DE962902C

DE962902C - Anordnung zur Einlenkung eines Flugzeuges in eine den Landekurs festlegende Annaeherungszone eines Flugplatzes

Info

Publication number: DE962902C
Application number: DEI7653A
Authority: DE
Inventors: Charles Eric Strong
Original assignee: International Standard Electric Corp
Current assignee: International Standard Electric Corp
Priority date: 1952-09-02
Filing date: 1953-09-02
Publication date: 1957-05-02
Also published as: US2709807A; FR1090032A; GB702654A; BE522524A; CH315758A

Description

AUSGEGEBEN AM 2. MAI 1957

I 7653 VIIIa /21 a*

Die Erfindung betrifft eine Anordnung' zur Einlenkung eines Flugzeuges in eine den Lanidekurs festlegende Annäherungszone eines Flugplatzes unter Navigierung auf kreisförmigen;, elliptischen und hyperbolischen Kurven durch Phasen- oder Zeitvergleich in. einem Sende-Empfangs-Funkgerät des Flugzeuges., das mit zwei dem Kurvenmittelpunkt bzw. die Kurvenbrennpunkte bildenden Bodenstationen zusammenarbeitet.

Mit »Annäherungszone« soll hierbei eine Zone bezeichnet werden, innerhalb derer ein landendes Flugzeug auf die Rollbahn geleitet wird, z. B. mit Hilfe von Signalen eines Instrument-Landebaken-Systems der bekannten Gleichsignaltype oder mit Hilfe von Instruktionen, die dem Piloten von der FlughafenkontrO'lilstelle gegeben, werden, die auf ständiger Beobachtung der Lage des Flugzeuges mit Hilfe von auf dem Boden gelegenen Radaranlagen, beruhen. Solch eine Näherungszone ist etwa trichterförmig — wobei der enge Teil in der Nähe des Dürchstoßpunktes liegt — ausgebildet und kann sich über eine Entfernung von.· etwa io km bis zum Eintritt oder »Tot« erstrecken, das eine horizontale Breite von, 5 oder mehr km hat. Um das Landen, zu erleichtern, ist es besonders erwünscht, daß das Flugzeug so in den. Anfang der Näherungszone geflogen wird, daß die Flugrichtung des Flugzeuges in einer Linie mit der Längsachse der Näherungszone liegt.

Es ist das Ziel der Erfindung, eine Anordnung zu schaffen, um einem Flugzeug, das aus einer anderen, als genau in die Näherungszone führenden

Riichtung kommt, zu ermöglichen., einem etwa spiralförmigen Kurs zu folgen, bei dem die Flugrichtung allmählich geändert wird, bis das Flugzeug schließlich, direkt in das Tor der Näherungszone geleitet wird. Bekannt ist zwar bereits die Kreisnavigation, eines mit Sende-Empfangs-Funkgerät ausgerüsteten Flugzeuges um eine Bodenrelaisstelle auf Grund eines Phasen- oder Zeitvergleiches von. abgehenden· und ankommenden ίο ■ Signalen. Auch ist eine entsprechende Hyperbelbzw. Ellipsennavigation, gegenüber zwei Bodenrelaisstelleni oder Sendestellen gebräuchlich. Keine dieser bekannten Methoden ermöglicht indessen eine spiralförmige Kursführutig im Sinne der Erfindung, bei der unter geringstmöglichem Aufwand erreicht wird, daß die einzelnen Kurvenformen ineinander übergehen.

