ES2232631T3 - Sistema de aterrizaje por transportador. - Google Patents
Sistema de aterrizaje por transportador.Info
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Abstract
Un método de determinar una posición de un avión que tiene un transpondor que transmite una señal de respuesta en respuesta a una señal de interrogación, incluyendo el método: recibir señales de respuesta en una pluralidad de antenas dispuestas como una red; estimar una posición del avión a partir de las señales de respuesta recibidas; determinar una fase diferencial de las señales de respuesta; y analizar la fase diferencial de las señales de respuesta para determinar si las respectivas señales de respuesta provienen de diferentes antenas en el avión.
Description
Sistema de aterrizaje por transpondedor.
Esta solicitud reivindica prioridad según 35
U.S.C. sección 119(e) por la Solicitud Provisional de Estados
Unidos número 60/203.039 presentada el 9 de mayo de 2000 y la
Solicitud de Patente de Estados Unidos número 09/695.359 presentada
el 24 de octubre de 2000.
La presente solicitud se refiere a sistemas de
navegación. La invención tiene aplicación especial en sistemas de
aterrizaje de aviones que proporcionan guiado de elevación de
precisión a un usuario, tal como un controlador o piloto, durante la
aproximación y el aterrizaje.
Se ha empleado varios sistemas de aterrizaje de
precisión para aviones con el fin de facilitar al piloto mantener un
trayecto de planeo deseado a una pista. El Sistema de Aterrizaje por
Instrumentos (ILS) se usa comúnmente para aproximaciones de
precisión; sin embargo, los sistemas ILS son propensos a
interferencia por las emisiones FM cercanas, requieren amplia
nivelación del terreno y la adquisición de propiedades en algunos
lugares de aeropuerto y son vulnerables a distorsión de haz de guía
al considerar las construcciones cerca de un aeropuerto. El Sistema
de Aterrizaje por Microondas (MLS) se emplea con mucha menos
frecuencia que ILS, y está quedando desfasado en respuesta a
cuestiones económicas. El Radar de Aproximación de Precisión (PAR)
se utiliza comúnmente en entornos militares y requiere que un
operador de tierra envíe verbalmente correcciones del guiado de
trayecto de planeo al piloto mediante un enlace de comunicaciones.
Se han propuesto ayudas al aterrizaje basado en el Sistema de
Posición Global que incluyen dos sistemas en desarrollo, el Sistema
de Aumento de Área Ancha (WAAS) y el Sistema de Aumento de Área
Local (LAAS) que están sometidos a interferencia y falsificación, y
pueden no ser adecuados como el único medio de aproximación de
precisión.
Los sistemas de navegación para aviones que
emplean el transpondor del Sistema de Baliza de Radar para Control
del Tráfico Aéreo (ATCRBS) son conocidos en general en la técnica.
Se despliegan típicamente transpondores en aviones para facilitar la
función del Radar de Vigilancia Secundario (SSR) de verificar y
controlar el avión en ruta. La mayor parte de los aviones
comerciales están equipados con dos antenas de transpondor, una en
la parte superior y otra en la parte inferior del fuselaje del avión
para mantener las respuestas fiables del transpondor durante los
giros del avión. Tales configuraciones de antena de transpondor se
conocen como antenas de diversidad. Un transpondor equipado con
antenas de diversidad selecciona la antena que recibió la señal de
interrogación de mayor amplitud de una estación de tierra para
transmitir el mensaje de respuesta codificado. Los Estándares
Internacionales y las Prácticas Recomendadas requieren en la
actualidad que la distancia horizontal entre las antenas superior e
inferior sea inferior a 7,6 metros, para controlar la inestabilidad
de rango SSR aparente de respuesta a respuesta debido a conmutación
de de la diversidad de antenas. La separación vertical de las
antenas de diversidad varía en función de altura del fuselaje del
avión y puede ser aproximadamente de entre 3 y 10 metros.
Los sistemas de aterrizaje que usan el
transpondor ATCRBS deben determinar la posición del avión,
compararla con un trayecto de aproximación deseado, y transmitir la
corrección requerida al avión. La Patente de Estados Unidos número
3.564.543 de Nehama describe tal sistema, que usa simetría y
matemática simplificada para definir un trayecto cónico de
aproximación. En general, el sistema de determinación de posición
descrito en Nehama y sistemas análogos se basan en mediciones del
tiempo de llegada de la respuesta del transpondor derivadas del
tiempo requerido para que la interrogación llegue al transpondor,
durante el tiempo para que el transpondor responda, y el tiempo
requerido para que las señales avancen entre el avión que aterriza y
una pluralidad de posiciones en tierra. A partir de estas distancias
se estima la posición del avión. La patente de Nehama reconoce la
existencia de un tiempo variable de respuesta del transpondor que
puede inducir errores sustanciales en la solución de navegación.
