DE69923776T2 - Verfahren und vorrichtung zur durchführung der automatischen neigungssteuerung einer radarantenne in einem flugzeug - Google Patents

Verfahren und vorrichtung zur durchführung der automatischen neigungssteuerung einer radarantenne in einem flugzeug Download PDF

Info

Publication number
DE69923776T2
DE69923776T2 DE69923776T DE69923776T DE69923776T2 DE 69923776 T2 DE69923776 T2 DE 69923776T2 DE 69923776 T DE69923776 T DE 69923776T DE 69923776 T DE69923776 T DE 69923776T DE 69923776 T2 DE69923776 T2 DE 69923776T2
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
radar
tilt
angle
aircraft
control unit
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
DE69923776T
Other languages
English (en)
Other versions
DE69923776D1 (de
Inventor
J. Kevin CONNER
M. Martin MORICI
Daryal Kuntman
D. Stephen HAMMACK
Jim Joyce
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Honeywell International Inc
Original Assignee
AlliedSignal Inc
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AlliedSignal Inc filed Critical AlliedSignal Inc
Publication of DE69923776D1 publication Critical patent/DE69923776D1/de
Application granted granted Critical
Publication of DE69923776T2 publication Critical patent/DE69923776T2/de
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S13/00—Systems using the reflection or reradiation of radio waves, e.g. radar systems; Analogous systems using reflection or reradiation of waves whose nature or wavelength is irrelevant or unspecified
    • G01S13/88—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications
    • G01S13/95—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications for meteorological use
    • G01S13/953—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications for meteorological use mounted on aircraft
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S13/00—Systems using the reflection or reradiation of radio waves, e.g. radar systems; Analogous systems using reflection or reradiation of waves whose nature or wavelength is irrelevant or unspecified
    • G01S13/88—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications
    • G01S13/93—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications for anti-collision purposes
    • G01S13/933—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications for anti-collision purposes of aircraft or spacecraft
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S7/00—Details of systems according to groups G01S13/00, G01S15/00, G01S17/00
    • G01S7/02—Details of systems according to groups G01S13/00, G01S15/00, G01S17/00 of systems according to group G01S13/00
    • G01S7/28—Details of pulse systems
    • G01S7/2813—Means providing a modification of the radiation pattern for cancelling noise, clutter or interfering signals, e.g. side lobe suppression, side lobe blanking, null-steering arrays
    • H—ELECTRICITY
    • H01—ELECTRIC ELEMENTS
    • H01Q—ANTENNAS, i.e. RADIO AERIALS
    • H01Q1/00—Details of, or arrangements associated with, antennas
    • H01Q1/27—Adaptation for use in or on movable bodies
    • H01Q1/28—Adaptation for use in or on aircraft, missiles, satellites, or balloons
    • H—ELECTRICITY
    • H01—ELECTRIC ELEMENTS
    • H01Q—ANTENNAS, i.e. RADIO AERIALS
    • H01Q3/00—Arrangements for changing or varying the orientation or the shape of the directional pattern of the waves radiated from an antenna or antenna system
    • H01Q3/26—Arrangements for changing or varying the orientation or the shape of the directional pattern of the waves radiated from an antenna or antenna system varying the relative phase or relative amplitude of energisation between two or more active radiating elements; varying the distribution of energy across a radiating aperture
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S13/00—Systems using the reflection or reradiation of radio waves, e.g. radar systems; Analogous systems using reflection or reradiation of waves whose nature or wavelength is irrelevant or unspecified
    • G01S13/88—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications
    • G01S13/882—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications for altimeters
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02A—TECHNOLOGIES FOR ADAPTATION TO CLIMATE CHANGE
    • Y02A90/00—Technologies having an indirect contribution to adaptation to climate change
    • Y02A90/10—Information and communication technologies [ICT] supporting adaptation to climate change, e.g. for weather forecasting or climate simulation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
  • Electromagnetism (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
  • Variable-Direction Aerials And Aerial Arrays (AREA)
  • Details Of Aerials (AREA)