Die Erfindung ist dadurch gekennzeichnet, daß die beiden. Bodenstationen Relaisstellen sind, von denen, die erste auf die Anstrahlung des Bordsenders hin und die zweite auf die Anstrahlung durch die erste hin ansprechen, und charakteristische Signale aussenden!, und daß sie in einer den. gewünschten KuTvengrößen entsprechenden Entfernung voneinander und vom Eingang der Annäherungszone symmetrisch zu deren. Längsachse (Anfluggrundlinie) liegen, daß ferner bordseitig zwei je auf eine der Bodenrelaisstellen ansprechende Empfänger vorhanden, sind, daß schließlich, bordseitig drei Meßinstrumente vorgesehen sind, mit denen die Laufzeitdifferenzen zwischen, Bordstrahlung und empfangener Ausstrahlung der zweiten Bodenrelaissteille zwischen Bordstrablung und empfangener Ausstrahlung der ersten. Bodenrelaisstelle und· zwischen den empfangenen Ausstrahlungen der beiden Bodenrelaisstellen meßbar sind, derart, daß das Flugzeug so steuerbar ist, bis· auf dem ersten Meßinstrument eine vorgegebene Anzeige erscheint und erhalten bleibt, wodurch der Kurs durch eine Ellipse gegeben ist, in deren Brennpunkten die Relaisstellen liegen, daß nach Erhalt einer vorgegebenen Anzeige auf dem zweiten Instrumenit so weiter zu steuern ist, daß diese Anzeige erhalten bleibt, wodurch der Kurs in einen Kreis übergeht, in dessen Mittelpunkt die erstgenannte Bodenrelaisstelle liegt, und daß nach Erhalt einer vorgegebenen Anzeige auf dem dritten Instrument so zu steuern ist, daß diese erhalten bleibt, wodurch der Kurs in eine auf die Annäherungszone auftreffen.de Hyperbel übergeht!, in deren Brennpunkten die Bodenrelaisstellen, liegen.

Die den Phasen- oder Zeitvergleich, ermöglichenden Signale können/ entweder aus einer Impulsfolge oder einer Folge kontinuierlicher Modulationiswellen bestehen.

Entsprechend bekannter Technik werden, die Signale als Modulation! einer Trägerwelle übertragen, deren Frequenz irgendeinen passenden Wert innerhalb des normalerweise für Leitwegsignale benutzten Spektrums haben kann,.

Wählt man für die Übertragung vom Flugzeug und für die Ausgänge jeder der beiden Verstärker- I Stationen verschiedene Trägerfrequenzen, so können> die Ausgangssignale der beiden Verstärker-Stationen, im Flugzeug ohne Schwierigkeit empfangen, werden.

Die Erfindung wird nun an Hand der Zeichnung, welche ein Ausführungsbeispiel darstellt, näher erläutert.

Fig. ι zeigt¹ im Blockschaltbild die Boden- und Flugzeuganlage' gemäß dem Ausführungsbeispiel der Erfindung;

Fig. 2 zeigt die Anlage der in Fig. 1 enthaltenen Bodenstation in bezug auf das. »Tor« oder den Eingang einer Flugplatznäherungszone und zeigt darüber hinaus verschiedene Kreise, Ellipsen und Hyperbeln, aus deren Abschnitten die etwa spiralförmig verlaufenden Wege des Kurses aufgebaut sind, und

Fig. 3 zeigt eine bevorzugte Form einer für das in Fig. ι dargestellte Ausführungsbeispiel benötigten Bodenstation.

In. Fig. ι sind im Blockschema die verschiedenen Einheiten dargestellt. Die Einheiten!, welche oberhalb der eingezeichneten strichpunktierten Linie X-X' dargestellt sind, befinden sich in den Bodenstationen!, während sich die unterhalb dieser Linie dargestellten Einheiten auf einem Flugzeug befinden, das mit Hilfe des erfindungsgemäßen Systems gesteuert wird.