Como compromiso, Nehama dispone el transmisor y los sensores en un
plano geométrico sustancialmente vertical transversal a la longitud
de la pista. Esta disposición proyecta el error en una dirección
horizontal a lo largo del eje de la pista. Como efecto colateral,
esta disposición requiere el uso de torres de antena elevadas cerca
del aeropuerto, porque si todos los sensores estuviesen colocados a
nivel de tierra, y por lo tanto en un plano horizontal, la altitud
calculada del avión contendría errores sustanciales, que no serían
permisibles en un sistema de aterrizaje de
precisión.
precisión.
La Patente de Estados Unidos número 5.017.930 de
Stoltz describe un sistema que supone un avance sobre el de Nehama
porque, entre otras cosas, también resuelve el retardo de
codificación del transpondor empleando cuatro sensores. Por
desgracia, las mediciones de tiempo de llegada usadas por los
sistemas de aterrizaje, tal como los descritos en Nehama y Stoltz,
están sometidas a errores significativos de trayectos múltiples.
Estos errores de trayectos múltiples son inducidos por las
características del terreno a lo largo del trayecto de aproximación
a la pista e inducen errores en las mediciones de tiempo de llegada.
Las mediciones errantes del tiempo de llegada degradan la solución
de navegación, y por ello reducen la exactitud de las señales de
guía transmitidas al
avión.
avión.
\newpage
US-A-4 454 510
describe un sistema de guiado de aviones que incluye una estación de
tierra y un transpondor montado en un avión. El transmisor de tierra
emite pulsos de interrogación que se codifican de modo que contengan
datos de posición. El transpondor decodifica los pulsos de
interrogación y transmite pulsos de respuesta conteniendo la altitud
y otros datos que se utilizan para obtener datos de posición
tridimensional en tierra para navegación, guiado de aterrizaje y
efectos de prevención de colisiones.
Es deseable que los sistemas de aterrizaje
cumplan el límite de los Estándares Internacionales y las Prácticas
Recomendadas en las características de excursión de la señal en el
trayecto de navegación que incluye curvas, escotaduras, resaltos y
otras aberraciones con un límite dos-sigma
aproximadamente equivalente a 3 metros en un punto a 1,4 km del
Punto de Interceptación de Pista en el trayecto de planeo. Por
desgracia, la conmutación de antenas de diversidad, incluso en el
avión más pequeño, puede producir potencialmente rendimiento fuera
de dicha ven-
tana.
tana.
La presente invención contempla un método y
aparato mejorados que superan los problemas antes indicados y
otros.
Según un aspecto de la presente invención, un
método de determinar una posición de un avión que tiene un
transpondor que transmite una señal de respuesta en respuesta a una
señal de interrogación incluye recibir primero señales de respuesta
en una pluralidad de antenas dispuestas como una red orientada
verticalmente. Las características de la señal de respuesta, tal
como la fase diferencial, amplitud, frecuencia y análogos, se miden
y usan para estimar la posición del avión. La fase diferencial se
analiza entre al menos dos señales de respuesta para determinar si
las respectivas señales de respuesta se originan en antenas
diferentes en el avión. En caso de que se determine que las señales
de respuesta se originan en antenas de diversidad, se regula la
posición estimada para compensar la distancia entre las antenas
respectivas. El método también puede calcular un error entre la
posición ajustada y una posición deseada y transmitir este error a
un usuario tal como un piloto, controlador de tráfico aéreo, o a
pantallas de cabina de otro
avión.
avión.
Un sistema de aterrizaje de precisión de aviones
determina en base de tiempo real la posición de un avión midiendo el
tiempo transcurrido entre la señal de interrogación y respuesta del
transpondor en una pluralidad de posiciones predeterminadas. El
sistema gestiona los efectos de trayectos múltiples y logra la
posición exacta del avión midiendo la fase diferencial de la
respuesta del transpondor para calcular el ángulo de llegada.
La presente invención tiene la capacidad de
compensar la conmutación de la antena de diversidad del transpondor,
y como consecuencia de esta compensación, lograr una estimación de
elevación con el menor retardo dinámi-
co.
co.
Según otro aspecto de la presente invención, se
aplica una corrección de trayectos múltiples a las características
seleccionadas para compensar errores de trayectos múltiples
inducidos en la posición estimada, logrando por ello la mejor
detección posible y compensación de la antena de diversidad.