Description

  • ALLGEMEINER STAND DER TECHNIK
  • Die vorliegende Erfindung betrifft Flugzeugradars und insbesondere Controller für Flugzeugradars. Radar wird oftmals nacheinander durch verschiedene Scans gesteuert, wobei jeder Scan oder Satz von Scans einer bestimmten der vom Radar durchgeführten Aufgaben gewidmet ist. Die Scansequenz und die jeder Scanart zugewiesene Zeit begrenzt die Art und Anzahl der Datenerfassungsaufgaben, die das Radar unterstützen kann. Bei gegenwärtigen Flugzeugradars wechselt das Radar zwischen WindscherungsScan und WetterdetektionsScan bei niedriger Höhe. Bei einem kommerziell erhältlichen Radar erfaßt ein Scan Wetterdaten, und drei Scans erfassen Windscherung. Sogar bei diesen gegenwärtigen Raten ist die Menge der Wetterdatenerfassungskapazität marginal. Zusätzliche Datenerfassungsaufgaben können deshalb nicht dem RadarScanplan von existierenden Radars zugefügt werden, ohne die Wetterradarleistung zu beieinträchtigen.
  • Gegenwärtige Flugzeugradarsysteme erfordern außerdem, daß der Pilot von Hand den Neigungswinkel der Radarantenne steuert, um die gewünschten Daten, üblicherweise Wetter, zu Scannen. Ein Beispiel einer manuell einstellenden Neigung wird beschrieben in "RDR-4B Forward Looking Windshear/Weather Avoidance Radar System Pilot's Manual with Radar Operating Guidelines" von AlliedSignal Aerospace Commercial Avionics Systems, ACS-5082, Revision 1, Juli '96.
  • Das Pilotenhandbuch beschreibt die Vorgehensweise für die Wahl der Antennenneigung zum Scannen von Wetter. Diese Vorgehensweise erfordert, daß der Pilot die Neigung der Antenne für jede Entfernungsskala von Hand justiert, bis am entfernten Rand des Displays "eine Brise Bodenecho" sichtbar ist. Bei den größeren Entfernungsskalen (> 80 nm) sind die Bodenechos möglicherweise nicht sichtbar, was eine Entscheidung hinsichtlich optimaler Antennenneigung aufgrund des Mangels an Geländeechos schwierig macht. Bei diesen Entfernungen ist es für den Piloten schwierig, zwischen Wetterechos und starken Bodenstörfleckenechos zu entscheiden, ohne ständig die Antennenneigung zu justieren, um zu sehen, ob die Echos verschwinden, wenn der Antennenstrahl nach oben justiert wird. wenn sich die Höhe des Flugzeugs bezüglich der Zielhöhe ändert, muß der Antennenneigungswinkel justiert werden, um die ordnungsgemäße Positionierung des Radarstrahls bezüglich des Ziels beizubehalten. Diese Anforderung erhöht die Arbeitslast des Piloten und stellt mögliche Schwierigkeiten beim Maximieren der Effektivität und Nützlichkeit des Radarsystems dar. Zudem müssen Piloten außerdem periodische Justierungen an der Wetterradarneigung vornehmen, um einen optimalen Wetterbetrachtungsneigungswinkel beizubehalten.
  • Es gibt zwei verschiedene automatische Neigungsfähigkeiten bei allgemeinen Luftfahrtradars:
    Automatische Neigung auf der Basis barometrischer Höhe und Entfernungswahl,
    automatische Neigungswinkelkompensation auf der Basis von Höhenänderungen.
  • Bei der ersten Implementierung empfängt das Radar die barometrische Höhe aus dem Luftdatencomputer und berechnet einen Neigungswinkel, damit der Radarstrahl den Boden in der ausgewählten Displayentfernung trifft. Da die automatische Berechnung des Neigungswinkel auf der Basis der barometrischen Höhe erfolgt, nicht der absoluten Höhe über dem Boden, kann dieses Verfahren zu verschiedenen Niveaus an Bodenstörflecken in dem Display je nach den örtlichen Druckbedingungen sowie der tatsächlichen Geländehöhe führen. Die Akzeptanz dieses Verfahrens der automatischen Neigung durch Piloten war im besten Fall begrenzt. Für Flugbesatzungen im Luftverkehr eignet es sich ganz bestimmt nicht.
  • Bei der zweiten Implementierung kann der Pilot eine anfängliche Einstellung des Neigungswinkels vornehmen. Dies eliminiert mit dem ersten verfahren verbundene Probleme. Wenn dann die automatische Neigungsteuerung aktiviert wird, kompensiert das System automatisch die erforderlichen Neigungsänderungen, wenn sich die Flugzeughöhe ändert. Es ist im Grunde ein automatischer Höhenänderungskompensator. Dieses Verfahren setzt jedoch unrealistischerweise voraus, daß das Gelände vor dem Flugzeug flach oder ansonsten unbekannt ist. Dieses Verfahren ist somit immer noch Schwankungen bei Bodenstörflecken unterworfen, wenn das Fluzeug verschiedene Geländehöhen überfliegt.
  • Aus US 5,839,080 ist ein Geländebewußtseinssystem offenbart, um einen Piloten eines Flugzeugs über die Nähe von Gelände zu warnen.
  • KURZE DARSTELLUNG DER ERFINDUNG
  • Die vorliegende Erfindung liefert eine Neigungssteuereinheit zum automatischen Verwalten des Neigungswinkels eines Flugzeugradars wie in Anspruch 1 definiert.
  • Die Einheit kann die Merkmale eines oder mehrerer der abhängigen Ansprüche 2 bis 4 enthalten.
  • Die vorliegende Erfindung stellt außerdem eine Flugzeugradarvorrichtung wie in Anspruch 5 definiert bereit.
  • Die Vorrichtung kann die Merkmale eines oder mehrerer der abhängigen Ansprüche 6 bis 8 enthalten.
  • Die vorliegende Erfindung stellt außerdem ein Verfahren wie in Anspruch 9 definiert bereit.
  • Das Verfahren kann die Merkmale eines oder mehrerer der abhängigen Ansprüche 10 bis 12 enthalten.
  • Die vorliegende Erfindung beschreibt ein Verfahren zum automatischen Bestimmen eines optimalen Antennenneigungswinkels für alle Wetterdisplayentfernungen sowie andere Radardatenerfassungsfunktionen wie etwa beispielsweise Gelände, Turbulenzdetektion, automatisches Landen und/oder PositionsvalidierungsScans. Gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung wird die Radarneigungssteuerung als Funktion der Flugphase und -höhe verwaltet. Bei einer anderen Ausführungsform der Erfindung wird mit einer digitalen Geländedatenbank der Neigungswinkel automatisch bestimmt. Gemäß einem Aspekt der Erfindung wird die Neigungsverwaltungsfunktion durch einen Computer und das Wetterradar durch die Verwendung der Flugzeugposition und einer Geländedatenbank automatisiert.
  • Bei einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung verwendet das automatische Neigungssteuersystem die Radarreichweite, die Flugzeugposition (Breite, Länge, Höhe und Steuerkurs); radarspezifische Parameter (Radarstrahlbreite und Ablenkgrenze) und eine Geländedatenbank (digitales Höhenmodell), um Neigungswinkeleinstellungen für das Radar zu berechnen. Die Neigungswinkel werden automatisch aktualisiert, wenn das Flugzeug die Höhe ändert, ein Kurve fliegt oder das darunterliegende Gelände einen anderen Neigungswinkel erfordert. Das System gestattet dem Piloten immer noch, es außer Kraft zu setzen und einen Neigungswinkel manuell einzustellen.
  • Ein Aspekt der Erfindung ist die Verwendung einer Geländedatenbank, um Geländehöhenschwankungen vor dem Flugzeug in verschiedenen Richtungen zu kompensieren. Wenn der Neigungswinkel über eine segmentierte Neigung eingestellt wird, durch die das Radar hinsichtlich Neigung über mehrere Segmente seiner Ablenkung verwaltet werden kann. Im Wetterradarmodus verbessert die Verwendung von Segmenten die Fähigkeit des Radars, Bodenstörflecken zu minimieren, was eine bessere Sturmzellendetektion erleichtert.
  • Eine Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist ein automatisches Radarneigungssystem, das auf der Verwendung der Geländehöheninformationen in dem EGPWS (Enhanced Ground Proximity Warning System) basiert. Systeme vom EGPWS-Typ sind auch mit anderen Abkürzungen bekannt, zum Beispiel TAWS für Geländebewußtseinssysteme, GOCAT und GCAS für Bodenkollisionsvermeidungssystem. Die hier beschriebenen Erfindungen sind nicht auf eine bestimmte Art von Bodennähewarnsystemen beschränkt, das in Verbindung mit einer Geländedatenbank verwendet wird, und die Ausdrücke "EGPWS", "EGPWC" und "geländebasierte Kollisionsvermeidungssysteme" oder andere zuvor aufgeführte Abkürzungen beziehen sich kollektiv auf jede und alle derartigen Systeme. Bei solche Systeme verwendenden Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung auf der Basis der Flugzeughöhe über dem Gelände und Geländebedingungen in dem Gebiet bestimmt das EGPWS den Neigungswinkel zum Abhören von Gelände. Mit diesen Informationen bestimmt das Radar die Neigungswinkeleinstellungen. Die automatischen Neigungswinkeleinstellungen führen zu einem Minimum an Bodenstörflecken auf dem Display und halten gleichzeitig die optimale Wetterdetektionsfähigkeit im Wetterdetektionsmodus aufrecht und gestatten eine effizientere Verwendung des Radars in Betriebsarten, die die Erfassung von Geländedaten erfordern.
  • Die vorliegende Erfindung löst mehrere zusätzliche Probleme des Stands der Technik. Die vorliegende Erfindung reduziert die Notwendigkeit für den Piloten, Bodenechos von Wetterechos bei allen Entfernungsskalen zu unterscheiden. Die vorliegende Erfindung reduziert die Notwendigkeit für den Piloten, den Antennenneigungswinkel zu justieren, um bergiges Gelände in allen Entfernungsskalen zu kompensieren. Die vorliegende Erfindung minimiert die Notwendigkeit für den Piloten, den Neigungswinkel manuell zu justieren, während er das Flugzeug zu fliegen versucht, und um gefährliches Gelände und Wetter herumnavigiert. Stattdessen kann der Pilot mehr Zeit darauf verwenden, Sturmmuster auf dem Wetterdisplay zu analysieren. Zudem eliminiert die vorliegende Erfindung die Notwendigkeit, die Neigung auf dem Boden zu justieren, indem sie Bodenstörflecken in der Nähe des Flugzeugs auf ein Minimum reduziert.
  • Das Automatisieren der Neigungssteuerung, wie von der vorliegenden Erfindung gelehrt, verbessert die Effizienz jedes DatenerfassungsScans, da die Wahrscheinlichkeit, daß der Radarstrahl entsprechend ausgerichtet ist, stark vergrößert ist. Diese Erhöhung der Datenerfassungseffizienz ermöglicht weiterhin, zur Ausführung von mehreren Arten von DatenerfassungsScans ein einzelnes Radar zu verwenden, ohne anscheinend von den Wetteraktualisierungsraten abzulenken, an die die Piloten sich gewöhnt haben.
  • Weitere Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich angesichts der folgenden ausführlichen Beschreibung und beigefügten Zeichnungen.
  • KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
  • 1 zeigt den Neigungswinkel als Funktion der Höhe über Gelände gemäß der vorliegenden Erfindung;
  • 2 ist ein Flußdiagramm, das die automatische Berechnung des Neigungswinkels gemäß einer alternativen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung beschreibt;
  • 3 ist ein Diagramm, das Koordinaten zum Berechnen des Höhenwinkels zeigt;
  • 4 ist ein Diagramm, das die winkelmäßige Segmentierung eines Displays zeigt;
  • 5 ist eine Seitenansicht, die den Scanalgorithmus zeigt;
  • 6 ist eine Draufsicht, die den Scanalgorithmus zeigt;
  • 7A und 8 sind Blockschaltbilder eines Neigungssteuersystems;
  • 8 ist ein Flußdiagramm, das die automatische Berechnung des Neigungswinkels gemäß einer weiteren Ausführungsform der vorliegenden Erfindung beschreibt;
  • 9 ist ein Schemadiagramm, das verschiedene Scanstrahlen und die sich ergebenden Displays zeigt; und