Wie aus der Fig. 1 ersichtlich, umfassen die Bodenstationen eine erste Funkverstärkerstation. 1 mit Empfangsantenne 2, Verstärkereinheit 3 und Ubertragungs- oder Sendeantenne 4 sowie eine zweite Funkverstärkerstation 5 mit Empfangsantenne 6, Verstärkerieinheit 7 und Sendeantenne 8. Gemäß dem Ausführungsbeispiel sei angenommen,, daß die Verstärkerstationeni 18 km auseinander und bezüglich des, Eingangs· der Flughafennäherungszone so liegen, wie es später noch näher •erläutert wird. Die Antennen 2,4 und 8 sind direkt in entsprechende Funkverbindungskanäle einbezogen, die Boden- und Flugzeugstationsteile des Systems verbinden. Sie sind ungerichtet. Die Antenne6 dient nur zum Empfang der von Station4 ausgestrahlten Energie und ist daher zweckmäßigerweise (aber nicht notwendigerweise) als Richtantenne ausgebildet. Beide Stationen arbeiten nach dem Frequenzumsetzverfahren, d. h., das zu verstärkende Signal wird mit einer bestimmten Trägerfrequenz empfangen, jedoch mit einer anderen Trägerfrequenz verstärkt und wieder ausgesendet, so daß die Trägerfrequenzen, die von den, beiden Verstärkerstationen abgestrahlt werden, voneinander und von der von der ersten Verstärkerstation empfangenen verschieden sind.

Die Flugzeuganlage, die unterhalb der Linie X-X' dargestelllt ist, umfaßt einen Sender 9, der von den von der Quelle 10 gelieferten Zeitzeichen, moduliert wird. Bei dem geschilderten Ausführuingsbeispiel besteht das· Zeitzeichen aus einer fortlaufenden Welle von 4,167 kHz. Die von dem Sender 9 gelieferten modulierten Wellen werden durch die ungerichtete Antenne 11 ausgestrahlt und

von der Empfangsantenne 2 der Funkverstärkerstation ι aufgenommen, wie es durch, die gesrichelte Linie 12 angedeutet ist. Die Flugzeuganlage enthält weiterhin zwei Empfangsgleichrichter 13 und 14. Der Empfangsgleichrichter 13 ist so eingerichtet, daß er nur die von dear Ausgangsantenne 4 der Verstärkefstation 1 ausgestrahlten modulierten Wellen empfängt und gleichrichtet, wie es durch die Linie 15 angedeutet ist, während der Empfangsgleichrichter 14 so eingerichtet ist, daß er nur die von der Ausgangsantenne 8 der Verstärkerstation 5 ausgestrahlten mo diulierten Wellen, empfängt undi gleichrichtet, wie es durch die Linie 16 dargestellt ist. Aus- Gründen der Übersichtlichkeit sind die Empfangsgleichrichter 13 und 14 im Diagramm von getrennten ungerichteten Empfangsantennen 17 und. 18 gespeist; getrennte Antennen sind jedoch für die Erfindung nicht wesentlich, und die beiden Empfangsgleich-

ao richter 13 und 14 können im Bedarfsfalle auch von einer einzigen gemeinsamen Antenne gespeist werden. Die Ausgangsspamniungen der Empfangs-■ gleichrichter 13 und' 14 werden von Zeitzeichen derselben. Frequenz wie die ursprünglich in 10 eras zeugten Zeitzeichen gebildet, sind, jedoch von verschiedener Phase, die jeweils von der gesamten Weglänge bestimmt wird, die von dem Signal auf dem Wege vom Sender 9 bis zum Empfangsgleichrichter über die bereits, beschriebene Bodenanlage zurückgelegt wird). Pb&senmeßemheiten, 19, 20 und 21 in der Flugzeuganlage messen die Phasen,-beziehungen zwischen dien beiden Ausgängen und zwischen, jedem der Ausgänge und der Quelle 10. Die Phasenmeßeinheit 19 mißt die Phasendifferenz Φ₁ zwischen der Zekzeichenwelle der Quelle 10 und der Zeitzeichenwelle des Empfangsgleichrichters. 14, d. h. zwischen der ausgestrahlten Zeitzeichenwelle und der nach Durchlaufen· der Verstärkerstationen 1 und 5 und¹ des Empfangsgleichrichters 14 wiedererhaltenen Welle. Die Phasenmeßeinheit 20 mißt die Phasendiffereniz Φ₂ zwischen der ursprünglichen Zeitzeichenwelle und der nach Durchlaufen dies Verstärkers. 1 und des Empfangsgleichrichters 13 wiedererhaltenen Welle. Die Phasenmeßeinheit 21 mißt die Phasendifferenz Φ₃ zwischen dien, beiden. Zeitzeichen, die über die beiden Empfangsgleichrichter 13 und 14-wieder erhalten werden.

