen, der eine Antennen-Verschachtelung, über darauffolgende Aktualisierungen,
einsetzt, die bestimmen, ob das sich annähernde Flugzeug 80 über die
Diversity-Antennen 86L , 86U antwortet, und wenden eine Korrektur in
Bezug auf die Positionsabschätzung
basierend auf dieser Bestimmung an, wie dies anhand des Schritts 110 zu
sehen ist.
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Die
zentralen Prozessoren 78 berechnen einen Positionsfehler
durch Vergleichen der eingestellten Flugzeugposition mit einer Sollposition,
wie beispielsweise einem Annäherungsweg,
wie dies anhand des Schritts 114 zu sehen ist. Fachleute
auf dem betreffenden Fachgebiet werden erkennen, dass irgendein
Typ eines Annäherungswegs,
der aus einer Mehrzahl von miteinander verknüpften Positionen besteht, die
gegen eine Soll-Flugzeug-Position verglichen werden können, eingesetzt
werden können.
Mit anderen Worten können,
unterschiedlich gegenüber
herkömmlichen,
geraden Annäherungen,
die derzeit an vielen Flughäfen
verwendet werden, Annäherungskorridore
definiert werden, die geräuschempfindliche
Bereiche vermeiden, und Gebietsmerkmale und/oder zu umfliegende
Bereiche, über
denen ein Flugzeugverkehr nicht erwünscht ist, vermeiden. Die Prozessoren 78 wandeln
die bestimmte Position in ein Format, das durch einen Benutzer,
wie beispielsweise einen Fluglotsen oder einen Flugzeugpiloten,
wie dies anhand des Schritts 118 zu sehen ist, verwendbar
sind, um.
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Die
Erfindung ist unter Bezugnahme auf die bevorzugten Ausführungsformen
beschrieben worden. Offensichtlich werden Modifikationen und Änderungen
unter Lesen und unter Verständnis
der vorstehenden, detaillierten Beschreibung ersichtlich werden.
Es ist vorgesehen, dass die Erfindung so ausgelegt wird, alle solchen
Modifikationen und Änderungen
zu umfassen, sofern sie innerhalb des Schutzumfangs der beigefügten Ansprüche fallen.