  • 10 ist eine graphische Darstellung, die das Frequenzhistogramm für die berechneten Neigungswinkel zeigt.
  • AUSFÜHRLICHE BESCHREIBUNG DER BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSFORMEN
  • Ein Beispiel für ein Wetterradarsystem, das sich zur Verwendung mit der vorliegenden Erfindung eignet, wird in US-Patent Nr. 5,831,570 mit dem Titel "Improved Radar Resolution Using Monopulse Beam Sharpening" beschrieben. Andere Radars können verwendet werden und die Erfindung ist nicht darauf beschränkt.
  • Neigungsverwaltung unter Verwendung von Höhenplan
  • Bei einer möglichen Ausführungsform der Erfindung wird die Radarneigung unter Verwendung der tatsächlichen Höhe über Boden gemäß einem vorbestimmten Plan eingestellt, um den Radarneigungswinkel als Funktion der Flugzeugflugphase und -höhe zu steuern. Diese Präsentation eliminiert etwaige Anforderungen hinsichtlich manueller Neigungssteuerung. Bei dieser Ausführungsform der Erfindung kann eine Geländedatenbank (sehr niedrige Auflösung) als Eingabe zu dem Radarcontroller verwendet werden. Beispielsweise kann die automatische Neigungssteuerung so programmiert werden, daß sie gemäß der Flugphase arbeitet, wie in 1 dargestellt und wie unten beschrieben.
  • Landung, Start und Steigflug (unter 20000 ft. AGL)
  • Während Start und anfänglichem Steigflug reicht bis 2500 ft. AGL eine Neigung von +4 Grad aus, um das Wetter zu Scannen. Zwischen 2500 ft. AGL und 10000 ft. AGL wird der Neigungswinkel für jedes Steigen um 750 ft. um 0,25 Grad reduziert. Zwischen 10000 ft. AGL und 20000 ft. AGL wird die Neigung für jedes Steigen um 1250 ft. um 0,25 Grad reduziert.
  • Landung (unter 20000 ft. AGL):
  • In 1 ist der automatische Ablauf für die Neigung bei Landung das Gegenteil der Vorgehensweise bei Steigflug. Zwischen 20000 und 10000 ft. AGL wird der Neigungswinkel für jeweils 1250 ft. Sinkflug um 0,25 Grad erhöht. Zwischen 10000 und 2500 ft. AGL wird der Neigungswinkel für jeweils 750 ft. Sinkflug um 0,25 Grad erhöht. Zwischen 2500 ft. AGL und der Landung wird zum Scannen des Wetters eine Neigung von 4 Grad verwendet.
  • Reiseflug (über 20000 ft. AGL)
  • Für Entfernungen jenseits der Sichtlinie, bis zu 320 nautischen Meilen, wird der Neigungswinkel so berechnet, daß der Strahl bei 20000 ft. AGL auf die Gesichtslinienentfernung zentriert ist. Bei Entfernungen unter der Gesichtslinie werden die Neigungswinkel so berechnet, daß sie den Strahl hoch genug halten, daß Echos von Bodenzielen entsprechend 50 dBZ (dBZ = log 10 [Reflektivitätsfaktor Z] Reflektivität unterdrückt wird und gleichzeitig der Strahl um 20000+/–2000 ft. zentriert wird. Der Mindestneigungswinkel liegt bevorzugt nicht unter –10 Grad. Die Entfernungen, die mit einer Abwärtsneigung von 10 Grad nicht abgedeckt werden können, können über Bodenstabilisierung abgedeckt werden.
  • Der gemäß 1 zum Scannen von Wetter bereitgestellte Neigungswinkel kann auch von Systemen verwendet werden, die das Wetterradar für andere Datenerfassungsaufgaben verwenden. Wenn beispielsweise das Radar einen BodendatenerfassungScan durchführt, kann der optimale Wetterdatenerfassungsneigungswinkel von 1 ± einem Neigungsoffsetwinkel verwendet werden, um einen für das Scannen von Gelände geeigneten Neigungswinkel zu liefern.
  • Neigungsverwaltung unter Verwendung einer Geländedatenbank
  • Gemäß einer weiteren Ausführungsform der vorliegenden Erfindung berechnet die Geländedatenbank automatisch den Neigungswinkel unter Verwendung einer alternativen Technik. Eine Geländedatenbank, die sich zur Verwendung mit der vorliegenden Erfindung eignet, ist in US-Patent 5,839,080 mit dem Titel "Terrain Awareness System" beschrieben. Eine derartige Datenbank ist in dem von AlliedSignal hergestellten EGPWS (Enhanced Ground Proximity Warning System) enthalten. Andere Geländedatenbanken und/oder geländebasierten Bodennähewarnsysteme können verwendet werden. Zur leichteren Veranschaulichung wird eine Technik zum Berechnen von Neigungswinkeln unter Verwendung der Variablen des EGPWS-Systems unten und im Flußdiagramm von 2 beschrieben. 8 enthält ein konzeptionelleres Flußdiagramm auf höherer Ebene. Die Erfindung ist nicht so beschränkt. Bei der veranschaulichenden Ausführungsform weist die Erfindung die folgenden Eingaben auf:
  • Eingaben
    • 1. Flugzeughöhe beispielsweise relativ zu Meereshöhe [alt]
    • 2. Flugzeugposition beispielsweise hinsichtliche Breite [lat]
    • 3. Flugzeugposition beispielsweise hinsichtlich Länge [lng]
    • 4. Geländedatenbank [trn (ilat, ilng)], wobei ilat den Breitenindex und ilng den Längenindex darstellt
    • 5. Radarentfernungsskala beispielsweise in nautischen Meilen (10, 20, 40, 80, 160, 320) [RS]
    • 6. Datenbankzellengröße beispielsweise in nautischen Meilen (0,25, 0,5, 1,0, 2,0, 4,0) [CS]
    • 7. Breite des Höhenstrahls mit halber Leistung des Wetterradars beispielsweise in Grad (d.h. der Winkelabstand von der Hauptantennenachse – gemessen in der die Hauptantennenachse enthaltenden vertikalen Ebene – bei der die Signalstärke auf den halben Höchstwert abfällt) [elbw]
    • 8. Flugzeugsteuerkurs relativ zu Nord (wobei positiv im Uhrzeigersinn von Nord aus ist) [hdg]
  • Der Ablauf von 2 bestimmt zuerst die Werte von Flugzeutpositionsvariablen. Dann werden für jeden Breitenindex innerhalb der Radarentfernungsskala und innerhalb 90 Grad des Flugzeugsteuerkurses die kleinsten und größten Längenindizes innerhalb dieser gleichen Grenzen bestimmt. Der Breitenindex wird dann auf den kleinsten Breitenindex innerhalb der Entfernungsskala und innerhalb 90 Grad des Flugzeugsteuerkurses und der Längenindex auf den kleinsten Längenindex innerhalb der Entfernungsskala und innerhalb 90 Grad des Flugzeugsteuerkurses und den Breitenindex schneidend eingestellt. Eine variable größter Winkel (MaxAng) wird erzeugt und auf negativ 90 Grad eingestellt. Der Ablauf von 2 berechnet dann die Entfernung zwischen dem Flugzeug und dem Geländedatenbankpunkt, der dem Breiten- und Längenindex entspricht.
  • Unter Kompensierung der Erdkrümmung und Radarbeugung gemäß dem Fachmann bekannten Techniken wird der Höhenwinkel zwischen dem Flugzeug und der Geländedatenbankzelle (ElAng) gemessen und mit der größten Winkelvariablen verglichen.
  • Die Berechnung von ElAng unter Bezugnahme auf die Oberfläche der Erde wird unten abgeleitet, die Parameter und Geometrie sind in 3 gezeigt.
  • Ableitung
    • Re
      Radius der Erde
      Ha
      Höhe des Flugzeugs über der Oberfläche bei (Lat0, Lng0)
      Ho
      Höhe eines Hindernisses über der Oberfläche bei (Lat1, Lng1)
      R
      Entfernung zum Hindernis
      E1
      Neigungswinkel
      S
      Oberflächenentfernung zum Hindernis
    • Oberflächenentfernung S2 = (Lat0, Lat1)2 + (cos(Lat0)·(Lng0 – Lng1))2
    • Theta θ = S/Re
    • Durch Untersuchung: cos(θ) = (Re + Ha)/(Re + Ho + h)
    • Lösung nach h: h = (Re + Ha)/cos(θ) – (Re + Ho) x1 + x2 = (Re + Ha)·tan(θ) x1 = (Re + Ho)·sin(θ) x2 = (Re + Ha)·tan(θ) – (Re + Ho)·sin(θ) y1 + y2 = Re + Ha y1 = (Re + Ho)·cos (θ) y2 = (Re + Ha) – (Re + Ho)·cos(θ) tan(E1) = y2/x1 = [(Re + Ha) – (Re + Ho)·cos(θ)]/[(Re + Ho)·sin(θ)] = [(Re + Ha)/(Re + Ho) – cos(θ)]/sin(θ)
    • Annäherung von Kosinus & Sinus cos(θ) = 1 – θ2/2 sin(θ) = θ
    • Dann tan(E1) = [(Re + Ha)/(Re + Ho) – 1 + θ2/2] θ = [(Re + Ha – (Re + Ho))/Re + Ho) + θ2/2]/θ = [(Ha – Ho)/(Re + Ho) + θ2/2]/θ
    • Da Re >> Ho (Ho ist maximal 0,0001·Re) wird Re + Ho als Re approximiert = [(Ha – Ho)/Re + θ2/2]/θ
    • Substituieren von S/Re für θ = [(Ha – Ho)/Re + (S/Re)2/2]/(S/Re) = [(Ha – Ho)/Re + (S2/(2·Re2)]·Re/S = [(Ha – Ho + S2/(2·Re2)]/S E1 = arctan ([Ha – Ho + S2/(2·Re)]/S)
    • Für kleine Winkel (–16 < ν < +16) wird arctan approximiert als: ν = tan ν = arctan ν
    • Dann E1 = [ (Ha – Ho + S2/(2·Re2) ]/S = (Ha – Ho)/S + S/2·Re
  • Im folgenden Text, wie in 3 gezeigt, der Höhenwinkel im Winkel zwischen einer entlang dem Flugweg des Flugzeugs und der Oberseite eines Hindernisses, das sich entlang des Flugwegs des Flugzeugs befindet, projizierte Linie. Dieser Winkel wird in negativen Graden gemessen, wenn die Höhe des Hindernisses kleiner ist als die Höhe des Flugzeugs. Aus naheliegenden Gründen wird dieser Winkel manchmal als der Depressionswinkel bezeichnet, wenn sich das Hindernis unter dem Flugzeug befindet.
  • Wieder unter Bezugnahme auf 2 wird der größte Winkel gleich dem Höhenwinkel eingestellt, wenn der Höhenwinkel größer ist als der größte Winkel. Wenn der Höhenwinkel nicht größer ist als der größte Winkel, wird der Längenindex um Eins erhöht. Der Längenindex wird dann mit dem größten Längenindex in der Entfernungsskala und innerhalb 90 Grad des Flugzeugsteuerkurses und den Breitenindex schneidend verglichen. Wenn der Längenindex nicht größer ist als der größte Längenindex, dann schleift der Algorithmus zurück zur Berechnung der Entfernung zwischen dem Flugzeug und dem Geländedatenbankpunkt, der dem Breiten- und Längenindex entspricht. Wenn der Längenindex größer ist als der größte Längenindex, dann wird der Breitenindex um Eins erhöht. Der Breitenindex wird dann mit dem größten Breitenindex innerhalb der Entfernungsskala und innerhalb 90 Grad des Flugzeugsteuerkurses verglichen. Wenn der Breitenindex bei einer möglichen Ausführungsform nicht größer ist als der größte Breitenindex, dann wird der Längenindex gleich dem kleinsten Längenindex innerhalb des Entfernungsbereichs und innerhalb 90 Grad vom Flugzeugsteuerkurs und den Breitenindex schneidend eingestellt, und das Verfahren schleift zurück zur Berechnung der Entfernung zwischen dem Flugzeug und dem Geländedatenbankpunkt, der dem Breiten- und Längenindex entspricht. Wenn bei einer möglichen Ausführungsform der Breitenindex größer ist als der größte Breitenindex, dann wird der Neigungswinkel berechnet, indem der größte Winkel zur Breite des Höhenstrahls mit halber Leistung des Wetterradars addiert wird.
  • Gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung wird der Wetterradarantennenneigungswinkel immer dann wieder berechnet, wenn sich das Flugzeug aus einer Datenbankzelle herausbewegt, die Entfernungsskala ändert oder eine Änderung beim Flugzeugsteuerkurs vornimmt.
  • Neigungsverwaltung unter Verwendung statistischer Verarbeitung
  • Gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung wird der Neigungswinkel über mehrere Segmente der Radarauslenkung verwaltet. Wie unten ausführlicher beschrieben wird, kann das Radar durch Verwendung von mehreren Segmenten Bodenstörflecken besser verwalten, um seine Sturmdetektionsfähigkeit zu verbessern. Zur Verwaltung von Bodenstörflecken für jeden Abschnitt wird ein statistischer Ansatz genutzt.
  • 4 zeigt ein Beispiel einer segmentierten Ansicht, bei der die zum Flugweg näher liegenden Sektoren schmaler sind, um eine schnellere Verarbeitung und eine größere Auflösung zu erhalten.