Una ventaja de la presente invención reside en la
capacidad de determinar exactamente la posición del avión en base a
una señal de respuesta cooperativa del transpondor que proviene de
un avión.
Otra ventaja de la presente invención reside en
la capacidad de gestionar o cancelar los efectos de los retornos de
trayectos múltiples de la señal de respuesta del transpondor.
Otra ventaja de la presente invención reside en
la capacidad de determinar con precisión la posición del avión
midiendo el ángulo de llegada y el tiempo de llegada de la respuesta
del transpondor.
Otras ventajas serán evidentes a los expertos en
la técnica después de leer y comprender la siguiente descripción
detallada.
La invención puede tomar forma en varios
componentes y disposiciones de componentes, y en varios pasos y
disposiciones de pasos. Las figuras solamente tienen la finalidad de
ilustrar las realizaciones preferidas y no se han de interpretar
como limitación de la invención.
La figura 1 es un dibujo en perspectiva que
ilustra los elementos del Sistema de Aterrizaje por Transpondor
según esta invención.
La figura 2 es un diagrama de bloques del sensor
AOA y las entradas de antena con conmutación del conjunto RF de
extremo delantero según esta invención.
\newpage
La figura 3 es una ilustración del error
atribuible a las antenas de diversidad del avión.
La figura 4 es una ilustración del error
atribuible a transmisión de señal de trayectos múltiples.
Y la figura 5 es un diagrama de flujo que ilustra
el procesado que tiene lugar en los procesadores, que pone en
práctica adecuadamente la presente invención.
Con referencia ahora a la figura 1, se representa
un aeropuerto que tiene una pista 10. Un sistema de aterrizaje de
precisión de aviones según la presente invención guía un avión a lo
largo de un trayecto predefinido de aproximación (no representado),
que conduce a la pista 10.
El sistema incluye un transmisor de interrogación
alojado en el refugio de estación base 20 que se utiliza para
generar pulsos de interrogación y supresión. La señal de
interrogación, compuesta de pulsos modulados sobre una frecuencia
portadora, emana de una antena de interrogación 22. Como se
explicará mejor a continuación, la estación base 20 también envía
una señal de temporización 76 coincidente con la señal de
interrogación a redes receptoras 26, 28 para sincronizar el
procesado de la medición del sensor. Un transpondor 86 (figuras 3,
4), por ejemplo, en un avión, transmite una señal de respuesta que
también se compone de pulsos modulados sobre una frecuencia
portadora en respuesta a recibir la señal de interrogación. La señal
de respuesta es recibida por redes receptoras 26, 28 y se envía
preferiblemente a procesadores diferentes dobles 78a, 78b (figura 2)
dentro de la estación base 20 para procesado. Las señales de
respuesta son procesadas, como se explica a continuación, con
respecto a varias características tales como el tiempo, la amplitud,
la frecuencia y la fase de portadora diferencial.
Con referencia ahora a la figura 2, se ilustra un
diagrama de bloques funcionales de componentes. Cuatro antenas
26a-26d forman la red de antenas 26. Por razones de
sencillez, la red de antenas 28 no se ilustra; sin embargo, los
expertos en la materia apreciarán que se producirá procesado similar
en las señales recibidas en dicha red. Las señales de respuesta
recibidas se reciben en las antenas 26, pasan por el filtro 30 y son
procesadas por el conjunto receptor RF 32. Designando referencia 26a
a una de las antenas y midiendo la fase de portadora diferencial
entre la antena de referencia 26a y una de las tres antenas
restantes 26b-26d, se logran tres aberturas de la
red de antenas y por lo tanto son posibles tres mediciones de
resolución diferente, por ejemplo baja, media y alta. La antena de
referencia 26a se introduce en un trayecto de receptor dedicado 34.
Otras antenas 26b-26d son multiplexadas a dos
trayectos de receptor RF 36, 38 usando conmutadores dentro del
conjunto receptor RF 32 aunque los expertos en la materia pueden
contemplar mecanismos equivalentes para transferir señales al
conjunto. Cada trayecto 34, 36, 38 recibe señales RF moduladas de
pulsos de 1090 MHz de las antenas 26 que se originaron en el
transpondor de respuesta. La Medición de Amplitud de Fase (PAM) 50
recibe los trayectos de frecuencia intermedia 34-38
del conjunto receptor RF, y proporciona señales vídeo log 54 y datos
de fase digitalizados 58A, 58B a la Tarjeta de Adquisición de Fase
(PAC) 60 para procesado de señal.