Die Phasenmeßeinheiten 19, 20 und 21 können von irgendeiner bekanntem· Type sein, die den erforderlichem zu messenden. Phasenwinkelbereich überstreicht¹. In den meisten Fällen wirdl man bekannte Phasenmeßeinrichtungen benutzen¹, die jede Phasendifferenz zwischen ο und 360⁰ messen kön,-nen. Im vorliegenden Falle, wie später noch näher ausgeführt wird, liegen alle zu messenden Phasenwinkel in der Nähe von 90⁰ oder einem ungeraden Vielfachen davon. Jede Phasenmeßeinheit kann daher in bekannter Weise eine übliche einfache Phasendiskriminatoranordnung mit einer Meßeinrichtung enthalten, dessen Zeiger von. dem Nullpunkt in der Mitte nach der einen oder anderen Seite ausschlägt, je nach dem die zu messende Phasendifferenz größer oder kleiner als der MittelpunJcitSr-(9o^o)-Wert ist.

Zur Erläuterung der Arbeitsweise des Systems dient die Fig. 2, die in Draufsicht die Lage der Verstärkerstationen in bezug auf die Flugplatznäherungszone darstellt sowie einige der Leitwege zeigt, denen das Flugzeug folgen kann. Nach dieser Figur soll der (nicht dargestellte) Flugplatz rechts von der Figur liegen, wobei die Längsachse der Näherungszone längs der von den Pfeilen markierten Linie 22 verläuft und die konvergierenden Randizonen durch die gestrichelten Linien: 23 und 24 und das Tor oder der Eingang zu der Zone durch das Rechteck 25 dargestellt sind.

Es sei angenommen,, daß die Landungsannäherung an den Flugplatz mit Hilfe eines der bereits erwähniten bekannten Systeme erfolgt und daß der Eingang oder dos Tor, das durch das Rechteck 25 dargestellt ist, eine Weite von 6 km zwischen den ■ Enden der Randiinien 23 und 24 und eine Entfernung vom Flugplatzrollfeld von ungefähr 10 km besitze. Die Verstärkerstationen 1 und· 5 liegen je mit einem Abstand von 9. km von der Achse der Näherungszone entfernt. Die Verbindungslinie dieser beiden Verstärkerstationen ist vom Tor 25 uin etwa den gleichen· Abstand entfernt, jedoch ist dieser Abstand nicht kritisch. Die genannten Abstände entsprechen dem Kurvenradius einer Blindflugkurve.

Wie bereits erwähnt, enthält die Flugzeuganlage Meßeinrichtungen, um die Phasendifferenz Φ_ί zwischen der übertragenen Zeicheniwelle und' der am Ausgang des Gleichrichters 14 (Fig. 1) wiedererhaltenen Welle zu messen. Diese Phasendifferenz (unter Vernachlässigung der Phasenverschiebung in den einzelnen Einheiten:) ist proportional der Summe der Weglängen zwischen dem Flugzeug und der Verstärkerstation 1, zwischen der Verstarkerstaition 1 und der Verstärkerstation 5 und zwischen der Verstärkerstations und dem Flugzeug. Wenn diese Summe konstant gehalten· wird, d. h. wenn das Flugzeug so gesteuert wird, daß φ_χ gleichbleibt, stellt der Flugzeugweg eine der EHipsenscharen dar, deren Brennpunkte im den Verstärkerstationen 1 und 5 liegen.

Im Fig. 2 sind drei solcher Ellipsen mit 26, 27 und 28 bezeichnet, denen die Phasenwinkel (P₁ =260°, Φ₁=27ο° und Φ₁ = 28ο° für ein Zeitzeichen von 4,167 kHz entsprechen.