  • Die 5 und 6 liefern eine bildliche Ansicht eines beispielhaften Scanalgorithums. 5 veranschaulicht den Scanalgorithmus. Das Flugzeug beginnt mit dem Scannen entlang entweder einer Längslinie (erste Ausführungsform) oder einer Winkelspeiche (zweite Ausführungsform) und mißt die Geländehöhe ab einer dem Flugzeug am nächsten liegenden ersten Zelle. Dann wird ein erster Neigungswinkel T1 berechnet. Dann wird auf die Geländehöhe von der nächsten Zelle zugegriffen, und ein neuer Neigungswinkel T2 wird berechnet. Wenn ein neuer Neigungswinkel für eine weiter weg liegende Zelle kleiner ist als der Neigungswinkel für eine näherliegende Zelle, wird der neue Neigungswinkel ignoriert, weil die nähere Zelle verhindern würde, daß der Strahl die geringe Höhe der weiter weg liegenden Zelle erreicht (Schattenwurf).
  • In 6 berechnet der Algorithmus pro Sektor den Höhenwinkel zu nachfolgenden Geländehöhen, beginnend mit dem Ort des Flugzeugs (A/C) nach außem zum Ende des relevanten Sektors. Die Stufengröße für jede neue Berechnung beträgt etwa 3/4 einer Geländezellengröße.
  • Nachfolgenden Sektoren 0(SRT), 1(LRT), 2(SRT), 3(LRT) usw. werden gescannt, indem die Sektoren in Winkelspeichen mit einer festen Scanspeichenbreite zerlegt werden. Diese Speichen sind in 6 dargestellt. Bei einer bevorzugten Ausführungsform ist das Scanspeichenbreitenstandardventil so eingestellt, daß die Scanspeichen um 1 Grad beabstandet sind. Die Neigungswerte von allen Speichen pro Sektor werden danach in das gleiche Histogramm eingetragen. Nach jeder Speiche werden der höchste Neigungswert und Schrittgröße zurückgesetzt. Wenn alle Speichen eines SRT-Sektors (siehe unten) eingetragen worden sind, wird der SRT-Wert unter Verwendung der 95-Prozent-Regel innerhalb 80 NM berechnet. Der LRT-Wert (siehe unten) wird unter Verwendung der 90-Prozent-Regel innerhalb von 160 NM berechnet.
  • Der Höhenwinkel wird als Funktion der Keilfläche gewichtet und in ein Histogramm eingetragen. Bei einer bevorzugten Ausführungsform ist das Histogramm zwischen –16 und +16 Grad begrenzt. Pro Scanspeiche darf der berechnete Neigungswinkel nicht stärker nach unten weisen als ein vorausgegangener Neigungswinkel, da das Hindernis Wetterzellen hinter ihm verdeckt. Der HistogrammScanalgorithums ist unten ausführlicher beschrieben.
  • Systeme zum Implementieren einer automatischen Neigungssteuerung
  • Die 7A und 8 zeigen generische Systeme zum Implementieren einer automatischen Neigungssteuerung. Andere mögliche Architekturen ergeben sich dem Durchschnittsfachmann ohne weiteres. In 7A besteht das System aus einem Neigungssteuercomputer 70, einem Radarsteuerbedienungsfeld 72, einem Wetterradarsystem 74 und einem Relais 76. Das Steuerbedienungsfeld 72 kann so modifiziert werden, daß ein Schalter hinzugefügt wird, um zwischen manueller und automatischer Neigung zu wählen. Der Neigungssteuercomputer 70 führt die Berechnungen für die Neigung aus und steuert den Datenfluß zum Radar 74. Die Steuerung 70 kann eine eigene Einheit oder in ein existierendes System an Bord des Flugzeugs eingebettet sein. Bei einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung werden die Neigungsteuersignale über einen ARINC-429-Bus übertragen. Es können auch andere Datenbusse verwendet werden.
  • Der Neigungssteuercomputer läßt das Relais 76 stromlos, bis die Neigungssteuerfunktion von dem Steuerbedienungsfeld 72 aktiviert wird. Bei einer Ausführungsform wird durch Setzen des Radarneigungswinkels auf –15° die automatische Neigungssteuerfunktion aktiviert. wahlweise kann von dem Steuerbedienungsfeld 72 die ARINC-708A-Bit-Definition dazu verwendet werden, eine automatische Neigungssteuerung freizugeben, indem bei Label 270 die Bit 17–22 auf "0" und Bit 23 auf "1" gesetzt werden. Nach der Aktivierung bestromt der Neigungssteuercomputer 70 das Relais 76 und treibt den Radar-R/T (Sendeempfänger) 74 mit seinem eigenen 429-Bus. Der vom Neigungssteuercomputer 70 gelieferte 429-Bus enthält ein Echo aller Daten auf dem 429-Bus des Radarsteuerbedienungsfelds, wobei der angewiesene Neigungswinkel von –15° durch den berechneten Neigungswinkel ersetzt wird. Bei der Ausführungsform von 7B wird die Neigungswinkelberechnung von einem System 70a vom EGPWS-Typ durchgeführt, das die Automatikneigungsventile zur R.T-Einheit 74 ausgibt, dann Neigungsbefehle an die Radarantenne ausgibt. Über das Radarsteuerbedienungsfeld 72 kann die Automatikneigungsfunktion ein- und ausgeschaltet werden. Ebenfalls in 7B gezeigt sind EFIS-Einrichtungen 75, die ein Display enthalten können. EFIS-Einrichtungen können dazu verwendet werden, Informationen über Radar, Bereichswahl und Automatikneigungsfunktionsstatus dem Piloten anzuzeigen. Bei einer bevorzugten Ausführungsform sind R/T 74 und EFIS 75 über einen ARINC-453-Bus gekoppelt. Der ARINC-453-Bus gibt das angewiesene Neigungsventil an das Displaysystem aus. Die Aktivierung des Automatikneigungssteuermodus kann angezeigt werden, indem Bit 16 auf "1" gesetzt wird, wenn diese Ausführungsform verwendet wird.
  • Eine mögliche Ausführungsform der Erfindung wie in den 7 und 8 beschrieben verwendet ein grundlegendes RDR-4B-System, hergestellt von dem Rechtsnachfolger der vorliegenden Erfindung, das folgendes enthält:
    • • Eine oder zwei RTA-4B-Radarsendeempfängereinheiten (R/T),
    • • Einen DAA-4A-Antennenantrieb mit einer REA-4B-Antenne mit 30 Inch Durchmesser,
    • • Displays/Steuereinrichtungen
  • Die gezeigten Ausführungsformen gestatten die Installation der Automatikneigungsfunktion, ohne daß eine weitgehende Modifikation von existierenden Radarinstallationen notwendig wäre, oder optimalerweise als ein vollständiges integriertes System.
  • Bei einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung wird das Ausgangssignal des Radargefahrenbusses 77 neu definiert, um die Labels und das Protokoll zum Übertragen der Radarbodenechos zu dem EGPWC hinzuzufügen.
  • Das Radarbild wird auf dem existierenden 429-Bus übertragen, um die Installation zu vereinfachen. Ein Label-070- und 29 Label-071-Wörter sind erforderlich, um eine Speiche Radardaten zu übertragen. Jede Anforderung erzeugt nur einen Rahmen.
  • Bei Verwendung von allen 512 Speichen erfordert dies: 512 × 30 = 15360 Wörter
  • In den meisten Bereichen ist es für eine optimierte Wetterdetektion höchst unwahrscheinlich, daß ein Neigungswinkel für den ganzen relevanten Bereich angemessen wäre. Außerdem können verschiedene Entfernungswahlen möglicherweise verschiedene Neigungseinstellungen erfordern. Das Verwalten des Neigungswinkels über mehrere Sektoren hinweg gestattet auch, daß die Neigungslogik Figurenflug unterstützt und die Bodenstabilisierung der Radarablenkung unterstützt. Deshalb berechnet bei einer Ausführungsform der Erfindung der Neigungssteuercomputer Neigungswinkel für fünf Sektoren des Antennendurchlaufs. Für jeden Sektor berechnet der Neigungssteuercomputer zwei Neigungseinstellungen:
    • 1. Nahneigung (SRT – Short Range Tilt): Ein Neigungswinkel, bei dem sich mindestens 95% des Bodens darunter innerhalb von 25 nm (auf dem Boden) oder innerhalb vom 80 nm (nautischen Meilen) des Flugzeugs befindet.
    • 2. Fernneigung (LRT – Long Range Tilt): Ein Neigungswinkel, der mindestens 90% des Bodens unter sich innerhalb 160 nm (auf dem Boden oder in der Luft) des Flugzeugs hat.
  • Wenn ein Sektor Wasser enthält, werden 0,25 Grad von den LRT- und SRT-Werten für den Sektor subtrahiert.
  • Der spezifische Neigungswinkel für SRT und LRT werden unter Verwendung der folgenden Regeln von dem Radar-R/T 74 verstellt:
    • 1. Wenn die Radarbetriebsart TEST, WX oder WX/TURB ist, erhöht der R/T 74 die von dem EGPWC gesendete Neigung um die Hälfte der Strahlbreite (1,7 Grad für 30 Inch- und 2,0 für 24 Inch-Antenne).
    • 2. Wenn die Radarbetriebsart MAP ist, reduziert der R/T 74 die von dem EGPWC gesendete Neigung um die 1/2 Strahlbreite.
    • 3. In jeder Radarbetriebsart in der der Bodensektor als Wasser bezeichnet ist, reduziere den Autoneigungswinkel um 0,25 Grad.
  • Der Radar-R/T 74 ändert die Sektorneigung in der +/– 5 Grad-Übergangszone zwischen Sektoren. Der Neigungswinkel in der Übergangszone ist bevorzugt eine lineare Interpolation zwischen den Neigungseinstellungen für die benachbarten Sektoren.
  • Der Neigungssteuercomputer 70 oder 70a Scannt die Geländedatenbank innerhalb des Segments und berechnet einen Höhenwinkel zu jeder "Zelle" des Geländes. Diese Höhenwinkel werden in einem Histogramm gespeichert, das durch die Größe der Zelle gewichtet ist. Der Neigungswinkel wird durch einen annehmbaren Geländestörfleckprozentsatz bestimmt, nominell 5–10%.
  • Dadurch kann der Neigungswinkel einzelne Spitzen kompensieren, ohne eine unannehmbar hohe Neigung zu haben. Mit anderen Worten wird der berechnete Neigungswinkel beim Fliegen in der Nähe einer einzelnen Spitze wie etwa Mount Rainier diese einzelne Spitze solange ignorieren, solange sie nicht mehr als 10% des sichtbaren Displays umfaßt. Diese Vorgehensweise ist in 8 dargestellt.
  • Der Neigungssteuercomputer 70 oder 70a aktualisiert bevorzugt kontinuierlich diese Einstellungen auf der Basis von Höhen- und Geländeänderungen mit einer Rate von nicht unter einmal pro Minute. Diese werte werden zu der Radarsendeempfängereinheit (R/T) R/T 74 über den ARINC-429-Bus gesendet. Der R/T 74 betrachtet die ausgewählten Entfernungen (bis zu drei) und wählt die Nahneigung oder Fernneigung auf der Basis der folgenden Regeln:
    • 1. Für jedes Display, das kein Wetter zeigt, wird diese Entfernung ignoriert, sonst...
    • 2. Wenn sich das Flugzeug am Boden befindet, Bodenechos mit 25 nm des Flugzeugs minimieren.
    • 3. wenn die ganze Entfernungsauswahl ≤ 80 nm sind, dann verwendet die Neigungseinstellung SRT.
    • 4. Wenn eine der Entfernungsauswahlen > 80 nm sind, dann ist die Neigungseinstellung LRT.
    • 5. Wenn das Radar in der Betriebsart Doppelsteuerung/Neigung arbeitet, basiert die Neigungseinstellung auf der Entfernungsauswahl für diesen jeweiligen Scan.
  • Wenn der R/T 74 den Automatikneigungssteuercode sieht, liest er die von dem Neigungssteuercomputer gesendeten Werte, wählt die entsprechenden Werte und beginnt sie für den nächsten vollen Durchlauf der Antenne zu verwenden. Wenn sich die Neigungswerte von Sektor zu Sektor ändern, machen sie einen Übergang über einen Bereich, der 5° vor dem Ende des aktuellen Sektors beginnt, und 5° in den nächsten Sektor endet. Wenn die Automatikneigungssteuerung gewählt ist, aber nicht zur Verfügung steht, setzt R/T 74 die Neigung auf –15°.
  • Die Vorteile der Verwendung einer Geländedatenbank zum Steuern des Neigungswinkels sind in 9 dargestellt. 9 zeigt ein Flugzeug 90, eine Wetterzelle 92 und Gelände 94. Die Schirmdisplays 96–102, die sich aus verschiedenen Scannenden Strahlen 104–110 ergeben, sind ebenfalls in 9 dargestellt. Ein sich aus einem ersten Strahl 104 ergebender ÜberScanschirm 96 zeigt ein ÜberScanergebnis, bei dem der Neigungswinkel zu hoch ist und der Strahl über die relevanten Wetterformationen 92 hinausgeht. Ein aus einem zweiten Strahl 106 resultierender UnterScanschirm 98 zeigt ein UnterScanergebnis, bei dem der Neigungswinkel zu gering ist und der Strahl unter dem größten Teil der Wetterformation 92 hindurchgeht und auf das Gelände 94 auftrifft. Gezeigt ist außerdem ein dritter Strahl 108, der automatisch geneigt wird, aber ohne Geländeinformationen. Der Schirm 98 zeigt nur ein Geländestörfleckecho. Schließlich ist ein vierter Strahl 110 auf der Basis von Informationen aus einer Geländedatenbank geneigt. Der Neigungswinkel ist so gewählt, daß der vierte Strahl 110 gerade über den Geländemerkmalen liegt, aber durch die relevanten Wetterformationen 92 hindurchgeht.