Se obtienen dos conjuntos de datos de fase
digitalizados: la diferencia de fase entre la referencia y el canal
IF A (canales bajo, medio o alto 26b-26d) 58A; y la
diferencia entre la referencia y el canal IF C (canales bajo, medio
o alto) 58B. El vídeo log de cada una de las tres entradas también
se pasa a la PAC 54A, 54B, 54C. Una señal IF limitada 68 de la
entrada de resolución baja se envía al discriminador de frecuencia
70. El discriminador de frecuencia 70 recibe la señal IF limitada 68
de la entrada del conjunto receptor RF, y proporciona una salida
analógica 72 a la sección de adquisición de datos de la PAC 60 para
medición de frecuencia. La PAC 60 también recibe así una señal de
arranque o temporizador de sincronización coincidente con la señal
de interrogación mediante fibra óptica 74 de la base 20 (figura 1),
datos de amplitud vídeo log 54, datos de fase digital 58 de la PAM
50, y vídeo de frecuencia 72 del discriminador de frecuencia 70. Los
expertos en la materia apreciarán que la señal de sincronización se
puede transmitir por medio de comunicación de datos distintas de
cables de fibra óptica tal como por transmisión inalámbrica,
cableado duro convencional y análogos. Alternativamente, la
sincronización se puede implementar mediante mecanismos internos en
los varios componentes tal como por relojes internos o
señales
GPS.
GPS.
La adquisición de sensor comienza a procesar las
entradas RF de las antenas 26 a la recepción de una señal de
arranque por el cable 74. Las señales de respuesta del transpondor
son procesadas analógicamente y guardadas. Los datos de fase y
frecuencia se correlacionan con los datos de adquisición de señal
vídeo de parada. Todos los datos pasan a procesadores 78 en la
estación base 20.
Se utiliza filtración de Kalman para mejorar la
exactitud de la estimación de posición. La filtración mejora la
exactitud utilizando no sólo las mediciones más recientes del
receptor, sino también la posición previamente determinada, la
"fiabilidad" estadística de dicha posición, y la varianza
estadística de las mediciones corrientes. La aplicación de
filtración de Kalman a sistemas de navegación la entienden bien los
expertos en la técnica; sin embargo, el aspecto siguiente de la
sintonización del filtro Kalman es especial de esta invención. La
matriz de covarianza de ruido del proceso Q es por lo general un
conjunto heurístico para acomodar maniobras deseadas esperadas, pero
se puede establecer adaptativamente por formulaciones más avanzadas
del filtro de Kalman. La matriz de covarianza de ruido del proceso Q
es una matriz de "envejecimiento" que permite que se produzcan
eventos de aceleración en el vector de estado que representa la
dinámica del avión. Generalmente se elige una Q estimada y después
"se afina" mediante simulación por ordenador o prueba en vuelo.
Por lo general, una primera aproximación para Q se calcula
considerando la aceleración máxima que el avión efectuará
probablemente. El valor óptimo del ruido del proceso se logra en
unión con aplicar el algoritmo de Antena de Diversidad (DA) a
continuación.
Con referencia ahora a la figura 3 se ilustra una
ilustración exagerada pero ejemplar del error de antena de
diversidad. Un avión 80 que se aproxima a una pista está equipado
con una antena inferior 86_{L} y una antena superior 86_{u}.
Como se ilustra, al principio el avión 80 responde a una
interrogación con la antena inferior 86_{L} y la señal 90 pasa
directamente a la red de antenas 26. Después de la secuencia inicial
de interrogación y respuesta, el avión se ha movido y ahora se
ilustra con el número de referencia 80'. Sin embargo, como se
ilustra, el avión 80', a causa de la posición responde a una
interrogación siguiente con la antena superior 86_{u}. Como se ha
explicado anteriormente, a causa de la separación entre las antenas
de diversidad 86_{L}, 86_{u}, se introduce un error en el
problema de navegación. Los procesadores 78 en la estación base 20
(figura 2) están equipados con un algoritmo de antena de diversidad
que evalúa la fase diferencial digitalizada de las señales de
respuesta con el tiempo para detectar una respuesta de transpondor
de avión que proviene de las antenas de diversidad. El algoritmo usa
los dos conjuntos de datos Ángulo de Llegada (AOA), 58A y 58B, para
establecer la existencia de una configuración de antena de
diversidad y calcular la separación de la antena de diversidad. En
el sentido en que se usa aquí, se entiende que el término AOA
implica cualquiera de varios métodos para averiguar la desviación
angular de algún ángulo de incidencia normal predeterminado, e
incluye determinar una desviación angular real, determinar una
diferencia de fase entre múltiples señales o calcular de otro modo
una dirección de llegada. Como se explica más plenamente más
adelante, las mediciones AOA que se determina que se originan en la
antena de diversidad superior del avión, compensan la separación de
la antena de diversidad, para producir un conjunto de medición que
tendría la antena inferior como un punto de emana-
ción.
ción.