Die Flugzeugausrüstung enthält ferner Mittel, um die Phasendifferenz Φ₂ zwischen der ausgestrahlten Zeitzeichenwelle und der am Ausgang des Empfangsgleichrichters 13 (Fig. 1) wiedererhaltenen Welle zu messen. Diese Phasendifferenz ist proportional dar Summe der Weglänge zwischen dem Flugzeug' und der Verstärkersitation 1 und dem Rückweg zürn. Flugzeug. Wird diese iao Längensumme konstant gehalten, d. h., wird das Flugzeug so navigiert, daß Φ₂ konstant) bleibt, so stellt der Weg des Flugzeuges, eine der Kreisscharen dar, deren Mittelpunkt in der Verstärkerstation ι liegt. In Fig. 2 sind drei solcher Kreise ias mit 29, 30 und 31 bezeichnet, entsprechend den zu-

gehörigen Winkeln. Φ₂ = 8o°, Φ₂ = 90⁰ und Φ₂ = ioo° für ein. Zeitzeichen von 4,167 kHz.

Darüber hinaus enthält die Flugzeugausrüstung noch eine Meßeinrichtung, um die Phasendifferenz Φ₃ zwischen dent am Ausgang der Empfangsgleichrichter 13 und 14 wiedererhaltenen Zeitzeichen (Fig. 1) zu messen. Diese Phasendifferenz ist der Differenz der Weglänge von· der Verstärkerstation ι zum Flugzeug und der Summe der Weglängen von der Station 1 zu Station 5 undi dear Station 5 zum Flugzeug proportional. Wird diese Wegdifferenz konstant gehalten, d. h. wird das Flugzeug so navigiert, daß Φ₃ konstant bleibt, so stellt der Weg des. Flugzeuges eine der Hyperbeln einer Hyperbelschar dar. In Fig. 2 sind Teile dreier solcher Hyperbeln· 32, 33 und¹ 34 gezeigt, entsprechend den. Phaseniwinkelm Φ₃ = 8o°, Φ_Ά = αο° und Φ₃ — ioo° bei einer Zeiitzeichenfrequenz vorn 4,167 kHz. Die Hyperbel 33 geht: durch den Mittelpunkt zwischen! den Verstärkerstationen hindurch " und bildet einen geraden Weg, der mit der Längsachse der Näherungszone zusammenfällt.

Wie aus Fig. 2 ersichtlich, steht jeder der elliptischen. Wege an einer Stelle in tangentialer Berührung mit einem entsprechenden Punkt eines kreisförmigen Weges·. Dieser Punkt liegt auf der Verlängerung der die beiden' Stationen 1 und, 5 verbindenden Linie, und in diesem einen Punkt ist es möglich, einen Übergang vom elliptischen, zum kreisförmigen Weg zu erhalten. Weiterhin berührt jeder der kreisförmigem Wege tangential einen entsprechenden, hyperbolischen Weg in einem Punkte, der auf der Verbindungslinie der beiden Verstärkerstatioraem 1 und 5 Liegt. Durch diesen Punkt wird ein Übergang vom kreisförmigen, zum hyperbolischen Weg erhalten..

Der bevorzugte hyperbolische Weg liegt natürlich auf der geradien Linie 33, die die Verbindumgslinie der Stationen 1 und 5 in zwei Teile teilt, und da diese Stationen von jeder Seite der Längsachse der Näherungszone gleich weit entfernt liegen', leitet dieser bevorzugte Weg ein, Flugzeug in dem Mittelpunkt des Näherungszonentores 25. Der bevorzugte hyperbolische Weg 33 entspricht dem kreisförmigen Weg 30, d. h. demjenigen kreisf örmigeni Weg, der tangential zum hyperbolischen Weg verläuft. Der Radius· dieses Kreises ist in. erster Linie durch das übliche zum Wenden des geleiteten Flugzeuges erforderliche Verhältnis bestimmt. Im vorliegenden, Beispiel wurde angenommen, daß ein· Radius von 9 km zum Wenden für ein rasch fliegendes Flugzeug ausreicht. Hierdurch wird die Lage der Verstärkerstationi 1 auf einen Abstand von. 9 km auf der einen Seite der Längsachse der Näherungszone festgelegt, während die Verstärkerstaition 5 dann, im selben Abstand auf der anderen Seite der Längsachse liegen muß, so daß der geradlinige hyperbolische Weg 3 3 mit der Achse der 'Näherungszone zusammeraf ällt und durch das Festlegen der Lage der Verstärkerstationen automatisch auch dar Verlauf dies mit 27 bezeichneten elliptischen Weges festliegt, d. h. der Ellipse, die tangential zu dem bevorzugten kreisförmigen Weg 30 verläuft