  • Neigungsverwaltung unter Verwendung von Histogrammen
  • Der Histogrammalgorithmus ist in 10 dargestellt, die eine vereinfachte Probe zu veranschaulichenden Zwecken liefert. Für einen gegebenen Neigungswinkel (x-Achse) in einem Bereich von Neigungswinkeln wird die Anzahl (Häufigkeit, y-Achse) von Geländezellen mit einer Geländehöhe, die den gegebenen Neigungswinkel ergeben, aufgetragen. In 10 ist ein Ausreißer bei θ1, was nur eine Zelle, die zu θ1 führt, anzeigt. Es liegt keine Notwendigkeit vor, den Neigungswinkel auf θ1 zu setzen, weil eine Zelle nur ein sehr kleiner Teil des insgesamt geScannten Bereichs ist.
  • Stattdessen wird die Summe der Häufigkeiten aller θ's bestimmt und gleich dem Gesamtgewicht gesetzt. Dann wird eine laufende Summe erzeugt, um einen Wert θ derart zu finden, daß die Proportion der laufenden Summe zum Gesamtgewicht gleich dem annehmbaren Niveau an Störflecken ist. In 10 beträgt das Gesamtgewicht 33. Wenn das annehmbare Störfleckenniveau 10% beträgt, dann ist die laufende Summe gleich 3 bei θ3.
  • Wie unten beschrieben wird bei einer bevorzugten Ausführungsform der Histogrammeintrag mit dem Bereich der Zelle gewichtet, der die Messung entnommen wurde. Dementsprechend weisen weiter vom Flugzeug wegliegende Zellen ein größeres Gewicht auf, da die Zellen eine konstante Winkelbreite aufweisen.
  • Folgendes ist eine ausführliche Beschreibung einer Vorgehensweise zum Implementieren einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung.
  • Das Gelände für jeden Sektor wird geScannt, und über die folgenden Schritte wird ein Neigungswinkel pro Sektor berechnet:
    • A: Erstellen eines Histogramms (indiziertes Array) mit dem Format: int idx = rValue·rScale + rOffSkalieren des Mindestwerts des Histogramms als –16 Grad. Skalieren des Höchstwerts des Histogramms als +16 Grad.
    • B: Bestimmen der Zellgröße der geladenen Geländedatenbank. Die Stufendimensionen sollen konfigu rierbar sein (um Displays mit unterschiedlichen Entfernungswahlen zu unterstützen). Anmerkung: Die Standardnennwerte sollen so sein wie in Tabelle 6.7.3-2 gezeigt. Die tatsächlichen Stufen- und Zellenhorizontalabmessungen variieren dynamisch auf der Basis der Breite.
    • C: Berechnen der Scanstufenlänge durch Multiplizieren der Zellenlänge mit dem konfigurierbaren Wert [StepSize]: nmStep = [StepSize]·Länge/oder Breite
    • D: Bestimmen des Scanwinkels beginnend bei der linken Winkelgrenze von Sektor 0 [Sect0LtLim]. Der nachfolgende Scanwinkel wird [ScanSpkWdth] Radiant rechts von diesem Winkel liegen. Berechnen von Breite und Länge des anfänglichen Scanpunkts durch Konvertieren von nmStep zu LatStep und LongStep und Addieren dieser Schritte zu TaLatude und TaLngude in Richtung von TaTruHd + Scanwinkel, was zu ScanLat und ScanLong führt.
    • E: An dem in Schritt D abgeleiteten Breiten/Längenort abrufen der Zellenhöhe aus der geladenen Geländedatenbank. Falls keine Höhendaten zur Verfügung stehen, Überspringen der Anforderungen der Schritte G bis J. Berechnen der Keilfläche wie im Schritt I spezifiziert und Addieren zu Bereich unbekanntes Gelände innerhalb dieses Sektors. Vor dem Scannen eines Sektors soll der Anfangswert von Bereich unbekanntes Gelände auf 0 gesetzt werden. Anmerkung: "Keine Daten" ist in den Karten durch einen Wert von –4000 Fuß angezeigt.
  • Anmerkung:
  • Bei großer Breite (über 89 Grad) würde der Scanalgorithmus von der geladenen Karte "herunterfallen". In diesem Fall wird mit der letzten gültigen Geländehöhe der Neigungswinkel berechnet. Dieser Kreis von einem Grad weist einen Durchmesser von 160 NM auf, so daß es höchstens etwa eine halbe Stunde brauchen würde, um diesen Bereich zu passieren.
    • F: Falls aus der geladenen Geländekarte keine Geländezellenhöhe abgeleitet werden kann, weil der Scanalgorithmus die Grenzen der geladenen Karte überschreitet, dann wird die letzte gültige Geländehöhe verwendet.
    • G: Berechnen der Oberflächenentfernung von dem A/C zur Zelle mit der folgenden Formel: S = (SQRT((Lat = (Lat0 – Lat1)2 + (cos(Lat0)·(Lng0 – Lng1))2)·60
      Lat0
      A/C-Breite [Grad]
      Lat1
      Scanpunktbreite [Grad]
      Lng0
      A/C-Länge [Grad]
      Lng1
      Scanpunktlänge (Grad]
      S
      Oberflächenentfernung zu Zelle/Hindernis [NM]
    • H: Berechnen eines Pseudoneigungswinkels zu der abgeleiteten Hindernishöhe unter Verwendung der folgenden Formel: Ptilt = (Ha – Ho)/S + S/2·Re
      Ha
      TACAlt. A/C-Höhe [MSL]
      Ho
      Hindernishöhe, abgeleitet in 6.11.3.880
      S
      Oberflächenentfernung zum Hindernis, abgeleitet in 6.11.3.890
      Re
      Erdradius, konfigurierbar [EarthRadWXR]
      Ptilt
      Pseudoneigungswinkel
    • I: Berechnen des zutreffenden abgetasteten Keilbereichs unter Verwendung der folgenden Formel: Keilbereich = [ScanSpkWdth]rad·S·Zellenlänge = Gewichtungsfaktor
    • J: Eintragen des berechneten Neigungswinkels aus Schritt H mit dem in Schritt I erzielten Gewichtungsfaktor in das Histogramm.
    • K: Bestimmen der Breite und Länge des neuen Scanpunkts durch Addieren von LatStep und LongStep zu den vorausgegangenen Werten ScanLat und ScanLong.
    • L: Wiederholen der Anforderungen der Schritte B bis J für den neuen Scanpunkt. Falls der neu berechnete Neigungswinkel stärker nach unten zeigt als ein vorausgegangener Neigungswinkel, Setzen des neuen Winkelwerts gleich diesem vorausgegangenen Winkelwert, siehe 5.
    • M: Wenn die Entfernungsgrenze des zutreffenden Sektors für Sektor N erreicht ist [SectNRngLim], Neubeginn einen NMStep weg von der A/C-Position, Eins [ScanSpkWdth] rechts von der vorausgegangenen Scanlinie. Justieren der Schrittgröße auf die zugrundeliegende Geländezellenauflösung.
    • N: Wiederholen der Anforderungen der Schritte B bis M, bis die Scanlinie die rechte Winkelgrenze von Sektor N erreicht: [SectNRtLim].
    • O: Berechnen der Gesamtfläche des Sektors: Gesamtfläche von Sektor N = (SectNLtLim-SectNRtLim/360)·pi·(SectNRngLim)2.
    • P: Wenn der gesamte unbekannte Bereich innerhalb dieses Sektors nach Ableitung durch Anforderung von Schritt E, wenn der ganze Sektor geScannt worden ist, Bereich unbekanntes Gelände gleich [AllAreaUnk]* Gesamtfläche von Sektor N ist, dann Fortsetzung mit R. Wenn Bereich unbekanntes Gelände größer ist oder gleich [AllAreaUnk]* Gesamtbereich Sektor N, dann Setzen von SRT N- Angle dieses Sektors auf den Neigungswinkel, der für SRT N+/–1-Winkel des benachbarten Sektors berechnet ist, und des LRT N-Winkels auf LRT N+/–1-Winkel des benachbarten Sektors. Wenn zwei Sektoren benachbart sind (einer links und einer rechts), Setzen des Neigungswinkels auf den Mittelwert der Neigungswinkel des benachbarten Sektors: SRT N-Winkel =(SRT N–1-Winkel – SRT N+1-Winkel)/2.
    • Q: Wenn alle SRT-Sektoren mehr als [AllAreaUnk]-Prozent unbekanntes Gelände enthalten, können keine Neigungswinkel von benachbarten Sektoren verwendet werden und in diesem Fall wird das Modell der flachen Erde auf Meereshöhe verwendet: Für die SRT-Sektoren wird ein Halbkreis mit einem Radius von [Sect4RngLim] als der Gesamtbereich verwendet. Der Neigungswinkel für unbekanntes Gelände, SRTU, sollte bevorzugt einen Bereich abdecken, der [SRTPerc] Prozent des Gesamtbereichs beträgt. Somit trifft der SRT-Winkel wie folgt als SRTU Dist den Boden: Pi·[Sect4RngLim]2/2·[SRTPerc] = Pi·(SRTU Dist)2/2Daraus kann die Entfernung, in der der SRT-Winkel über unbekanntem Gelände MSL berührt, abgeleitet werden als SRTU Dist = SQRT([Sect4RngLim]2·[SRTPerc])Aus dieser Entfernung kann der SRT-Neigungswinkel für unbekanntes Gelände erhalten werden aus: SRTU Tilt = Arctan((TACAlt + SRTU Dist2/(2·[EarthRadWXR])/SRTU Dist)
    • R: Wenn alle LRT-Sektoren mehr als [AllAreaUnk]-Prozent unbekanntes Gelände enthalten, können keine Neigungswinkel von benachbarten Sektoren verwendet werden und in diesem Fall wird das Modell der flachen Erde auf Meereshöhe verwendet: Für die LRT-Sektoren wird ein Halbkreis mit einem Radius von [Sect5RngLim] als der Gesamtbereich verwendet. Der Neigungswinkel für unbekanntes Gelände, LRTU, bedeckt einen Bereich, der [LRTPerc] Prozent des Gesamtbereichs beträgt. Somit trifft der LRT-Winkel wie folgt als LRTU Dist den Boden: Pi·[SectSRngLim]2/2·[LRTPerc] = Pi·(LRTU Dist)2/2Daraus leite die Entfernung ab, in der der LRT-Winkel über unbekanntem Gelände MSL berührt: LRTU Dist = SQRT([Sect5RngLim]2·[LRTPerc])Aus dieser Entfernung leite den LRT-Autoneigungswinkel für unbekanntes Gelände ab: LRTU Tilt = Arctan((TACAlt + LRTU Dist2/(2·[EarthRadWXR])/LRTU Dist)
    • S: Berechne das Gesamtgewicht des Histogramms: I[y]+ = nweight.
    • T: Im Fall eines SRT-Sektors finde den Index in dem Histogramm, der dem erforderlichen Perzentil-[SRTPerc]-Index entspricht, unter Verwendung der folgenden Formel: Von n = 0 bis n = Index summiere al1[y] >= [SRTPerc]·nweight
    • U: Im Fall eines LRT-Sektors finde den Index in dem Histogramm, der dem erforderlichen Perzentil-[LRTPerc]-Index entspricht, unter Verwendung der folgenden Formel: Von n = 0 bis n = Index summiere al1[y] >= [LRTPerc]·nweight
    • V: Frage aus dem Histogramm den Pseudoneigungswinkel ab, der dem im Schritt T gefundenen Index entspricht, für SRT: PtiltSRT und R230 für LRT: PtiltLRT.
    • W: Berechne den Gesamtsektorwinkel über die folgende Formel: SRT-N-Winkel = (arctan(Ptilt SRT/6078))/pi·180 LRT-N-Winkel = (arctan(Ptilt LRT/6078))/pi·180
    • X: Übertrage das ARINC-429-Label, das den in Anforderung 6.11.3.R250 abgeleiteten SRT- und LRT-Winkel überträgt, auf dem ARINC-429-Ausgabebus.
    • Y: Nach dem Berechnen und Übertragen der SRT- und LRT-N-Winkel berechne SRT- und LRT-N+1-Winkel. Nach dem Berechnen und Übertragen von SRT-8-Winkel und LRT-9-Winkel berechne und übertrage SRT-0-Winkel und LRT-1-Winkel.
  • ANHANG
  • Bei einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung unter Verwendung eines RDR-4B-Radars von AlliedSignal und eines ARINC-429-Datenbusses können die folgenden Labels und Protokolle zum Übertragen von Neigungswinkeldaten verwendet werden. 4 und 6 zeigen Sektoren bzw. Scanalgorithmusdraufsichten.
  • Neigungslabeldefinitionen
  • Die folgenden Labels werden dazu verwendet, die entsprechende Neigungswinkeleinstellung für jeden Sektor zu übertragen. Alle Label werden durchgehend bei 1Hz übertragen.
  • Figure 00280001
  • Neigungswinkelbitdefinitionen
  • Label-060-Definition – Geländedatenkorrelationsneigung
  • Für Label 060 ist die Definition und Gewichtung der Neigung wie folgt definiert:
    Figure 00290001
  • Label 061-065 – Autoneigungssektorneigungsdefinitionen
  • Für jedes Label (061 bis 065) wird die Definition und Gewichtung der Neigung wie folgt definiert:
    Figure 00300001