En una realización actualmente preferida, el
algoritmo DA inicializa parámetros (Tabla 1) al comienzo de
adquisición de pista. Estos parámetros se sintonizan usando
simulación y datos de campo aplicando una amplia gama de tipos de
avión. Durante una aproximación a una pista, la detección de saltos
de medición, que podrían ser debidos a una conmutación de antena de
diversidad, se lleva a cabo examinando la delta entre el recuento de
interrogación anterior y el corriente. Si la delta de interrogación
indica muestras de medición secuenciales, y el rango de la medición
TOA está dentro del rango máximo 1, el seno del ángulo de salto se
calcula usando la diferencia en fase de la última interrogación y la
abertura correspondiente de la antena AOA, después se establece un
señalizador de salto detectado para indicar que hay datos. Si el
seno del ángulo de salto es mayor que el mínimo 2, la distancia de
salto se calcula a partir del ángulo de salto (metros) y se
determina la dirección. Si la distancia de salto está entre los
límites de salto mínimo y máximo 3, 4, se pone el señalizador de
salto detectado y la cantidad de salto se establece a la distancia.
Por último, el recuento de interrogación y medición de fase se
almacenan para comparación con los datos de interrogación
siguientes. Una realización alternativa de esta porción del
algoritmo usaría información de ángulo solamente (2) en un rango
estrecho para determinar cuando se produjo un
salto.
salto.
Una realización adicional, un tipo de salto
(Tabla 2) incluye asignación según el resultado de los saltos medio
y/o alto. La confianza de una configuración DA se calcula ponderando
el número de varios tipos de saltos de medición 10. Los saltos de
canal alto y medio en la misma dirección tienen un peso positivo
grande. Además, el nivel de concordancia entre los saltos de canal
alto y medio se utiliza para incrementar el peso. Los saltos de
canal de medición alto y medio en la dirección contraria tienen un
peso negativo grande. Los saltos de canal alto cuando no hay un
Medio disponible (debido a intercalación de la antena del sensor
AOA) tienen un peso positivo bajo. Igualmente, los saltos de canal
medio cuando no hay canal alto disponible, tienen peso positivo
bajo. Los saltos de canal alto o medio que se producen cuando hay
una medición media o alta disponible, pero que no indican un salto,
tienen un peso negativo bajo. Las mediciones que no indican ningún
salto tienen peso cero. Se pone un señalizador de existencia de
configuración de diversidad después de que el número suficiente de
actualizaciones de medición ha cumplido los criterios de
establecimiento de salto 9-12 indicando que el avión
está equipado con antena de diver-
sidad.
sidad.
Una vez establecidas, se estiman una pista de
separación DA y una pista de varianza de separación DA por dos
filtros Kalman monoestado con constante ganancia. Las pistas se
calculan 5-8 en base a la media de saltos de canal
alto y medio en la misma dirección. Una realización alternativa de
esta porción del algoritmo también usaría saltos de canal alto o
medio individuales cuando no está disponible un medio o alto,
respectivamente, para calcular las
pistas.
pistas.
El estado de antena 13-27 se
mantiene (es decir, antena de diversidad superior o inferior) junto
con la confianza en dicho estado. Un tipo de salto MISMO tiene una
confianza muy alta en la dirección indicada. Un tipo de salto
CONTRARIO pone el estado a desconocido. Un tipo de salto ALTO,
MEDIO, RUIDO ATO, o RUIDO MEDIO tiene una confianza alta solamente
si el tamaño del salto coincide con el salto esperado como se indica
con la pista de separación DA, de otro modo se reduce la confianza
de estado. Un tipo de salto de SIN DATOS reduce la confianza de
estado. Un tipo de salto de NINGUNO no cambia la confianza de
estado. Si el estado cambia de superior a inferior o viceversa, la
confianza de estado se incrementa. Además, la confianza de estado se
incrementa en base al nivel de concordancia entre el salto y la
pista de separación DA.
\newpage
Una respuesta que se determina que procede de la
antena de diversidad superior, se regula a un punto de emanación que
corresponde a la antena de diversidad inferior, en base a la pista
de separación DA. Los umbrales de ventana 28-35 se
establecen como límites mínimo y máximo, aplicando un sesgo a la
ventana en base a la velocidad de la pista de medición 33. El tamaño
de ventana se ajusta en base a la desviación estándar de la varianza
de estimación de separación 31 y la varianza de medición esperada
32. También se establece una ventana ancha, que es una escala lineal
36 de la ventana normal. La diferencia entre la medición media y/o
alta y la medición esperada se verifica contra estas ventanas.