Bei der Auswahl des Radius- für den bevorzugten kreisförmigen Weg 30 wird diese Wahl in erster Linie vom flugtechnischen Gesichtspunkten bestimmt und- durch die Festlegung der Lage des bevorzugten! hyperbolischen Weges, so daß der Weg 33 in das Näherungszonentor führt.

Durch die Achse dieser Zone sind alle Lagen der bevorzugten Wege festgelegt, und zwar unabhängig von den Wertem der Zeitzeichenfrequenz. Wird die Zeitzeichefafrequenz geändert, so bleiben die bevorzugten. Wege davon, unberührt, die Phasenverschiebung auf diesen Wegen wird, jedoch geändert. Für den bevorzugten, ellipsenförmigen Weg 27 von dem der Phasenwinkel Φ₁ abhängt, wird die im Flugzeug zu messende Weglänge der Strahlung gleich sechsmal der Länge des Radius des bevorzugten kreisförmigen. Weges, d.h. 54km. Für den. bevorzugten, kreisförmigen Weg 30, von dessen Größe der Wert Φ₂ abhängt, ist die betreffende Länge 18 km, und für den bevorzugten hyperbolischen, Weg 33 ist die zu messende Wegdifferenz, der der Winkel Φ₃ entspracht, doppelt so groß wie der Kreisradiuis, d. h. 18 km, so daß sich für den; bevorzugten Weg die folgendien, Beziehungen ergeben:

Wählt man eku Zeitzeichen/ von eimer Frequenz von 4,167 kHz bzw.. einer Wellenlänge von, 72 km, di. h. dem Achtfachem der Entfernung der Verstärkerstatiomen vom der Achse, so ergeben sich für die bevorzugten Wege: Φ₂ = Φ.₃ = 90⁰ und Φ_ί = 3 φ₂ = 27o°. Diese Welle wird besonders bevorzugt, da, sie die Möglichkeit liefert, einfache Phasendiskrimimatoren als Meßeinheiten 19, 20 und 21 zu benutzen.

Erreicht im der Praxis ein Flugzeug irgendeinen Punkt, z.B. 35, so wird es z.B. bei Punkt 36 auf den bevorzugten elliptischen Weg gesteuert; die Anzeige wird dann, durch die Phasenmeßeinheit 19 geliefert, die den Wert Φ_± — 2JcP zeigen soll. Der Pilot steuert so, daß ^₁ .= 270⁰ erhalten, bleibt und gleichzeitig überwacht er die Phasemmeßeinheit 20, deren Ablesung sich ändert, bis sie Φ₂ = 9O° anzeigt. Bei dieser Ablesung weiß der Pilot, daß er sich im Punkt 37 befindet, d. h. dem Berührungspunkt der bevorzugten elliptischen und kreisförmigen Wege. Von hier ab unterläßt er die Ablesung der (^-Anzeige, steuert so, daß Φ₂ = 90° bleibt und fliegt auf diese Weise den- kreisförmigen, Weg 30 entlang; zugleich beobachtet er die Phasemmeßeinheit 21, deren Anzeige sich ändert, bis sie Φ₃ == 90° anzeigt. Bei dieser Ablesung weiß der Pilot, daß er den Punkt erreicht hat, d. h. den tangentialen Berührungspunkt zwischen den. kreisförmigen und hyperbolischen Wegen. Darauf stellt er die Beobachtung der Φ₂-Anzeige ein und steuert so, daß Φ₃=9Ο^Ο bleibt und folgt auf diese Weise dem geraden.· Weg zum Mittelpunkt 39 des Näherungszomentores