Claims (12)

  1. Neigungssteuereinheit (70, 70a) zum automatischen Verwalten des Neigungswinkels eines Flugzeugradars, gekennzeichnet durch: eine Geländedatenbank, die Daten speichert, die die Position einer oder mehrerer Geländezellen darstellen; wobei die Neigungssteuereinheit einen Radarneigungswinkel auf der Basis einer Position eines Flugzeugs relativ zu der Position einer oder mehrerer Zellen, wie in der Geländedatenbank enthalten, berechnet.
  2. Neigungssteuereinheit (70, 70a) nach Anspruch 1, wobei die Neigungssteuereinheit (70, 70a) einen Eingang enthält, der dafür ausgelegt ist, Signale zu empfangen, die eine Phase eines Flugzeugflugs anzeigen, und wobei der vorbestimmte Plan weiterhin einen Plan enthält zum Definieren von Neigungswinkeln gemäß der Flugzeugflugphase.
  3. Neigungssteuereinheit (70, 70a) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die Geländedatenbank Teil eines Bodennähewarnsystems bildet.
  4. Neigungssteuereinheit (70, 70a) nach Anspruch 3, wobei das Bodennähewarnsystem ein EGPWS (Enhanced Ground Proximity Warning System) ist.
  5. Flugzeugradarvorrichtung, die folgendes umfaßt: eine Radarsendeempfängereinheit (74) mit einem Eingang und eine Neigungssteuereinheit (70, 70a) gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche zum automatischen Verwalten des Neigungswinkels der Radarsendeempfängereinheit; wobei die Neigungssteuereinheit einen an den Eingang der Radarsendeempfängereinheit gekoppelten Ausgang aufweist und wobei die Neigungssteuereinheit an die Radarsendeempfängereinheit einen Radarneigungswinkel ausgibt.
  6. Flugzeugradarvorrichtung nach Anspruch 5, die weiterhin folgendes umfaßt: ein an die Radarsendeempfängereinheit (74) und die Neigungssteuereinheit (70, 70a) gekoppeltes Radarsteuerbedienungsfeld (72) zum Umschalten der Neigungssteuereinheit zwischen einem ersten Zustand, in dem die Neigungssteuereinheit aktiviert ist, und einem zweiten Zustand, in dem die Neigungssteuereinheit deaktiviert ist.
  7. Flugzeugradarvorrichtung nach einem der Ansprüche 5 oder 6, die weiterhin folgendes umfaßt: ein an die Radarsendeempfängereinheit (74) gekoppeltes Display.
  8. Flugzeugradarvorrichtung nach Anspruch 7, wobei das Display eine Einrichtung vom EFIS-Typ ist (Electronic Flight Information System – Elektronisches Fluginformationssystem).
  9. Verfahren zum automatischen Verwalten des Neigungswinkels eines Flugzeugradars, gekennzeichnet durch: Speichern von Daten in einer Geländedatenbank, die die Position einer oder mehrerer Geländezellen darstellen; und Berechnen eines Radarneigungswinkels auf der Basis einer Position eines Flugzeugs relativ zu der Position einer oder mehrerer Zellen, wie in der Geländedatenbank enthalten.
  10. Verfahren nach Anspruch 9, das weiterhin die folgenden Schritte umfaßt: Berechnen eines Höhenwinkels zu jeder Zelle des Geländes; Speichern des Höhenwinkels in dem Histogramm, das nach einer Größe der Zelle gewichtet ist; und Bestimmen des Radarneigungswinkels über einen akzeptablen Geländestörfleckprozentsatz.
  11. Verfahren nach einem der Ansprüche 9 oder 10, weiterhin mit dem folgenden Schritt: Berechnen eines Neigungswinkels für jeden von mehreren Sektoren eines Antennendurchlaufs.
  12. Verfahren nach Anspruch 11, weiterhin mit dem folgenden Schritt: Berechnen von zwei Neigungseinstellungen für jeden Sektor: eine Nahneigung, bei der mindestens 95% des Bodens darunter innerhalb 25 nm (am Boden) oder 80 nm des Flugzeugs liegen; eine Fernneigung, bei der 90% des Bodens darunter innerhalb von 160 nm des Flugzeugs liegen.
DE69923776T 1998-07-06 1999-07-06 Verfahren und vorrichtung zur durchführung der automatischen neigungssteuerung einer radarantenne in einem flugzeug Expired - Fee Related DE69923776T2 (de)