También se comprueba la confianza de estado de antena de diversidad
37-38. Los resultados de estas pruebas
39-43 se utilizan para determinar si se deberá
ajustar la medición. Si es así, el valor de la pista de separación
DA se resta de la medición. Una realización alternativa de esta
porción del algoritmo calcularía la relación entre la pista de
separación DA y la diferencia entre la medición esperada y la
medición real. Este valor para la medición media y/o alta junto con
el estado de la antena de diversidad y la confianza de estado se
usaría para determinar si la medición deberá ser ajustada.
\vskip1.000000\baselineskip
Con referencia ahora a la figura 4, se facilita
una ilustración de retornos de trayectos múltiples. Las señales
entre un avión 80 y las antenas 26a-26d pueden
seguir dos o más trayectos de propagación entre antenas respectivas.
El primer trayecto es a lo largo de línea de visión directa 90 y los
otros trayectos son reflexiones de la tierra, colinas, edificios,
vehículos, avión u otros objetos, en función de la conductividad de
los objetos, el tamaño, la orientación y el ángulo de incidencia de
la señal. Las reflexiones de objetos que están muy próximos al
trayecto directo y permiten que la señal reflejada llegue muy pronto
después de la señal de trayecto directo se denominan comúnmente
trayectos múltiples de trayecto corto 92. Las reflexiones de objetos
además del trayecto directo pueden producir lo que se denomina
comúnmente trayectos múltiples de trayecto largo. Los trayectos
múltiples de trayecto corto 92 pueden impactar en la exactitud de la
medición AOA, puesto que la fase portadora de la señal que choca en
las antenas AOA es la suma vectorial de los componentes directos y
de trayectos múltiples. Otras referencias a la variedad de trayectos
múltiples de trayecto corto se denominarán aquí trayectos múltiples
92.
Los errores de los trayectos múltiples en las
señales de respuesta se corrigen introduciendo una tabla de consulta
con una posición inicial estimada del avión, que vuelve con la
desviación de fase calibrada para compensar errores esperados
inducidos en cada uno de los canales de resolución baja, media y
alta en función de la posición del avión en alcance, acimut y/o
elevación. Naturalmente los expertos en la materia apreciarán que
seleccionar varias correcciones de la tabla de consulta requerirá
una cierta cantidad de interpolación, formación de umbral u otras
técnicas de selección intermedias para determinar los valores de
corrección para posiciones entre posiciones calibradas. En efecto,
la conmutación de antenas de diversidad del transpondor (como se ha
explicado anteriormente) se detecta más fiablemente con la
corrección de calibración de trayectos múltiples aplicada a las
mediciones AOA antes de emplear el algoritmo DA.
Recordar que múltiples antenas
26a-26d están dispuestas conjuntamente para formar
una red 26 proporciona deseablemente múltiples aberturas evidentes,
por lo tanto resoluciones, para análisis. Por consiguiente, es
deseable la intercalación entre varios canales dependiendo de la
fase de la aproximación y la confianza de la estimación de
posición.
Inicialmente, la intercalación de antena se pone
inicialmente a la configuración baja según la Tabla 3. La
configuración baja de las velocidades de intercalación proporciona
suficiente mediciones de resolución baja para establecer una
estimación fiable de la posición del avión. El canal de resolución
baja proporciona una anchura de haz mayor que la de los canales
medio o alto y se utiliza para seleccionar de los ciclos ambiguos
disponibles en los canales medio y alto. Una realización alternativa
de la invención utiliza la respuesta de Modo C del transpondor para
resolver la ambigüedad de ciclo para los canales medio y alto, en
lugar de usar el canal bajo para resolver la ambigüedad de ciclo.
Durante la aproximación del avión a la pista el algoritmo de
procesado determina la intercalación de antena para interrogaciones
siguientes en base a la posición del avión con respecto al ángulo
deseado del trayecto de aproximación y la exactitud deseada de la
estimación de la posición del avión, y después pone la intercalación
de antena a las configuraciones baja, alta o de aproximación. Para
detección óptima de antena de diversidad y compensación, la
configuración de aproximación es la más deseable porque proporciona
la oportunidad máxima de comparar las mediciones siguientes de canal
medio y alto. Una realización alternativa de la configuración de
antena incluye control programable de una red en fase para
seleccionar la abertura evidente.