25· Natürlich wird, das Flugzeug nach Überfliegen des Punktes, 35 so gesteuert, daß es seinen Höhenkurs derart ändert, daß es sich dem. Tor 25 in der richtigen Höhe nähert. Gemäß dem AusführungSrbeispiel ist diese Höhe zu. 3000· m angenommen,.

Bei einer Zeitzeichenfrequenz von 4,167 kHz entspricht i° der Phasendifferenz einer Weglänge von 200 m. Sei nun angenommen, daß die Genauigkeit der Phasenmeßeinheiten 19, 20 und, 21 innerhalb der Grenzern von ± 2,5 °/o liegt, dann liegt die definierte Kursbreite des beschriebenen Systems in der Größenordnung von einem km. Dies, muß hinsichtlich der Breite des Tores, 25 berücksichtigt werden,, die gemäß dem Ausführungsbeispieil bei 6 km liegt.

Bei Verwendung von Phatsendiskrirninatoren mit Links-Rechts-Anzeige ist es, zweckmäßig, die Phasenablesung über einen Bereich, von ± io° zu erstrecken!, so> daß sich Bereiche ergeben, die, wie in Fig. 2 gezeigt, durch, Kurslinienpaare 26 und 28 für den elliptischen Weg, 29 und 31 für den kreisförmigen Weg undi 32, 34 für den. hyperbelförmigen Weg begrenzt sind. Selbst bei dieser relativ großen Pbasentoleranz wird das Flugzeug stets in das Tor der Näherungszone geleitet.

Es ist Doppeldeutigkeit vorhanden, aber die Un^

terscheidung zwischen den doppelten Kursen, ist ausreichend, groß, so> daß das Näherungszonentor mit ausreichender Genauigkeit erreicht werden kann und Irrtümer vermieden sind.

Auch können die elliptischen Wege in verschiedenen Höhen von auf die Landung wartenden kreisenden Flugzeugen als Leitdiagramm benutzt werden.

Die Veirstärkerstationen 1 und 5 (Fig. 1) können von irgendeiner für die beschriebenen Funktionen, geeigneten Type sein. Es· ist jedoch zweckmäßig, sie, so zu schalten, daß in keinem Punkt des Verstärkersystems das Zeitzeichensignal anders als in Form eines modulierten Trägers existiert. Eine derartige geeignete Verstärkerstationsanlage ist in Fig. 3 dargestellt. Bei dieser Anord,-nung wird das zu, verstärkende Signal von der Antenne 40 als modulierte Trägerwelle der Träger-' frequenz f_x aufgenommen. Die Ausgangsspannung der Antenne 40 wird in. dem Hochfrequenzverstärker 41 verstärkt: und dann über ein Filter 42 dem Mischer 43 zugeführt. Das Filter 42 ist so gebaut, daß es nur die Trägerfrequenz f_t und. die zeitzeichenmodulierten Seitenbändier hindurchläßt. Der Mischer 43 erhält auch Eingangsspannung der Frequenz /₂ vom Oszillator 44. Die Ausgangsspannung des Mischers wird an ein weiteres Bandpaßfilter45 gelegt, das soi ausgelegt! ist, daß es nur die Schwebungsfrequenz der an den, Mischer gelegten Eingangsspannungen hindiurchläßt, d. h. nur eine Trägerwelle dier Frequenz (Z₁-^₂), und, die frequenzverschobenen zeitzeichenmodulierten Seitenbänder. Die Ausgangsspannung dies Filters· 45 wird dann in einem Hochfrequenzverstärker 46 verstärkt undi von der Antenne 47 abgestrahlt. Eine solche Anordnung hat den Vorteil, daß die Verstärker nur arbeiten, wenn, sie abgefragt werden, wobei der Fall von Interferenzen zwischen Flughäfen, welche die gfeiche Frequenz benutzen-, verringert ist. Selbstverständlich können bei der Anordnung ■ nach Fig. 3 die Verstärker- und Filterfunktionen für jede Trägerfrequenz, falls erwünscht, auch in einer kombinierten Einheit statt in getrennten Einheiten ausgeübt werden.