Applications Claiming Priority (7)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US9202598P 1998-07-06 1998-07-06
US92025P 1998-07-06
US11195798P 1998-12-11 1998-12-11
US111957P 1998-12-11
US11822099P 1999-02-01 1999-02-01
US118220P 1999-02-01
PCT/US1999/015333 WO2000003263A2 (en) 1998-07-06 1999-07-06 Method and apparatus for implementing automatic tilt control of a radar antenna on an aircraft

Publications (2)

Publication Number Publication Date
DE69923776D1 DE69923776D1 (de) 2005-03-24
DE69923776T2 true DE69923776T2 (de) 2006-01-26

Family

ID=27377040

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
DE69923776T Expired - Fee Related DE69923776T2 (de) 1998-07-06 1999-07-06 Verfahren und vorrichtung zur durchführung der automatischen neigungssteuerung einer radarantenne in einem flugzeug
DE69921518T Expired - Fee Related DE69921518T2 (de) 1998-07-06 1999-07-06 Verfahren zur Durchführung der automatischen Neigungssteuerung einer Radarantenne in einem Flugzeug

Family Applications After (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
DE69921518T Expired - Fee Related DE69921518T2 (de) 1998-07-06 1999-07-06 Verfahren zur Durchführung der automatischen Neigungssteuerung einer Radarantenne in einem Flugzeug

Country Status (5)

Country Link
US (1) US6236351B1 (de)
EP (1) EP1095290B1 (de)
AT (1) ATE280954T1 (de)
DE (2) DE69923776T2 (de)
WO (1) WO2000003263A2 (de)