| Actualización nº | Configuración baja | Configuración alta | Configuración de | |||
| aproximación | ||||||
| C. A | C. C | C. A | C. C | C. A | C. C | |
| 1 | Bajo | Bajo | Alto | Alto | Alto | Alto |
| 2 | Alto | Alto | Medio | Medio | Medio | Medio |
| 3 | Alto | Bajo | Alto | Medio | Alto | Medio |
| 4 | Medio | Medio | Bajo | Bajo | Alto | Medio |
| 5 | Medio | Bajo | Alto | Medio | Alto | Medio |
| 6 | Alto | Bajo | Alto | Bajo | Alto | Medio |
| 7 | Alto | Medio | Alto | Medio | Alto | Medio |
| 8 | Medio | Bajo | Alto | Bajo | Alto | Medio |
| 9 | Alto | Bajo | Alto | Medio | Alto | Medio |
| 10 | Alto | Medio | Alto | Bajo | Alto | Medio |
| 11 | Medio | Bajo | Alto | Medio | Alto | Medio |
| 12 | Alto | Bajo | Alto | Bajo | Alto | Medio |
| 13 | Alto | Medio | Alto | Medio | Alto | Medio |
| 14 | Medio | Bajo | Alto | Bajo | Alto | Medio |
| 15 | Alto | Bajo | Alto | Medio | Alto | Medio |
TABLA 3
(continuación)
| Actualización nº | Configuración baja | Configuración alta | Configuración de | |||
| aproximación | ||||||
| C. A | C. C | C. A | C. C | C. A | C. C | |
| 16 | Alto | Medio | Alto | Bajo | Alto | Medio |
| 17 | Medio | Bajo | Alto | Medio | Alto | Medio |
| 18 | Alto | Bajo | Alto | Bajo | Alto | Medio |
| 19 | Alto | Medio | Alto | Medio | Alto | Medio |
| 20 | Medio | Bajo | Alto | Bajo | Alto | Medio |
Con referencia ahora a la figura 5, se ilustra un
diagrama de flujo general de los pasos que ponen en práctica
adecuadamente la presente invención. Una antena de avión 86
transmite una señal de respuesta 90 que se recibe en una red de
antenas basada en tierra 26, como se ve en el paso 100. Las señales
recibidas se envían a procesadores 78 en la base 20 para generar una
estimación de posición a partir del tiempo de llegada y el ángulo de
llegada de la señal de respuesta 90, como se ve en el paso 104. Los
procesadores centrales 78 en la base 20 realizan posteriormente
correcciones en la estimación de posición inicial para tener en
cuenta retornos de trayectos múltiples de las señales de respuesta
90, como se ve en el paso 108. Después de la corrección de trayectos
múltiples, los procesadores centrales 78, ejecutando un algoritmo DA
empleando intercalación de antena sobre actualizaciones sucesivas,
determinan si el avión que se aproxima 80 responde mediante las
antenas de diversidad 86_{L}, 86_{u} y aplica una corrección a
la estimación de posición en base a dicha determinación, como se ve
en el paso 110.
Los procesadores centrales 78 calculan un error
de posición comparando la posición ajustada del avión con una
posición deseada, tal como un trayecto de aproximación, como se ve
en el paso 114. Los expertos en la materia pueden apreciar que se
puede emplear cualquier tipo de trayecto de aproximación que conste
de una pluralidad de posiciones interconectadas que se puedan
comparar con una posición deseada del avión. En otros términos, a
diferencia de las aproximaciones rectas convencionales utilizadas
ahora en muchos aeropuertos, se puede definir corredores de
aproximación que evitan zonas sensibles a ruido, y características
del terreno, y/o zonas de circunnavegación en las que no es deseable
tráfico aéreo. Los procesadores 78 convierten la posición
determinada a un formato utilizable por un usuario, tal como un
controlador de tráfico aéreo o piloto de avión, como se ve en el
paso 118.
La invención se ha descrito con referencia a las
realizaciones preferidas. Obviamente, otras personas pensarán en
modificaciones y alteraciones después de leer y comprender la
descripción detallada anterior. Se pretende que la invención se
interprete incluyendo tales modificaciones y alteraciones en la
medida en que caigan dentro del alcance de las reivindicaciones
anexas.
Claims (15)
1. Un método de determinar una posición de un
avión que tiene un transpondor que transmite una señal de respuesta
en respuesta a una señal de interrogación, incluyendo el método:
recibir señales de respuesta en una pluralidad de
antenas dispuestas como una red;
estimar una posición del avión a partir de las
señales de respuesta recibidas;
determinar una fase diferencial de las señales de
respuesta; y
analizar la fase diferencial de las señales de
respuesta para determinar si las respectivas señales de respuesta
provienen de diferentes antenas en el avión.