Das beschriebene Ausführungsbeispiel dient nur zur Erläuterung, soll aber keine Beschränkung auf den beschriebenen Fall darstellen.

Claims

PATENTANSPRÜCHE:

i. Anordnung zur Einlenkung eines. Flugzeuges in eine den Landekurs, festlegende Annäherungszone eines. Fäiugplatzes unter Navigierung auf kreisförmigem, elliptischen und hyperbolischen Kurven, durch Phasen- oder Zeitveirgleich in einem Sende-Empfangs-Funkgerät des Flugzeuges·, das· mit zwei den, Kurvenmittelpunkt bzw. die Kurveribrennpunkte bildenden Bodenstationen zusammenarbeitet, dadurch gekennzeichnet, daß die Bodenstationen Relaisstellen sind, von denen die erste (1) auf die Anstrahlung- des· Bordsenders hin und die zweite (5) auf die AnstraHumg durch die erste hin ansprechen und charakteristische Signale aussenden, und daß sie in einer den gewünschten Kurvengrößen entsprechendeni Entfernung voneinander und vom Eingang der Annäherungszone symmetrisch zu deren Längsachse (Anfluggrundlinie) liegen, daß ferner bordseitig zwei je auf eine der Bodenrelaisstellen ansprechende Empfänger vorhanden sind, daß schließlich bordseitig drei Meßinstrumente (19, 20, 21) vorgesehen sind, mit denen die Laufzeitdifferenzen zwischen (19) Bordstrahlung und empfangener Ausstrahlung der zweiten·Bodenrelaisstelle (5), zwischen (20) Bordstrahlung und empfangener Ausstrahlung der ersten BodenrelaissteHe (1) und zwischen (21) den empfangenen Ausstrahlungen' der beiden Boderurelaisstellen meßbar sind·, dierart, daß das Flugzeug so steuerbar, ist, bis auf dem ersten Meßinstrument (19) eine vorgegebene Anzeige erscheint¹ und erhalten· bleibt, wodurch der Kurs- durch eine Ellipse gegeben ist, in deren Brennpunkten die Relaisstellen liegen, daß nach Erhalt einer vorgegebenen Anzeige auf dem zweiten Instrument (20) so weiter zu steuern ist, daß diese Anzeige erhalten bleibt, wodurch dar Kurs in einen Kreis übergeht, in dessen Mittelpunkt die erstgenannte Bodenrelaisetelle (1) liegt, und daß nach Erhalt einer vorgegebenen Anzeige auf dem dritten Instrument (21) so zu steuern ist, daß diese erhalten bleibt, wodurch der Kurs in eine auf die Annäherungszone auftreiffende Hyperbel übergeht, in deren Brennpunkten die Bodenrelaisstellen liegen.
2. Anordnung· nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Entfernung beider Bodenrelaisstellen von der Anfluggrundlinie und

die Entfernung ihrer Verbindungslinie vom Eingang der Annäherungszone gleich ist und dem Kurvemradkis einer Blindflugkurve entspricht.
3. Anordnung nach, Anspruchs, dadurch, gekennzeichnet, daß bei kontinuierlicher Strahlungsmodulation die Wellenlänge der Modulation etwa achtmal so groß ist wie die Entfernung der Bodenrelaisstelle» von der Anfluggrundlinie.

In Betracht gezogene Druckschriften-: Britische Patentschrift Nr. 6oi 401; USA.-Patentschrift Nr. 2 528 141.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

©609 706/281 10.56 (609873 4.57).