Families Citing this family (68)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6603425B1 (en) * 2000-09-22 2003-08-05 Rockwell Collins, Inc. Method and system for suppressing ground clutter returns on an airborne weather radar
US6388607B1 (en) * 2000-09-22 2002-05-14 Rockwell Collins, Inc. Multi-sweep method and system for mapping terrain with a weather radar system
US6388608B1 (en) * 2000-09-22 2002-05-14 Rockwell Collins, Inc. Method and system for detecting turbulence with reduced errors resulting from vertical shear components
US6424288B1 (en) * 2000-09-22 2002-07-23 Rockwell Collins, Inc. Multi-sweep method and system for detecting and displaying weather information on a weather radar system
US6512476B1 (en) * 2001-06-21 2003-01-28 Rockwell Collins, Inc. Adaptive radar scanning system
US6549161B1 (en) * 2001-06-21 2003-04-15 Rockwell Collins, Inc. Multiple altitude radar system
US6718261B2 (en) * 2002-02-21 2004-04-06 Lockheed Martin Corporation Architecture for real-time maintenance of distributed mission plans
US6687606B1 (en) * 2002-02-21 2004-02-03 Lockheed Martin Corporation Architecture for automatic evaluation of team reconnaissance and surveillance plans
US6738011B1 (en) * 2003-05-16 2004-05-18 Honeywell International Inc. Ground elimination technique in vertical profile radar displays
US8902100B1 (en) 2008-03-07 2014-12-02 Rockwell Collins, Inc. System and method for turbulence detection
US7129885B1 (en) * 2003-07-31 2006-10-31 Rockwell Collins Adaptive weather radar detection system and method used in continental and maritime environments
US7515088B1 (en) 2003-07-31 2009-04-07 Rockwell Collins, Inc. Weather radar detection system and method that is adaptive to weather characteristics
US8203480B1 (en) 2003-07-31 2012-06-19 Rockwell Collins, Inc. Predictive and adaptive weather radar detection system and method
US6999022B1 (en) 2003-09-02 2006-02-14 Rockwell Collins Surveillance system
US7352317B1 (en) * 2005-06-23 2008-04-01 Rockwell Collins, Inc. Data compression system and method for a weather radar system
US7205928B1 (en) * 2006-05-31 2007-04-17 Honeywell International Inc. Automatic weather radar system and method
US7783427B1 (en) 2006-07-14 2010-08-24 Rockwell Collins, Inc. Combined runway obstacle detection system and method
US7576680B1 (en) 2006-08-09 2009-08-18 Rockwell Collins, Inc. Pulse pattern for weather phenomenon and incursion detection system and method
US7541970B1 (en) 2006-08-31 2009-06-02 Rockwell Collins, Inc. Weather radar with spurious reflection lobe mitigation
US7417579B1 (en) 2006-09-12 2008-08-26 Rockwell Collins, Inc. Weather radar with significance determination
US7492305B1 (en) 2006-09-27 2009-02-17 Rockwell Collins, Inc. Weather profile display system and method with uncertainty indication
US7489268B2 (en) * 2007-01-08 2009-02-10 Honeywell International Inc. Methods and systems for producing an interpretive airborne radar map
WO2009002645A2 (en) * 2007-05-24 2008-12-31 Aviation Communication & Surveillance Systems Llc Systems and methods for aircraft winshear detection
US8049658B1 (en) * 2007-05-25 2011-11-01 Lockheed Martin Corporation Determination of the three-dimensional location of a target viewed by a camera
US8019529B1 (en) 2007-08-17 2011-09-13 Rockwell Collins, Inc. Runway and airport incursion alerting system and method
US9733349B1 (en) 2007-09-06 2017-08-15 Rockwell Collins, Inc. System for and method of radar data processing for low visibility landing applications
US9939526B2 (en) 2007-09-06 2018-04-10 Rockwell Collins, Inc. Display system and method using weather radar sensing
US9354633B1 (en) 2008-10-31 2016-05-31 Rockwell Collins, Inc. System and method for ground navigation
US8098192B1 (en) * 2007-09-14 2012-01-17 Rockwell Collins, Inc. System for distinguishing among radar returns using information from a database
US9846230B1 (en) 2013-03-15 2017-12-19 Rockwell Collins, Inc. System and method for ice detection
US9244166B1 (en) 2008-03-07 2016-01-26 Rockwell Collins, Inc. System and method for ice detection
US9244157B1 (en) 2008-03-07 2016-01-26 Rockwell Collins, Inc. Weather radar threat depiction system and method
US9864055B1 (en) 2014-03-12 2018-01-09 Rockwell Collins, Inc. Weather radar system and method for detecting a high altitude crystal cloud condition
US9057773B1 (en) 2012-12-06 2015-06-16 Rockwell Collins, Inc. Weather information display system and method
US9244167B1 (en) 2008-03-07 2016-01-26 Rockwell Collins, Inc. Long range weather information display system and method
US7696921B1 (en) 2008-05-06 2010-04-13 Rockwell Collins, Inc. System and method for turbulence detection
US8558731B1 (en) 2008-07-02 2013-10-15 Rockwell Collins, Inc. System for and method of sequential lobing using less than full aperture antenna techniques
US7965225B1 (en) 2008-07-02 2011-06-21 Rockwell Collins, Inc. Radar antenna stabilization enhancement using vertical beam switching
US8077078B1 (en) 2008-07-25 2011-12-13 Rockwell Collins, Inc. System and method for aircraft altitude measurement using radar and known runway position
US7932853B1 (en) 2008-09-12 2011-04-26 Rockwell Collins, Inc. System and method for identifying incursion threat levels
US7880668B1 (en) * 2008-12-08 2011-02-01 Lockheed Martin Corproation Automated radar elevation angle configuration
FR2947640B1 (fr) * 2009-07-03 2011-12-02 Airbus Operations Sas Procede pour detecter les aeronefs dans l'environnement d'un aeronef de reference en vol
FR2947639B1 (fr) 2009-07-03 2012-01-13 Airbus Operations Sas Procede et dispositif pour detecter des aeronefs circulant dans un espace aerien environnant un avion
US9223020B1 (en) 2010-09-28 2015-12-29 Rockwell Collins, Inc. System and method for weather detection using more than one source of radar data
US8228227B2 (en) * 2010-12-02 2012-07-24 Honeywell International Inc. Systems and methods for improving relevant weather determination
US8618977B2 (en) * 2011-01-05 2013-12-31 Honeywell International Inc. Weather radar beam-sharpening and de-quantization
US9019145B1 (en) 2011-07-14 2015-04-28 Rockwell Collins, Inc. Ground clutter rejection for weather radar
US9823347B1 (en) 2014-03-12 2017-11-21 Rockwell Collins, Inc. Weather radar system and method for high altitude crystal warning interface
US9019146B1 (en) 2011-09-27 2015-04-28 Rockwell Collins, Inc. Aviation display depiction of weather threats
US9164170B2 (en) 2013-01-14 2015-10-20 Honeywell International Inc. Systems and methods for autotilting a ground-mapping radar
US9116244B1 (en) 2013-02-28 2015-08-25 Rockwell Collins, Inc. System for and method of weather phenomenon detection using multiple beams
US9262932B1 (en) 2013-04-05 2016-02-16 Rockwell Collins, Inc. Extended runway centerline systems and methods
US9599707B1 (en) 2014-01-23 2017-03-21 Rockwell Collins, Inc. Weather radar system and method with path attenuation shadowing
US9535158B1 (en) 2013-11-21 2017-01-03 Rockwell Collins, Inc. Weather radar system and method with fusion of multiple weather information sources
US9810770B1 (en) 2014-07-03 2017-11-07 Rockwell Collins, Inc. Efficient retrieval of aviation data and weather over low bandwidth links
US10037124B2 (en) 2014-07-08 2018-07-31 Honeywell International Inc. Vertical profile display including weather icons
US10495783B2 (en) 2014-07-08 2019-12-03 Honeywell International Inc. Vertical profile display including weather blocks
US9710218B2 (en) 2014-07-08 2017-07-18 Honeywell International Inc. Vertical profile display including hazard band indication
US10928510B1 (en) 2014-09-10 2021-02-23 Rockwell Collins, Inc. System for and method of image processing for low visibility landing applications
US9568602B1 (en) * 2014-09-26 2017-02-14 Rockwell Collins, Inc. Radar system and method of due regard/detect and avoid sensing and weather sensing
US9869766B1 (en) * 2015-01-28 2018-01-16 Rockwell Collins, Inc. Enhancement of airborne weather radar performance using external weather data
US10705201B1 (en) 2015-08-31 2020-07-07 Rockwell Collins, Inc. Radar beam sharpening system and method
US10809375B1 (en) 2015-09-14 2020-10-20 Rockwell Collins, Inc. Radar system and method for detecting hazards associated with particles or bodies
US10302815B1 (en) 2015-10-01 2019-05-28 Rockwell Collins, Inc. System and method of integrating global convective weather
US10417918B2 (en) * 2016-01-20 2019-09-17 Honeywell International Inc. Methods and systems to assist in a search and rescue mission
US10494108B1 (en) 2016-05-17 2019-12-03 Rockwell Collins, Inc. System and method for providing icing condition warnings
US10228460B1 (en) 2016-05-26 2019-03-12 Rockwell Collins, Inc. Weather radar enabled low visibility operation system and method
US10353068B1 (en) 2016-07-28 2019-07-16 Rockwell Collins, Inc. Weather radar enabled offshore operation system and method

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3885237A (en) * 1971-07-29 1975-05-20 George M Kirkpatrick Phased array sequential switching between short and long distance targets
US4940987A (en) * 1989-01-30 1990-07-10 Frederick Philip R Automatic horizontal and vertical scanning radar
US5198819A (en) 1992-03-02 1993-03-30 Thermwood Corporation Weather radar display system
US5392048A (en) 1993-07-12 1995-02-21 Alliedsignal Inc. Weather radar system including an automatic step scan mode
US5485156A (en) 1994-09-21 1996-01-16 Alliedsignal Inc. Antenna stabilization error correction system for radar
US5781146A (en) * 1996-03-11 1998-07-14 Imaging Accessories, Inc. Automatic horizontal and vertical scanning radar with terrain display
US5828332A (en) 1996-03-11 1998-10-27 Imaging Accessories, Inc. Automatic horizontal and vertical scanning radar with terrain display

Also Published As

Publication number Publication date
WO2000003263A3 (en) 2000-04-20
US6236351B1 (en) 2001-05-22
EP1095290A2 (de) 2001-05-02
WO2000003263A2 (en) 2000-01-20
ATE280954T1 (de) 2004-11-15
EP1095290B1 (de) 2005-02-16
DE69923776D1 (de) 2005-03-24
DE69921518T2 (de) 2005-10-27
DE69921518D1 (de) 2004-12-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE69923776T2 (de) Verfahren und vorrichtung zur durchführung der automatischen neigungssteuerung einer radarantenne in einem flugzeug
DE69933932T2 (de) Ueberprüfung der gültigkeit der position eines flugzeuges unter zuhilfenahme von radar- und digitalen geländehöhen-daten
DE69633451T2 (de) Bodennähe-warnsystem
DE69123108T2 (de) Flugzeug-höhenmesser
DE19857923C2 (de) Wetterradarsystem
EP1329738B1 (de) Verfahren zur Durchführung der automatischen Neigungssteuerung einer Radarantenne in einem Flugzeug
DE60011996T2 (de) Vorrichtung, verfahren und computerprogramm zur erzeugung einer geländehindernis-bodenhüllkurve für eine ausgewährte landebahn
DE3887667T2 (de) Radioelektrischer Sensor zur Erstellung einer radioelektrischen Karte einer Landschaft.
EP2042889A2 (de) Radarsensor zur Erfassung des Verkehrsumfelds in Kraftfahrzeugen
US20040239550A1 (en) Weather incident prediction
US5059967A (en) Apparatus and method for displaying weather information
DE4143215A1 (de) System zur ortung von objekten und hindernissen sowie zur erfassung und bestimmung des rollzustands von beweglichen objekten, wie flugzeugen, bodenfahrzeugen u. ae.
WO2002088771A1 (de) Radarsystem zur hinderniswarnung und abbildung der erdoberfläche
DE60122778T2 (de) Veränderbares vorausschauendes offset und sub-offset für ein verbessertes warnsystem zur bodennäherung
DE69307551T2 (de) Doppler wetterradar zum erfassen von windscherungen im flug
DE60016448T2 (de) Wetterstörungsvorhersage
EP1515159B1 (de) Verfahren zur Verringerung des Dopplerzentroids bei einem kohärenten Impuls-Radarsystem
DE2157880A1 (de) Hinderniserkennungsradarsystem mit gekreuzten, fächerförmigen Strahlen
DE602004000072T2 (de) Verfahren und Vorrichtung zur Bestimmung von mindestens einer Angabe bezüglich der vertikalen Position eines Luftfahrzeuges
DE102015215325A1 (de) Verfahren zur Verbesserung der Sicherheit der Navigation eines Fahrzeugs durch Bereitstellen von Echtzeit-Navigationsdaten für das Fahrzeug über ein Mobilkommunikationsnetz, System zur Verbesserung der Sicherheit der Navigation eines Fahrzeugs durch Bereitstellen von Echtzeit-Navigationsdaten für das Fahrzeug über ein Mobilkommunikationsnetz, Programm und Computerprogrammprodukt
EP0076877B1 (de) Einrichtung zur Darstellung eines Geländeausschnitts an Bord von Fahrzeugen, insbesondere Luftfahrzeugen
WO2010034297A1 (de) Flugzeuggestütztes detektionssystem
DE2543373C3 (de) In Fahrzeugen, insbesondere Luftfahrzeugen, angebrachte Einrichtung zur Darstellung eines Geländeausschnitts
EP3422040B1 (de) Verfahren und vorrichtung zur detektion von zonen mit starkem niederschlag
DE19709097C2 (de) Flugführungssystem für tieffliegende Fluggeräte

Legal Events

Date Code Title Description
8364 No opposition during term of opposition
8339 Ceased/non-payment of the annual fee