2. El método expuesto en la reivindicación 1,
incluyendo además:
en base al paso de análisis, regular la posición
estimada para compensar las señales de respuesta que provienen de
diferentes antenas en el avión.
3. El método expuesto en la reivindicación 2,
incluyendo además:
calcular un error entre la posición ajustada y
una posición deseada; y
enviar el error a un usuario.
4. El método expuesto en la reivindicación 1,
donde la estimación de una posición incluye:
determinar un tiempo transcurrido entre la señal
de interrogación y la señal de respuesta; y
determinar un ángulo de llegada de la señal de
respuesta con relación a la red.
5. El método expuesto en la reivindicación 1,
donde el análisis incluye:
comparar un conjunto de señales de respuesta;
y
poner un indicador cuando la comparación excede
de un valor predeterminado que indica que las señales de respuesta
provienen de más de una antena.
6. El método expuesto en la reivindicación 1,
donde las señales de respuesta se propagan entre la antena del avión
y la red de antenas en trayectos que incluyen un trayecto directo y
un trayecto reflejado, incluyendo además el método:
aplicar una corrección de trayectos múltiples
determinada para corregir un error inducido por el trayecto de la
señal en el trayecto reflejado.
7. El método expuesto en la reivindicación 6,
donde el paso de aplicación incluye:
determinar una corrección de trayectos múltiples
de una pluralidad de correcciones almacenadas en base a la posición
estimada.
8. El método expuesto en la reivindicación 1,
incluyendo además:
recibir las señales de respuesta en una
pluralidad de antenas dispuestas como una red orientadas
horizontalmente; y
determinar un ángulo de la señal de respuesta con
relación a la red de antenas orientada horizontalmente.
9. El método expuesto en la reivindicación 1,
donde la determinación incluye:
recibir la señal de respuesta en una antena de
referencia de la pluralidad de antenas;
recibir la señal de respuesta en otra antena de
la pluralidad de antenas; y
determinar una diferencia en fase entre la señal
recibida en la antena de referencia y la señal recibida en la otra
antena.
10. Un aparato de trayectoria de planeo de
precisión para guiar un avión a lo largo de un trayecto de
aproximación dentro del rango operable de un interrogador que
transmite una señal de interrogación, teniendo el avión un
transpondor conectado de forma conmutable entre dos antenas,
transmitiendo el transpondor una señal de respuesta en respuesta a
la señal de interrogación, incluyendo el aparato:
- a)
- un sistema de medición de elevación que incluye:
- i)
- una pluralidad de antenas,
- ii)
- un temporizador sincronizado que determina un tiempo entre la señal de interrogación y la recepción de la señal de respuesta del transpondor en cada una de la pluralidad de antenas, y
- iii)
- una calculadora de fase de portadora diferencial que calcula una fase de portadora diferencial entre un primer canal de recepción incluyendo una primera antena, y un segundo canal de recepción incluyendo una segunda antena; y
- b)
- un procesador central incluyendo:
- i)
- un estimador de posición a base de tiempo que estima una posición en base al tiempo sincronizado de la recepción de la señal de respuesta en antenas seleccionadas,
- ii)
- una calculadora de antena de diversidad que detecta señales de respuesta que emanan de más de una antena en el avión, estima una distancia entre las antenas del avión, y compensa la fase de portadora diferencial por la distancia estimada, y
- iii)
- una calculadora de posición combinada que determina una posición en base a la fase de portadora diferencial compensada y la estimación de posición a base de tiempo.
11. El aparato de trayectoria de planeo de
precisión expuesto en la reivindicación 10, donde cuatro canales de
recepción reciben entrada de cuatro antenas.
12. El aparato de trayectoria de planeo de
precisión expuesto en la reivindicación 10, donde la calculadora de
posición combinada calcula un ángulo de la señal de respuesta con
relación a la pluralidad de antenas por intercalación entre los
canales de recepción.
13. El aparato de trayectoria de planeo de
precisión expuesto en la reivindicación 10, incluyendo además:
un corrector de errores de trayectos múltiples
que selecciona una corrección de trayectos múltiples en función de
la elevación del avión.
14. El aparato de trayectoria de planeo de
precisión expuesto en la reivindicación 10, incluyendo además:
un corrector de errores de trayectos múltiples
que selecciona una corrección de trayectos múltiples en función del
alcance del avión.
15. El aparato de trayectoria de planeo de
precisión expuesto en la reivindicación 10, incluyendo además:
un corrector de errores de trayectos múltiples
que selecciona una corrección de trayectos múltiples en función del
azimut del avión.
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